Радиопередающее устройство



Радиопередающее устройство
Радиопередающее устройство

 


Владельцы патента RU 2566322:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) (RU)

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска. Радиопередающее устройство (РПДУ) содержит автогенератор, усилитель мощности и передающую антенну. В автогенераторе и усилителе мощности используют транзисторы с частотой, соответствующей выходной частоте РПДУ. Плотность материала подложки антенных блоков выбирают минимальной при обеспечении защиты аппаратуры, находящейся в защитном корпусе за блоками, от радиационных излучений космического пространства. Техническим результатом изобретения является снижение габаритно-массовых параметров РПДУ. 2 ил.

 

Предлагаемое устройство относится к области радиотехники и может быть использовано в телеметрических системах для радиопередачи информации о техническом состоянии изделий ракетно-космической техники (РКТ) на этапе космического запуска. Последнее особенно важно, поскольку, как показал анализ информации по космическим запускам за последние 10 лет, на данном этапе эксплуатации РКТ происходит более 8% аварийных случаев и неудачных запусков ежегодно, при этом для России эта цифра в последние годы доходила даже до 17% от количества собственных запусков. Так, например, в 2011 году из 28 космических запусков 5 оказались неудачными и аварийными. Известно, например, что стоимость аварийного пуска с тремя спутниками в июле 2013 года составила 6 млрд руб. (см. НК №9 за 2013 год).

В этих условиях становится чрезвычайно важным своевременное получение информации о техническом состоянии систем изделий РКТ на этапе подготовки и в момент космического запуска, чтобы тем самым предотвратить аварийный пуск или помочь выяснить его причину. Очевидно, что для этого целесообразно оборудовать изделия РКТ специальной системой обнаружения аварийного состояния, поскольку штатная бортовая система телеметрии в этих условиях зачастую выходит из строя.

На подобную систему от ЦНИИмаш была подана заявка, по которой был получен патент за №135620 от 20.12.2013 [1].

РПДУ является одним из основных элементов такой системы и от его параметров зависят и параметры всей системы.

Основными узлами РПДУ являются: генератор несущей частоты, модулятор, усилитель мощности и передающая антенна.

Генератор несущей частоты формирует колебания несущей частоты, которые является переносчиками сообщения. В современных системах связи генератор несущей частоты выполняют в виде синтезатора частот, предназначенного для формирования в заданном диапазоне частот высокостабильных колебаний, определяемых стабильностью параметров задающего генератора.

Модулятор - узел, в котором на параметры несущего колебания накладывается передаваемое сообщение. При этом синтезатор частоты вырабатывает колебания с постоянной частотой.

Усилитель мощности предназначен для увеличения уровня радиосигнала до величины, определяемой мощностью излучаемого в системе связи сигнала. Необходимое согласование РПДУ с антенной обеспечивает выходная цепь.

Подобные РПДУ известны, например РПДУ для подвижных средств, в том числе и для космических аппаратов [2] (1-й аналог), который, с целью повышения помехоустойчивости получения телеметрической информации, содержит, наряду с перечисленными элементами, новый элемент "ИЛИ" и дополнительный ВЧ-генератор. Однако не указано, как это сказывается на габаритно-массовых параметрах РПДУ, что является недостатком указанного аналога.

Известен также бортовой радиопередатчик для передачи информации на наземный приемный пункт, который содержит сведения о габаритно-массовых параметрах элементов, входящих в состав устройства [3] (2-й аналог). Это устройство имеет довольно большую массу, которая составляет не менее 7 кг. Однако оно является наиболее близким к заявленному устройству и поэтому принято в качестве прототипа.

Заявленное устройство направлено на уменьшение габаритно-массовых параметров РПДУ.

Технический результат достигается за счет использования в автогенераторе и усилителе мощности транзисторов типа КТ909Б [4, 5], обладающих частотой, соизмеримой с выходной (~450 МГц). Использование одной частоты особенно важно при получении информации при ограниченном времени связи, кроме того, эти транзисторы обладают достаточно большой мощностью (40 Вт). Все это позволяет использовать минимальное количество таких транзисторов в автогенераторе и усилителе мощности и благодаря этому иметь плату с минимальными размерами в плане и размещать ее на одном теплоотводящем радиаторе, что позволяет, в свою очередь, иметь минимальные поперечные размеры защитного корпуса [6], где эта плата размещается на амортизированной платформе, и тем самым обеспечивается защита от механических нагрузок и от внешнего радиационного излучения.

В качестве антенны предлагается использовать малогабаритную антенну в виде четырех блоков [7], размещаемых в проемах на боковой поверхности защитного корпуса [6] и содержащих диэлектрическую подложку, например из пенопласта. При этом материал подложки принимают с минимальной плотностью при обеспечении защиты аппаратуры, размещаемой в корпусе за указанными блоками, от радиационных излучений космического пространства.

Предлагаемое РПДУ поясняется чертежами, где:

- на фиг.1 предлагаемое устройство с антенными блоками представлено в изометрии в масштабе примерно 1:3;

- на фиг.2 приведена структурная схема предлагаемого варианта РПДУ.

На фиг.1 обозначено: 1 - радиатор, 2 - слой теплопроводящей пасты, 3 - плата с приборами РПДУ, 4 - блок АФУ, содержащий пластину - 5, диэлектрическую подложку - 6, экранную плоскость - 7.

На фиг.2 обозначено: 8 - автогенератор, 9 - усилитель мощности, 10 - кварцевый резонатор, 11 - транзистор типа КТ909Б, 12 - индуктивность, 13 - емкость, 14 - сопротивление, 15 - подстроечная емкость, 16 - модулятор, 17 - выходная согласующая цепь, а также указан вход от вторичного источника питания (ВИЛ), имеющего в своем составе усилители согласования сигналов для управления РПДУ, поступающих от микропроцессорного устройства системы обнаружения аварийного состояния изделия РКТ, а также выход к антенно-фидерному устройству (АФУ).

Техническим результатом использования предлагаемого устройства является снижение габаритно-массовых параметров РПДУ.

При этом, как показали оценки, масса предлагаемого РПДУ (с антенно-фидерным устройством и радиатором) получается в четыре с лишним раза меньше по сравнению с прототипом.

Литература

1. «Устройство обнаружения аварийного состояния изделия ракетно-космической техники». Патент №135620 от 20.12.2013 г.

2. Радиопередающее устройство. Патент №2113056 01, МТК НО 481/04 от 10.06.1998.

3. Бортовой передатчик для передачи информации на приемный пункт. ФГУП НЛП «ОПТЭКС», М. 2004.

4. В.И. Калганов «Транзисторные радиопередатчики», М. «Энергия» 1976, с.430. 5. Транзисторы. М. «Радио и связь». 1989, с.237.

6. Корпус электронного блока. Патент №118157 от 10.07.2012 г.

7. А.Ф. Лось. «Микрополосковые и диэлектрические резонаторные антенны. САПР-модели. Методы математического моделирования». Антенны НТТЖ №11 (66) 2002 г., с.34-47.

Радиопередающее устройство, имеющее возможность передачи информации об аварийном состоянии изделия ракетно-космической техники на этапе космического запуска, содержащее автогенератор, усилитель мощности и передающую антенну в виде четырех блоков с диэлектрической подложкой, размещаемых в проемах на боковой поверхности защитного корпуса, отличающееся тем, что в автогенераторе и усилителе мощности используют транзисторы с частотой, соответствующей выходной частоте радиопередающего устройства, а плотность диэлектрического материала подложки антенных блоков выбирают минимальной при обеспечении защиты размещаемой в корпусе за антенными блоками аппаратуры от радиационных излучений космического пространства.



 

Похожие патенты:

Кронштейн // 2565427
Металлический кронштейн (1) состоит из двух концевых участков с пазами и имеет Г-образный профиль с продольными и поперечными пазами (2) различной толщины по всей его длине.

Изобретение относится к устройствам и способам защиты летательных объектов при нападении. Целевой объект размещается в космическом аппарате (ложном объекте - оболочке).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для обеспечения безопасности космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции в открытом космосе.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит корпус, устройство забора воздуха, блок управления, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удаления нефункционирующего космического аппарата (КА) с геостационарной орбиты. Выводят на геостационарную орбиту КА со средством наблюдения и захвата нефункционирующего КА и дополнительным запасом компонентов топлива, переводят КА после окончания срока активного существования в точку стояния на геостационарной орбите нефункционирующего КА, осуществляют ориентацию относительно нефункционирующего КА, наводят на нефункционирующий КА, захватывают нефункционирующий КА, включают двигатель КА, переводят связку космических аппаратов на орбиту захоронения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет космического назначения (РКН). Система для обеспечения выхода в космическое пространство содержит РКН с двунаправленной поверхностью управления с возможностью разворота, с возможностью принимать информацию о положении конструкции части РКН на поверхности воды для регулирования траектории полета, стартовую площадку, средство для запуска РКН или части РКН со стартовой площадки в первый раз и второй раз соответственно, средство для вертикальной посадки части РКН на конструкцию на водной поверхности, средство для запуска, средство для изменения ориентации РКН с ориентации носом вперед на ориентацию хвостом вперед перед посадкой и повторного входа в атмосферу Земли, средство для отключения ракетных двигателей, средство для первичного и повторного запуска одного или больше ракетных двигателей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в последних ступенях ракет-носителей. Ракетно-космическая система (РКС) содержит ракету-носитель с последней ступенью с внешним корпусным отсеком с силовым промежуточным опорным шпангоутом с состыкованными между собой с помощью крепежных элементов наружным и внутренним шпангоутами, космический аппарат с головным обтекателем с торцевым шпангоутом.

Изобретение относится к системе доставки различных видов полезной нагрузки в верхние слои атмосферы и выше. Система пуска ракет (1) включает трубчатую тележку пуска ракет (2) с фрикционными приводами кабельного/тросового пути (26), перемещаемую ниже двухосевого шарнира (63), прикрепленного к земле, поднимаемую в коаксиальную переносную трубу (124, 143), ведущую к трем основным привязным кабелям/тросам (27), вес которых компенсируется аэростатами (164).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты. При этом препрег выполнен в виде многослойной ленты, в каждом слое которой куски образующих ее лент скреплены между собой встык со смещением этих стыков, расположенных в соседних слоях, относительно друг друга. Слои ленты скреплены между собой в точках, расположенных зигзагообразно вдоль продольной оси ленты. Достигается повышение качества изготовления теплозащитного покрытия за счет оптимизации структуры и конструктивно-технологической схемы изготовления ленточного препрега с повышенной термоэрозионной стойкостью в сочетании с улучшенными теплоизоляционными свойствами и меньшей толщиной. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ. Тяга ДУ ориентирована перпендикулярно плоскости орбиты активного ИСЗ в направлении от плоскости орбиты пассивного ИСЗ. Поддержание расстояния между ИСЗ по дистанции производится периодическим изменением высоты полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль местной вертикали или периодическим изменением скорости полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль направления полета. Техническим результатом изобретения является создание способа группового орбитального движения двух и более ИСЗ, включающего их полет по близким орбитам с возможностью изменения положения активных аппаратов относительно пассивного, поддержание заданной конфигурации орбитального построения относительно наблюдателя на поверхности Земли. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. Космическая платформа содержит модуль служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, систему терморегулирования. Космическая платформа включает в себя цилиндрический отсек в виде сетчатой конструкции из углепластика, сотовые панели с кронштейнами. Внутри цилиндрического отсека установлены баки хранения рабочего тела для двигательной установки системы коррекции с плазменными двигателями на ксеноне и двигательной установки системы ориентации и стабилизации. Техническим результатом изобретения является повышение плотности компоновки и сокращение сроков изготовления КА на базе данной платформы. 4 ил.,3 з.п. ф-лы

Изобретение относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента. Космический сегмент состоит из N информационных узлов, состоящих из основного и связанных космических аппаратов в виде кольцевых кластеров, объединенных локальной сетью, при этом космические информационные узлы расположены в смещенных орбитальных плоскостях, а наземный сегмент состоит из сети связанных между собой непосредственно или через телекоммуникационное и информационное пространство конкретной страны с наземными информационными узлами, каждый из которых связан с космическими информационными узлами, которые также связаны со всеми связанными космическими аппаратами-абонентами кластеров. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему. Изобретение позволяет сократить время предстартовой подготовки РКН ЛК к пуску. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА). Многомодульный космический аппарат (МКА) для очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов содержит двигательную установку с запасами топлива, энергоустановку и систему управления с комплексом средств наблюдения и определения параметров движения сводимого с орбиты космического аппарата (СКА). На борту МКА размещено не менее одного модуля автономного маневрирования с двигательной установкой, системой управления, головкой самонаведения, полезной нагрузкой, с возможностью отделения модуля в заданный момент времени. Способ очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов включает запуск МКА на дежурную орбиту, близкую по высоте к ГСО нахождения СКА, во встречном направлении по отношению к направлению движения СКА. Техническим результатом изобретения является снижение затрат ресурсов (топлива, ракет-носителей) на решение задачи очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН). Собирают космические аппараты вокруг соответствующих частей разделяемой силовой трубы на заводе-изготовителе, интегрируют КА в единую ПН, собирают космическую головную часть (КГЧ) в составе интегрированной ПН и головного обтекателя (ГО), устанавливают КГЧ на штатное место на РН. Изобретение позволяет повысить эффективность использования объёма под ГО РН. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда. При появлении тока разряда блокируют проведение балансировки аккумуляторов, а при исчезновении - продолжают. Обеспечивается повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей в составе системы электропитания низколетящего космического аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры. Блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек с интервалами, начинающимися при приближении поршня к амортизационным предохранительным упорам и прекращающимися после прекращения ускорения. Техническим результатом изобретения является увеличение скорости и экономия энергоресурсов. 1 ил.
Наверх