Космическая платформа



Космическая платформа
Космическая платформа
Космическая платформа
Космическая платформа

 


Владельцы патента RU 2569658:

Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)

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

 

Настоящее изобретение предназначено для использования в космической технике при разработке космических аппаратов.

Известна многоцелевая космическая платформа для создания космических аппаратов (RU 2376212). Платформа содержит каркас, выполненный в форме параллелепипеда, с установленными на нем боковыми, верхней и нижней панелями, шарнирно закрепленными на каркасе солнечными батареями. Внутрикаркасное пространство разделено промежуточной панелью, размещенной между нижней и верхней панелями и закрепленной на каркасе, соответственно на отсек служебных систем и отсек полезной нагрузки.

Недостатком данного технического решения является отсутствие возможности разместить на боковых стенках (панелях) корпуса некоторые виды целевой аппаратуры космических аппаратов (антенны), отличающихся значительными габаритами, т.к. боковые стенки платформы заняты каркасами солнечных батарей, и размещение на боковых стенках других элементов полезной нагрузки может препятствовать раскрытию солнечных батарей. Кроме того, отсутствие привода поворота солнечных батарей требует постоянного изменения ориентации КА для того, чтобы обеспечить постоянную ориентацию солнечных батарей на солнце. Данное свойство ограничивает возможности применения платформы, в частности нецелесообразно использовать данную космическую платформу для космических аппаратов на геостационарной орбите.

В качестве ближайшего аналога (прототипа) выбрана известная многоцелевая космическая платформа для создания космических аппаратов (RU 2375267). Платформа содержит модуль служебной аппаратуры в форме прямоугольного параллелепипеда, образованного торцевой платой и четырьмя боковыми платами. Внутри установлены две промежуточные палаты, делящие модуль на три отсека для служебной аппаратуры. На боковой плате смонтированы приборы системы ориентации и стабилизации и антенны. На одной из плат смонтированы узлы стыковки с системой отделения. Двигательная установка смонтирована в районе предполагаемого центра масс. Панели солнечных батарей смонтированы на выступающих за пределы модуля кронштейнах. Узлы установки модуля полезной нагрузки (МПН) расположены на свободных торцах боковых плат модуля и выступающих кронштейнах. Причем приборы целевой аппаратуры полезной нагрузки располагаются в пространстве между солнечными батареями и свободной зоной модуля со стороны открытой его части.

Ряд существенных недостатков, характерных для прототипа, заключается в следующем:

1. Зона, занимаемая МПН, ограничена свободным пространством между солнечными батареями и свободной зоной модуля со стороны открытой его части, что накладывает ограничения на размеры МПН. При такой компоновке не используется коническая часть головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя;

2. Наличие разделения функций конструкции на силовую и тепловую, т.е. использование в прочностной схеме в основном внутренних силовых элементов для обеспечения жесткости, прочности, геометрической стабильности и термоупругости.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является улучшение технических и эксплуатационных характеристик, а также сокращение сроков и стоимости создания на ее основе космических аппаратов (КА) с различной целевой аппаратурой.

Задача решается тем, что космическая платформа, содержащая модуль служебных систем (МСС) в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, имеет пространственную конструкцию, причем конструктивно-силовую основу космической платформы составляет цилиндрический отсек (силовая конструкция корпуса), выполненный в виде сетчатой конструкции из высокомодульного углепластика, с закрепленными на нем сотовыми панелями, соединенными между собой кронштейнами, внутри цилиндрического отсека устанавливаются баки хранения рабочего тела для двигательной установки (ДУ) системы коррекции (СК) и баки хранения рабочего тела для ДУ системы ориентации и стабилизации (СОС), внутренний объем корпуса МСС, верхняя панель и вертикальная панель отводятся под размещение приборов подсистем, в состав многоцелевой космической платформы входят складываемые панели солнечных батарей (СБ), для ориентации нормали активной поверхности панелей СБ на солнце предназначен привод батареи солнечной, двигательная установка системы коррекции (СК) на основе стационарных плазменных двигателей на ксеноне, размещенных на титановых кронштейнах, векторами тяг блоков коррекции проходящих через фактический центр масс КА, для обеспечения прохождения векторов тяг через фактический центр масс блоки коррекции установлены на титановые кронштейны с возможностью перемещения в одной плоскости и вращения относительно оси, в качестве исполнительного органа для создания управляющих моментов относительно осей связанной с КА системы координат используется двигательная установка системы ориентации и стабилизации, двигательные блоки ориентации располагаются на панелях-радиаторах, в зоне стыка с верхней панелью и в центре силовой конструкции корпуса (СКК) со стороны стыковки с ракетой-носителем, на расстоянии от центра масс КА на базе заявляемой платформы, обеспечивающем максимальные плечи управляющих моментов, установка космических аппаратов на базе данной космической платформы на ракету-носитель при реализации групповых и попутных запусков осуществляется при помощи устройства отделения, установленного по нижнему шпангоуту СКК, для обеспечения температурного режима оборудования в составе платформы существует система терморегулирования, основными базовыми решениями являются применение полностью резервированного жидкостного контура СТР и средств пассивного регулирования.

Космическая платформа представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль, объединяющий все бортовые служебные подсистемы, которые должны обеспечивать работу полезной нагрузки и предоставлять для нее все необходимые ресурсы и услуги.

В процессе создания КА космическая платформа объединяется с полезной нагрузкой, которая также представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль.

Для обеспечения простой интеграции с различными полезными нагрузками, соответствующими различным спутникам, космическая платформа имеет простые и четко определенные унифицированные интерфейсы, включая:

- механический интерфейс;

- электрический интерфейс;

- тепловой интерфейс;

- информационный интерфейс.

Построение и характеристики интерфейсов универсальные и обеспечивают возможность интеграции с платформой полезных нагрузок различных спутников, которые соответствуют диапазону интерфейсных требований платформы.

Все интерфейсы пространственно расположены в зонах стыковки конструкций платформы и полезной нагрузки и к ним обеспечивается легкий доступ на всех этапах наземной эксплуатации.

Космическая платформа также обеспечивает установку созданного на ее базе спутника, на средства выведения для осуществления запуска. Для этой цели она имеет унифицированный интерфейс, согласованный для всех применимых средств выведения.

Интерфейс со средствами выведения используется также для стыковки с наземным транспортировочным и технологическим оборудованием в процессе работ по сборке, интеграции и испытаниям платформы и спутника в целом, а также транспортировке и подготовке на полигоне запуска.

Космическая платформа имеет в своем составе бортовые системы, способные как минимум обеспечить выполнение следующих функций в обеспечении функционирования КА на участке выведения на орбиту, дрейфа и установки в заданную точку геостационарной орбиты (ГСО), выполнения целевых задач в течение срока эксплуатации:

- общее управление работой всех подсистем и оборудования и взаимодействие с наземным комплексом управления;

- перевод платформы из стартовой конфигурации в рабочую;

- ориентация и стабилизация корпуса КА с требуемыми точностями;

- удержание КА в заданной точке ГСО с требуемыми точностями;

- формирование управляющих сил и моментов в процессе ориентации, стабилизации КА и управления его движением;

- электропитание всех подсистем платформы и МПН во всех режимах эксплуатации;

- поддержание температурных режимов всех элементов платформы и МПН в заданных пределах;

- поддержание всех элементов КА в требуемом взаимном положении на всех этапах эксплуатации и защита от внешних воздействий;

- обеспечение проведения наземной отработки и испытаний КА и его бортовых систем, взаимодействия с наземным испытательным оборудованием.

Заявляемая космическая платформа поясняется чертежами, на которых изображено:

- на фиг.1 изображен вид общий (рабочее состояние КП в аксонометрической проекции);

- на фиг.2 изображен вид общий (стартовое состояние КП в аксонометрической проекции);

- на фиг.3 - конструктивное деление платформы;

- на фиг.4 - размещение баков хранения рабочего тела для двигательных установок.

Конструктивно-силовой основой платформы является негерметичный приборный отсек, который состоит из силовой конструкции корпуса 1, выполненный в виде сетчатой конструкции из высокомодульного углепластика и закрепленного на ней приборного блока 2, выполненного из трехслойных сотопанелей, соединенных между собой кронштейнами. Приборный блок 2 негерметичного исполнения служит для размещения аппаратуры модуля служебных систем, выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда из плоских панелей 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9. Приборный блок 2 закреплен на торце изогридной трубы 1. Панель 3 наружной поверхностью обращена к панелям солнечных батарей 10, имеет прямоугольную форму с круглым отверстием по центру, в котором размещена изогридная труба 1. На панели 1 находится часть приборов 11, электрические интерфейсы и гидравлические интерфейсы 12 для стыковки с модулем полезной нагрузки. Вдоль СКК 1 располагается вертикальная панель 9, на которой расположено оборудование 11.

Внутренний объем корпуса МСС, верхняя панель 3, панель вертикальная 9 отводится под размещение приборов подсистем 11, аккумуляторных батарей 13, элементов 14 системы терморегулирования. Так же часть элементов 14 СТР крепится на СКК 1.

Внутри цилиндрического отсека СКК устанавливаются баки хранения рабочего тела 15 для двигательной установки системы коррекции и баки хранения рабочего тела 16 для ДУ системы ориентации и стабилизации. Количество баков может изменяться в зависимости от миссии космического аппарата построенного на базе данной платформы.

В состав многоцелевой космической платформы входят складываемые панели солнечных батарей 10. Для ориентации нормали активной поверхности панелей СБ на Солнце предназначен привод батареи солнечной 17.

В состав многоцелевой космической платформы входит двигательная установка 18 системы коррекции на основе стационарных плазменных двигателей на ксеноне, размещенных на титановых кронштейнах, векторами тяг блоков коррекции проходящих через фактический центр масс КА. Для обеспечения прохождения векторов тяг через фактический центр масс блоки коррекции установлены на титановые кронштейны с возможностью перемещения в одной плоскости и вращения относительно оси.

В качестве исполнительного органа для создания управляющих моментов относительно осей связанной с КА системы координат используется двигательная установка 19 системы ориентации и стабилизации. Двигательные блоки ориентации располагаются на панелях-радиаторах, в зоне стыка с верхней панелью и в центре СКК со стороны стыковки с ракетой-носителем, на расстоянии от центра масс КА на базе заявляемой платформы, обеспечивающем максимальные плечи управляющих моментов.

Установка космических аппаратов на базе данной космической платформы на ракету-носитель при реализации групповых и попутных запусков осуществляется при помощи устройства отделения 20, установленного по нижнему шпангоуту СКК.

Для обеспечения температурного режима оборудования в составе платформы существует система терморегулирования. Основными базовыми решениями, положенными в основу создания СТР платформы и КА на базе платформы, являются применение комбинированной подсистемы на основе тепловых труб и полностью резервированного жидкостного контура (ЖК), дополненной управляемыми электрообогревателями и средствами пассивного регулирования.

Принятая концепция базируется на следующих принципах:

1) В качестве основных автономных радиаторов 7 СТР используется наружная поверхность сотовых приборных панелей платформы, расположенных по осям «±Z» 5 и покрытых терморегулирующим покрытием ОСО-С для обеспечения отвода тепловой мощности от платформы в течение заданного срока эксплуатации. Автономные радиаторы 7 СТР используются для терморегулирования АБ;

2) ЖК состоит из двух независимых контуров (гидравлически не связаны друг с другом): основного и резервного и предназначен для отвода теплового потока от оборудования, размещенного на платформе, на радиаторы «±Z» ПН, также ЖК может осуществлять перенос избыточного теплового потока между панелями-радиаторами МСС и полезной нагрузки, которая будет стыковаться с данной платформой.

Площадь радиационных панелей космической платформы определяется исходя из необходимого теплоотвода от оборудования платформы.

Для снижения нерегулируемого теплообмена с внешней средой конструкция и оборудование КА закрыты теплоизоляцией.

С целью удовлетворения требований по полям зрения оптических приборов СОС, минимизации конструктивной погрешности увязки осей этих приборов и осей диаграмм направленности антенн МПН, а также конструктивного упрощения КА оптические приборы СОС, кабели, соединяющие это оборудование с другим оборудованием платформы, монтируются на модуле полезной нагрузки.

Заявляемая космическая платформа по сравнению с прототипом позволяет следующее:

1. Повысить плотность компоновки создаваемых на основе платформы КА за счет более полного использования зоны полезного груза (ЗПГ) ракеты-носителя. Вся аппаратура платформы скомпонована в нижней части ЗПГ, весь остальной объем (в том числе конусная часть ЗПГ) остается под компоновку МПН.

2. Сократить сроки изготовления КА за счет использования рекуррентной космической платформы с простыми и четко определенными унифицированными интерфейсами и различных МПН.

3. Сократить стоимость изготовления КА на базе данной космической платформы, т.к. не нет необходимости затрачивать средства на ее доработку и деквалификацию.

1. Космическая платформа, содержащая модуль служебных систем (МСС) в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, отличающаяся тем, что космическая платформа представляет собой пространственную конструкцию, причем конструктивно-силовую основу космической платформы составляет цилиндрический отсек (силовая конструкция корпуса), выполненный в виде сетчатой конструкции из высокомодульного углепластика, с закрепленными на нем сотовыми панелями, соединенными между собой кронштейнами, внутри цилиндрического отсека устанавливаются баки хранения рабочего тела для двигательной установки (ДУ) системы коррекции (СК) и баки хранения рабочего тела для ДУ системы ориентации и стабилизации (СОС), внутренний объем корпуса МСС, верхняя панель и вертикальная панель отводятся под размещение приборов подсистем, в состав многоцелевой космической платформы входят складываемые панели солнечных батарей (СБ), для ориентации нормали активной поверхности панелей СБ на солнце предназначен привод батареи солнечной, двигательная установка системы коррекции (СК) на основе стационарных плазменных двигателей на ксеноне, размещенных на титановых кронштейнах, векторами тяг блоков коррекции проходящих через фактический центр масс космического аппарата (КА), для обеспечения прохождения векторов тяг через фактический центр масс блоки коррекции установлены на титановые кронштейны с возможностью перемещения в одной плоскости и вращения относительно оси, в качестве исполнительного органа для создания управляющих моментов относительно осей связанной с КА системы координат используется двигательная установка СОС, двигательные блоки ориентации располагаются на панелях-радиаторах, в зоне стыка с верхней панелью и в центре силовой конструкции корпуса (СКК) со стороны стыковки с ракетой-носителем, на расстоянии от центра масс КА на базе заявляемой платформы, обеспечивающем максимальные плечи управляющих моментов, установка космических аппаратов на базе данной космической платформы на ракету-носитель при реализации групповых и попутных запусков осуществляется при помощи устройства отделения, установленного по нижнему шпангоуту СКК, для обеспечения температурного режима оборудования в составе платформы существует система терморегулирования, основными базовыми решениями являются применение полностью резервированного жидкостного контура СТР и средств пассивного регулирования.

2. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что количество баков может изменяться в зависимости от миссии космического аппарата, построенного на базе данной платформы.

3. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что количество вертикальных панелей может быть больше одной, если необходимо более полно использовать компоновочное пространство.

4. Космическая платформа по п.1, отличающаяся тем, что часть двигательной установки системы коррекции устанавливается на модуле полезной нагрузки.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска.

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 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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами. Изобретение позволяет повысить ускорение и надежность ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока. Задают углы срабатывания и отпускания СБ, диапазон времени определения положения СБ на освещенном участке орбиты и максимально допустимый угол анализа токов. Задают максимально допустимые ошибку определения углового положения СБ и период измерения токов. Устанавливают начальное значение максимального фонового тока и вычисляют точность определения положения СБ. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей и повышение эффективности способа управления положением СБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа. 14 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх