Космический аппарат для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности



Космический аппарат для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности
Космический аппарат для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности
Космический аппарат для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности
Космический аппарат для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности
Космический аппарат для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности

 


Владельцы патента RU 2577288:

Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство (RU)
Федеральное государственное унитарное предприятие "НПО им. С.А. Лавочкина" (ФГУП "НПО им. С.А. Лавочкина") (RU)

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца. КА содержит корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей (СБ). Панели одной из пар СБ закреплены с возможностью отделения на панелях другой пары СБ и имеют с ними общую ось вращения. Неотделяемые от КА панели СБ имеют две противоположные рабочие поверхности. На одной из них установлены только фотопреобразователи, а на другой - также и чередующиеся с последними теплоотражающие элементы. Выбор действующей рабочей поверхности панели, а также угол её установки определяются плотностью падающих солнечных потоков. Техническим результатом изобретения является снижение массы КА, повышение его надежности и упрощение алгоритма ориентации панелей СБ благодаря эффективной структуре СБ. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в конструкции космических аппаратов (КА), подвергающихся в процессе работы воздействию солнечных потоков повышенной плотности, например, при исследовании Солнца и Меркурия.

Исследование Солнца и Меркурия с близких дистанций требует создания КА, в которых работа бортового оборудования и научных приборов должна быть обеспечена в течение продолжительного времени в условиях действия мощного солнечного излучения. На текущий момент в мире уже существует ряд проектов, где предусмотрены оригинальные и эффективные варианты решения этой сложной инженерной задачи. К числу таких проектов, прежде всего, следует отнести проект Messenger (NASA) [AIAA 2010-6848, Carl J. Ercol, «The MESSENGER Spacecraft PowerSystem: Thermal Performance through Mercury Flyby 3»], предусматривающий отправку КА к Меркурию и использование его в качестве искусственного спутника планеты, проект Solar Probe (NASA) [Solar Probe+Mission Engineering Study Report Prepared for NASA′s Heliophysics Division By The Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory, March-2008], направленный на изучение физики Солнца с близкой к нему гелиоцентрической орбиты, и ряд других проектов.

Можно выделить два важных аспекта, которые объединяют концепции КА, направляемых с Земли к Солнцу, в рамках вышеназванных проектов. Во-первых, в составе каждого КА имеется теплозащитный экран, который, благодаря постоянной солнечной ориентации, создает тень на элементы КА, не способные выдержать мощное солнечное излучение. Во-вторых, системы энергоснабжения КА в названных проектах укомплектованы солнечными батареями, рабочий режим которых обеспечивается изменением их углового положения. При этом конструкции самих солнечных батарей (СБ) специально адаптированы к повышенным температурам.

Известный КА Messenger содержит корпус, научную и служебную аппаратуру, теплозащитный экран и другие средства терморегулирования, а также солнечные батареи [AIAA 2010-6848, Carl J. Ercol, «The MESSENGER Spacecraft PowerSystem: Thermal Performance through Mercury Flyby 3»]. Солнечные батареи (СБ) представлены двумя поворотными односторонними панелями, расположенными по разные стороны от продольной оси КА. Внешние стороны панелей солнечных батарей (СБ) частично покрыты терморегулирующим покрытием класса «солнечные отражатели» (ТРПСО) и частично - фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП) на базе GaAs. Для защиты солнечной батареи от ожидаемых повышенных температур каждая линия, построенная из элементов ФЭП, использует расположенные рядом две одинаковых линии из ТРПСО, при этом «фактор покрытия» поверхности панели элементами ФЭП составляет 33%. ФЭП и ТРПСО наклеиваются чередующимися рядами, что позволяет распределять тепло по внешней стороне панели, а также отводить его на тыльную часть панели. В совокупности каждая панель СБ отражает ~ 60% падающей солнечной энергии. Для ограничения роста рабочей температуры СБ по мере приближения КА к Солнцу панели отклоняют, а именно увеличивают угол между направлением на Солнце и нормалью к СБ. Запуск КА Messenger был произведен в 2004 г. Постановка КА на рабочую орбиту Меркурия была осуществлена в марте 2011. В условиях летной эксплуатации КА Messenger была обеспечена стабильная работа панелей СБ в диапазоне угловых положений от 0° до 75°, поэтому данный диапазон принят в качестве базового для всех последующих аппаратов ESA и NASA, направляемых в окрестности Солнца. Для обеспечения теплового режима КА с расстояния 0.95 a.e. (~204 Rs) и менее его основные элементы скрываются от интенсивного излучения Солнца за специальным керамическим экраном. Панели солнечных батарей всегда экспонированы на Солнце, что и потребовало применения специальных мер, описанных выше, и некоторых конструкционных решений, в частности панели СБ представляют собой алюминиевые соты, обшитые листами из высокотеплопроводного углепластика.

Существенным недостатком и ограничением технического решения, воплощенного в КА Мессенджер, является то, что его СБ развивают номинальные характеристики лишь на орбите Меркурия. Это означает, что для КА, применяемых на гелиоцентрических орбитах, имеющих апогей 1 а.е. (215 Rs) и более - солнечные батареи, сконструированные, как на КА Мессенджер, будут иметь массу и габариты почти в 3 раза больше, чем традиционная СБ, применяемая в искусственных спутниках Земли (ИСЗ).

Наиболее близким аналогом к заявленному космическому аппарату для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности, выбранному в качестве прототипа, является КА Solar Probe, который из всех известных проектов по изучению Солнца является самым теплонапряженным. Данный космический аппарат предназначен для исследования физики Солнца [Solar Probe+Mission Engineering Study Report Prepared for NASA′s Heliophysics Division By The Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory, March-2008] и будет применяться в диапазоне расстояний от 0.044 а.е. до 1 а.е. (от 9.5 Rs до 215 Rs).

КА Solar Probe содержит корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей. СБ, объединенные в первую пару, должны отворачиваться от Солнца по мере приближения к нему, чтобы поддерживать заданные рабочие параметры. При достижении дистанции 0.25 а.е. (53 Rs) СБ первой пары складываются и убираются в тень защитного экрана. При обратном движении КА и пересечении границы 0.25 а.е. (53 Rs) СБ первой пары снова раскрываются и экспонируются на Солнце для работы, и так неоднократно по количеству применяемых рабочих орбит.

СБ второй пары начинают функционировать после того как космический корабль приближается к Солнцу на расстояние 0,25 а.е. (53 Rs) и ближе. Эти СБ выполнены с возможностью выдвижения и во время работы экспонируют из-под экрана на Солнце такую часть рабочей поверхности, которая будет поддерживать солнечный поток и вырабатываемую энергию примерно на постоянном уровне. При этом температура фотоэлементов (по возможности) должна быть не выше 100°C. Для того чтобы поддерживать заданную температуру и отводить тепло от фотоэлементов СБ второй пары, каждая панель снабжена теплообменником, а также имеется специальный жидкостный контур с насосом для транспортировки тепла от теплообменников к специальным радиаторам. Если КА находится на расстояниях более 0.25 а.е. (53 Rs) от Солнца, каждая панель СБ второй пары полностью экспонирована (выставлена) на Солнце для того, чтобы ограничить собственную минимальную температуру в холодных режимах. Таким образом, система охлаждения на базе жидкостного контура способна обеспечить заданный уровень температуры (выдвижных панелей) в любое время.

Система теплозащиты КА Solar Probe предусматривает постоянную ориентацию КА защитным экраном на Солнце, однако, если возникнет такая необходимость, КА может быть сориентирован иначе. Теплозащитный экран крепится к корпусу КА сверху с помощью ферменной конструкции. И корпус КА и система защитных экранов включают в себя покрытия, с помощью которых должен быть минимизирован радиационный теплообмен между всеми элементами. Ожидаемая температура на поверхности экрана, обращенной к Солнцу, способна превысить 1500°C.

Концепция первой пары солнечных батарей КА Solar Probe базируется на решении, принятом при разработке солнечных батарей КА Messenger. Панели первой пары СБ также имеют фактор покрытия 33%, для того чтобы выдержать повышенные солнечные потоки. Т.е. фотоэлектрическими преобразователями покрыто 33% рабочей поверхности СБ, а 67% покрыто терморегулирующим покрытием ТРПСО, имеющим низкую поглощательную способность. Панели СБ должны отклоняться от Солнца по мере приближения к нему, что позволит сохранять температуру ниже верхнего допустимого температурного предела для данной СБ, определенного величиной +180°C. Применять солнечные батареи типа СБ Мессенждер можно до 0.25 а.е. (53 Rs), но после прохождения данного рубежа СБ могут разрушиться от перегрева, и поэтому они должны быть сложены и убраны под солнцезащитный экран. В настоящее время предполагается, что предельное отклонение первой пары СБ Solar Probe составит примерно 75° и при этом будет вырабатываться необходимая для КА электроэнергия.

Для организации работы второй пары СБ верхняя оболочка теплозащитного экрана с двух сторон имеет специальные «затеняющие кромки». Под каждой из «кромок» располагается охлаждаемая СБ второй пары. Расположение «затеняющих кромок» и панелей второй пары СБ спроектировано так, чтобы при расстоянии от Солнца 9.5 Rs освещался только один ряд фотоэлементов, который бы «видел» лишь половину солнечного диска, что позволяет справиться жидкостной системе охлаждения. С помощью радиаторов тепло, попадающее на вторую пару СБ, излучается в окружающее пространство.

Использование двух пар СБ (первая пара - как на КА Messenger, а вторая - независимые, охлаждаемые с помощью жидкостного контура панели СБ) позволяет беспрецедентным образом расширить диапазон применения КА Solar Probe. Так, при работе на орбите Меркурия интервал удалений от Солнца составляет от 83 Rs до 100 Rs, а на гелиоцентрической орбите КА Solar Probe - от 9.5 Rs до 215 Rs.

Однако, несмотря на достигнутое расширение диапазона применения КА Solar Probe, используемое в нем техническое решение, касающееся комплектации КА СБ, обладает рядом недостатков, в частности:

- в КА используются две отдельные и разные системы изменения пространственного положения СБ, одна - для первой пары СБ и другая - для второй пары СБ, причем каждая система имеет собственные приводы;

- СБ второй пары имеют собственную систему охлаждения панелей, а радиаторы этой системы имеют габариты большие, чем сами СБ, при этом насос жидкостной системы должен работать в течение нескольких лет, что требует дублирования либо троирования гидронасосного агрегата;

- два разных комплекта панелей СБ, используемых попеременно, имеют достаточно сложный алгоритм управления, при этом каждый комплект занимает собственное пространство (с учетом изменения рабочего положения и парковочного положения) и требует собственного лимита массы в составе КА.

Указанные недостатки усложняют конструкцию КА, увеличивают его массу, снижают общую надежность и ограничивают возможности компоновки других элементов КА.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является упрощение конструкции КА и повышение коэффициента полезной нагрузки, увеличение эффективности применения СБ, упрощение алгоритма изменения пространственного положения панелей СБ, увеличение надежности КА и расширение возможностей при компоновке оборудования в составе КА.

Указанная задача обеспечивается тем, что в отличие от известного КА для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности, содержащего корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей, новым является то, что панели одной из пар солнечных батарей закреплены с возможностью отделения на панелях другой пары солнечных батарей и имеют с ними общую ось вращения, а неотделяемые от космического аппарата панели солнечной батареи имеют две противоположные рабочие поверхности, на одной из которых установлены фотоэлектропреобразователи, а на другой - фотоэлектропреобразователи и чередующиеся с ними теплоотражающие элементы, при этом выбор действующей рабочей поверхности панели определяется плотностью падающих солнечных потоков.

Закрепление панелей одной из пар солнечных батарей с возможностью отделения на панелях другой пары солнечных батарей и наличие с ними общей оси вращения позволяет обеспечить энергопитание КА как на этапе перелета, так и непосредственно на рабочей орбите в условиях воздействия на КА солнечных потоков повышенной плотности, упростить конструкцию СБ, повысить надежность КА, упростить управление СБ, снизить массу системы обеспечения энергопотребления КА и соответственно увеличить долю полезной нагрузки.

Наличие у неотделяемых от космического аппарата панелей СБ двух противоположных рабочих поверхностей, на одной из которых установлены фотоэлектропреобразователи, а на другой - фотоэлектропреобразователи и чередующиеся с ними теплоотражающие элементы, позволяет упростить конструкцию и обеспечить эффективную работу СБ в расширенном температурном диапазоне при использовании одних и тех же панелей СБ, но разных рабочих поверхностей, выбор которых определяется плотностью падающих солнечных потоков. Кроме того, появляются дополнительные возможности для компоновки научной аппаратуры с учетом требований к углам обзора сенсоров и объективов указанной аппаратуры.

Выполнение неотделяемых от космического аппарата панелей солнечных батарей в виде обшивки из двух параллельно расположенных алюминиевых листов, соединенных посредством двутавровых алюминиевых профилей, уложенных с заданным шагом и обеспечивающих теплопередачу от листа к листу и вдоль профилей, а также возможность укладки электрических кабелей между листами в каналах, образованных двутавровыми профилями, когда фотоэлектропреобразователи и теплоотражающие элементы, совместно установленные на одной из сторон обшивки, образуют чередующиеся линии, перпендикулярные линиям, вдоль которых расположены двутавровые профили, позволяет осуществлять монтаж и функционирование двух рабочих поверхностей СБ на базе единой панели, что снижает массу и упрощает конструкцию СБ, а также обеспечивает их эффективную работу в расширенном температурном диапазоне при использовании одних и тех же панелей СБ.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

Фиг. 1 - общий вид КА;

Фиг. 2 - общий вид фрагмента панели неотделяемой пары СБ с «холодной» стороны;

Фиг. 3 - общий вид фрагмента панели неотделяемой пары СБ с «горячей» стороны;

Фиг. 4 - диаграмма разворота панели СБ в рабочее положение в зависимости от плотности солнечного потока для «холодной» стороны;

Фиг. 5 - диаграмма разворота панели СБ в рабочее положение в зависимости от плотности солнечного потока для «горячей» стороны.

Особенности применения заявляемого КА (1) и установленных на нем панелей СБ (2), (3) соответствуют условиям применения российского КА «Интергелиозонд» (Россия) [В.С. Финченко и др., «К вопросу об изменении углового положения панели СБ с целью обеспечения ее теплового режима, применительно к КА ИНТЕРГЕЛИОЗОНД», «Тепловые процессы в технике», 2014. Т. 6. №7] и характеризуются циклическим изменением местной солнечной постоянной в диапазоне значений 950-17500 Вт/м2, что напрямую связано с движением аппарата по гелиоцентрической орбите, предусматривающей изменение расстояния КА от Солнца соответственно в диапазоне 260 Rs - 60 Rs. Чтобы обеспечить безопасность КА и избежать перегрева установленного на нем оборудования в указанных условиях, КА оснащен теплозащитным экраном (4), ориентированным на Солнце и создающим тень на корпус аппарата, однако производство электроэнергии с помощью фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) требует практически постоянной экспозиции панелей СБ на Солнце, поэтому компоновка КА, конструкция панелей СБ, а также техника их применения имеют свои особенности.

СБ первой группы (3) используются только на этапе выведения КА на рабочую траекторию. На этом этапе (длительностью более года) работают электроракетные двигатели, которые полностью вырабатывают имеющееся топливо. После выработки топлива СБ первой группы (вырабатывающие избыточную энергию) не нужны и выводятся из состава КА путем их «отстрела». Далее СБ второй группы (2) обеспечивают электроснабжение всей аппаратуры КА на весь оставшийся период миссии, который длится несколько лет. На рабочей орбите диапазон удалений КА от Солнца составляет от 260 Rs до 60 Rs. Для «покрытия» указанного диапазона СБ второй группы (2) имеют две рабочих стороны. Одна сторона (условно «холодная») (5), которая полностью покрыта ФЭП (6), способна работать в интервале 260 Rs до 90 Rs, а другая (условно «горячая») (7), которая покрыта одновременно ФЭП (6) и теплоотражающими элементами (8) - в интервале от 160 Rs до 60 Rs. Таким образом, весь диапазон удалений КА от Солнца энергоснабжение обеспечивается одними и теми же панелями и одной и той же системой поворота панелей.

Неотделяемые от космического аппарата панели СБ содержат обшивку (9) из двух параллельно расположенных алюминиевых листов, соединенных посредством двутавровых алюминиевых профилей (10), уложенных с заданным шагом и обеспечивающих теплопередачу от листа к листу и вдоль профилей, а также - возможность укладки электрических кабелей между листами в каналах, образованных двутавровыми профилями, причем фотоэлектропреобразователи (6) и теплоотражающие элементы (8), совместно установленные на одной из сторон обшивки, образуют чередующиеся линии, перпендикулярные линиям, вдоль которых расположены двутавровые профили (10).

Работа заявляемого КА происходит следующим образом. На начальном этапе, когда работают электроракетные двигательные установки (ЭРДУ), панели СБ первой группы обеспечивают электроснабжение двигательной установки, а панели СБ второй группы снабжают электроэнергией служебные системы КА. Вращение отделяемых и неотделяемых панелей осуществляется общим приводом. После выведения КА на рабочую орбиту СБ первой группы «отстреливаются» от КА, а СБ второй группы продолжают обеспечивать электроэнергией служебные системы КА и начинают обеспечивать работу научной аппаратуры КА. Проведение научных экспериментов происходит как на больших, так и на малых удалениях КА от Солнца на рабочей орбите, поэтому СБ второй группы попеременно использует свои рабочие стороны - «холодную» и «горячую».

На Фиг. 4 показана диаграмма применения «холодной» стороны СБ второй группы в диапазоне падающих потоков 950-2000 Вт/м2. Две кривых характеризуют предельные угловые положение панели, при которых можно поддерживать постоянные, соответственно минимальный и максимальный падающий поток на рабочую поверхность. Здесь показано, что при потоке 950 Вт/м2 панель имеет температуру около 36°C, а при потоке 2000 Вт/м2 - порядка 99°C. Ломаная линия в виде стрелок показывает, как панель переставляется внутри зоны, ограниченной двумя сплошными кривыми. До удаления 177 Rs «холодную» сторону панели можно держать фронтально, а затем производится отклонение на угол 63 градуса, т.е. рабочий падающий поток с 2000 Вт/м2 «сбрасывается» на 950 Вт/м2. На удалении 120 Rs поток вновь поднимается до значения 2000 Вт/м2. Следующий угол устанавливается на предельное для «холодной» стороны значение, т.е. на 75 градусов. В соответствии с выбранным алгоритмом применения «холодная» сторона может продолжать работать до 90 Rs.

На Фиг. 5 показана диаграмма работы «горячей» стороны. Здесь фактор покрытия принят равным 38% и определяет (ограничивает) минимальную плотность падающего потока как 950/0.38=2500 Bт/м2. Как видно из диаграммы, уже начиная с 162 Rs горячая сторона может вступать в работу, расположившись фронтально к Солнцу. Фиг. 5 отражает работу «горячей» стороны в диапазоне потоков 2500-4100 Вт/м2, что соответствует (средним) рабочим температурам панели 60°C и 104°C. Для указанных потоков панель нужно перевести из фронтального положения при 124 Rs на угол 53.5 градуса, при 97 Rs переставить на угол 68 градусов и при 76 Rs - на угол 78 градусов.

Очевидно, что после прохода перигелия 60 Rs все дискретные повороты и перекладывание (с «холодной» на «горячую» стороны) панелей СБ второй группы надо выполнять в обратном порядке.

Следует заметить, что количество изменений углового положения СБ следует минимизировать исходя из соображений сокращения возмущений на КА, установка которого в пространстве требует высокой точности для проведения научных экспериментов. Так, например, переход с «холодной" стороны на «горячую» (и наоборот) на удалении 125 Rs позволит ограничиться 5-ю перестановками между фиксированными положениями СБ при движении КА от афелия к перигелию, или наоборот.

Предлагаемое изобретение расширит возможности применения панелей СБ, предназначенных для энергоснабжения приборов и оборудования космического назначения в условиях периодического воздействия солнечных потоков повышенной плотности.

Использование предлагаемого изобретения позволит обеспечить более эффективное применение СБ, снизить массу КА, упростить алгоритм изменения пространственного положения панелей, расширить возможности компоновки оборудования в составе КА, а также повысить надежность КА за счет сокращения количества электромеханических приводов.

1. Космический аппарат для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности, содержащий корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей, отличающийся тем, что панели одной из пар солнечных батарей закреплены с возможностью отделения на панелях другой пары солнечных батарей и имеют с ними общую ось вращения, а неотделяемые от космического аппарата панели солнечной батареи имеют две противоположные рабочие поверхности, на одной из которых установлены фотоэлектропреобразователи, а на другой - фотоэлектропреобразователи и чередующиеся с ними теплоотражающие элементы, при этом выбор действующей рабочей поверхности панели определяется плотностью падающих солнечных потоков.

2. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что неотделяемые от космического аппарата панели солнечных батарей содержат обшивку из двух параллельно расположенных алюминиевых листов, соединенных посредством двутавровых алюминиевых профилей, уложенных с заданным шагом и обеспечивающих теплопередачу от листа к листу и вдоль профилей, а также возможность укладки электрических кабелей между листами в каналах, образованных двутавровыми профилями, причем фотоэлектропреобразователи и теплоотражающие элементы, совместно установленные на одной из сторон обшивки, образуют чередующиеся линии, перпендикулярные линиям, вдоль которых расположены двутавровые профили.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей.

Группа изобретений относится к развертываемым солнечным батареям (СБ) космического аппарата. СБ снабжена штангой в виде шарнирно соединенных корневого (1) и телескопического (2) звеньев и выполнена в форме складываемых гармошкой створок (17).

Изобретение относится к системам поворота солнечной батареи (СПСБ) космического аппарата (КА). Изобретение предназначено для размещения элементов СПСБ для вращения солнечной батареи большой мощности и передачи электроэнергии с солнечной батареи на КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции.

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции.

Изобретение относится к системам контроля работы механических узлов солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) в условиях эксплуатации. Устройство содержит цепочку из N (напр., N=5) последовательно соединенных контактных датчиков (КД) (21, …, 25), к которым параллельно подключены резисторы (61, …, 65) номинальным сопротивлением 1∗R0, 2∗R0, …, 2N-1∗R0.

Изобретение относится к энергоснабжению космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус с множеством поверхностей (11), на которых расположены устройства (20) для собирания света внутрь корпуса, где установлена СБ (30).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в раскрывающихся солнечных батареях космических аппаратов. Устройство отделения и раскрытия створок солнечной батареи (УОРССБ) космического аппарата содержит раму, два пакета створок, прижимные замки с крюками, качалки, подпружиненную тягу с коромыслами, взаимодействующими с верхними створками, подпружиненные штоки со сквозными отверстиями под шпильку с торцами, взаимодействующими с профильными пазами, упорные кольца с упорами.

Изобретение относится к спутниковым системам (СС), предоставляющим потребителям комплекс услуг (астрономических, глобальных связи и мониторинга). СС содержит один или более спутников (3) на сверхвысокой (~ неск.

Изобретение относится к управлению выведением космического аппарата (КА) с подлетной траектории на орбиту искусственного спутника планеты (ИСП) с атмосферой. В способе используются аэродинамическое торможение КА и реактивная коррекция орбиты КА на внеатмосферном участке.

Изобретение относится к малым космическим аппаратам, выводимым на орбиту из транспортно-пускового контейнера (ТПК) (напр., при возвращении грузового корабля после его расстыковки с МКС).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разрушения фрагментов космического мусора (КМ). Запускают к фрагменту КМ космический перехватчик, закрепляют на поверхности на фрагменте КМ гелеобразное взрывчатое вещество, производят взрыв с помощью управляемого детонатора.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА с дополнительным полезным грузом с набором целевой аппаратуры и антеннами содержит модуль служебных систем, модуль полезного груза в виде отдельной конструктивной сборки с дополнительными модулями полезного груза с интерфейсами для стыковки с КА и управлением питанием, системами обеспечения теплового режима.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КА). КА содержит корпус с комплексом служебных бортовых систем, полезную нагрузку и узлы соединения с системой отделения.

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными.

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА.

Изобретение относится к конструкции искусственных спутников, преимущественно пикоспутников типа CubeSat (10×10×10 см), которые м. б.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Космический аппарат блочно-модульного исполнения содержит модуль служебных систем, первый модуль полезной нагрузки (МПН) и второй модуль полезной нагрузки. Первый МПН устанавливается на второй модуль МПН так, что стартовая нагрузка первого МПН передается на второй МПН и воспринимается им. КА содержит интерфейсы для обеспечения питанием, передачи данных и других сигналов и имеет достаточно места для укладки больших компонентов: панелей солнечных батарей и антенн. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы КА, снижение времени изготовления и проведения наземной экспериментальной отработки. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх