Способ телеметрического контроля для управления низкоорбитальными космическими аппаратами связи и устройство для его реализации

Группа изобретений относится к космической технике и может быть использована в системе телеметрического контроля. В способе телеметрического контроля сигналы с выходов каждого из телеметрических датчиков сравнивают с установленными пороговыми значениями уровней сигналов ключевых элементов. При превышении пороговых значений выдается ключевой сигнал в генератор длительности импульса, что приводит к запуску сигнала установленной длительности импульса. При совпадении ключевого сигнала и сигнала установленной длительности импульса с бортовым временным сигналом формируют общий позиционный сигнал совпадения и преобразуют его в цифровой сигнал, соответствующий номеру команды управления. В бортовом радиотехническом комплексе к выходам телеметрических датчиков дополнительно последовательно подключены ключевые элементы, схемы И, преобразователь позиционного кода в цифровой и преобразователь цифрового кода в команду управления. Техническим результатом группы изобретений является повышение оперативности и надежности управления КА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и управлении низкоорбитальных космических аппаратов (КА) связи типа «Гонец» в части способа и системы телеметрического контроля для их управления.

Известны способы и радиотелеметрические системы для управления КА, включающие последовательно подключенные телеметрические датчики, кодирующее устройство, радиопередатчик и радиоприемник, устройство декодирования, регистрирующее устройство (см., например, патент РФ №2134488).

Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа заявленного изобретения, является способ управления бортовой аппаратурой, реализованный в радиотехническом комплексе КА «Гонец», включающий традиционную телеметрическую систему (см., например, патент РФ №2440677).

Недостатком известных способов и систем является неудовлетворительная оперативность управления КА, обусловленная дискретностью связи с наземным комплексом управления (НКУ), что приводит к снижению эффективности функционирования космической системы, особенно в периоды отсутствия прямой радиовидимости между КА и НКУ и при возникновении на борту отказов и нештатных ситуаций, нахождение в которых ограничено во времени.

Необходимость регулярного и обязательного привлечения наземного комплекса управления каждого КА спутниковой группировки усложняет технологичность процессов управления как отдельными КА, так и всей спутниковой группировки этих КА.

Наиболее близким аналогом в части устройства для реализации предложенного способа является бортовой комплекс управления (БКУ), предназначенный для организации внутреннего и внешнего управления КА, включая взаимодействие с НКУ при решении задач управления работой бортовых систем КА автономно или совместно с НКУ, контроля и диагностики состояния бортовых систем, обеспечения процессов управления и контроля в реальном масштабе времени. БКУ включает последовательно подключенные к командному радиоканалу НКУ бортового радиоприемника, программно-временного устройства, соединенного с исполнительными органами КА, запоминающего устройства и бортового радиопередатчика, связанного через телеметрическую радиолинию с НКУ, а также генератор временных сигналов, подключенный между выходом бортового радиоприемника и входом программно-временного устройства (см., например, Низкоорбитальная космическая система персональной спутниковой связи и передачи данных, изд. Юлис, 2011, стр. 45).

Недостатком этого аналога является низкая надежность при возникновении на борту КА нештатных ситуаций.

Задачей, решаемой предложенным изобретением, является повышение оперативности и надежности управления КА.

Решение указанной задачи обеспечивается за счет того, что на борту КА сигналы телеконтроля с выходов каждого из телеметрических датчиков сравнивают с установленными пороговыми значениями уровней сигналов ключевых элементов. При превышении каждого из сигналов телеконтроля величины установленного порогового значения уровня сигнала ключевого элемента выдается ключевой сигнал, запускающий формирование сигнала с установленной длительностью импульса, длительность которого не превышает времени поступления очередного сигнала телеконтроля, являющегося определением факта срабатывания ключевого элемента и свидетельствующего о возникновении нештатной ситуации. При совпадении ключевого сигнала и сигнала установленной длительности импульса с бортовым временным сигналом формируют общий сигнал совпадения в виде совокупности сигналов совпадения и преобразуют его в позиционный сигнал, а затем в цифровой сигнал, соответствующий номеру команды управления, поступающей на исполнительные органы КА. Цифровые сигналы номеров команд управления для контроля поступают в НКУ, от которого на борт КА поступают необходимые корректирующие сигналы управления и сигналы коррекции бортового времени.

Для реализации предложенного способа в состав бортовой системы КА, включающей бортовой радиотехнический комплекс, состоящий из последовательно подключенных к командному радиоканалу НКУ бортового радиоприемника, программно-временного устройства, соединенного с исполнительными органами, запоминающего устройства и бортового радиопередатчика, связанного через телеметрическую радиолинию с НКУ, генератор временных сигналов, подключенный между выходом бортового радиоприемника и входом программно-временного устройства, дополнительно включены последовательно подключенные к выходам телеметрических датчиков ключевые элементы, схемы И, преобразователь позиционного кода в цифровой и преобразователь цифрового кода в команду управлении, выход которого подключен к входам исполнительных органов и запоминающего устройства, выход каждого ключевого элемента через генератор длительности импульса подключен ко вторым входам схем И, к третьим входам которых подключен выход генератора временных сигналов.

Ключевые элементы и схемы И являются ключевыми элементами радиоэлектронной техники (см., например, Зубчук В.И., Сигорский В.П., Шкуро А.Н. Справочник по цифровой схемотехнике. Киев, изд. «Техника», 1990, стр. 36, 42, 53). Указанные ключевые элементы срабатывают при превышении входного сигнала установленного порогового значения на другом входе. Схемы И срабатывают при одновременном совпадении сигналов на их входах. Совокупность сигналов с выхода схем И является позиционным кодом (см., например, И. Яглом. Системы счисления. Квант. 1970, №6, стр. 2-10, Д. Поселов. Арифметические основы вычислительных машин дискретного действия. Высшая школа. 1970).

Позиционный код преобразуется в цифровой с помощью преобразователя позиционного кода в цифровой (ПК-Ц), например, матрично-диодного типа (см., например, И. Балагин. Передача дискретной информации и телеграфия. Транспорт, 1971. Стр. 352, А. Алексенко. Основы микросхемотехники. М.: Сов. Радио. – 1971. Стр. 112). Каждый цифровой сигнал соответствует определенной команде управления, вырабатываемой в преобразователе цифрового кода в команду управления (Ц-КУ), который может быть выполнен по предыдущей схеме.

На фиг. 1 представлена схема предлагаемого устройства системы телеметрического контроля низкоорбитальных КА связи, где:

1. Бортовой радиотехнический комплекс (БРТК).

1-1. Бортовой радиоприемник (БРПМ).

1-2. Программно-временное устройство (ПВУ).

1-3. Запоминающее устройство (ЗУ).

1-4. Бортовой радиопередатчик (БРПД).

2. Генератор временных сигналов (ГВС).

3. Телеметрические датчики (ТМД).

4. Исполнительные органы (ИО).

5. Ключевые элементы (КЭ).

6. Генератор длительности импульсов (ГДИ).

7. Схемы И (И).

8. Преобразователь позиционного кода в цифровой (ПК-Ц).

9. Преобразователь цифрового кода в команду управления (Ц-КУ).

На фиг. 2 представлены эпюры сигналов, формируемых схемой представленного на фиг. 1 устройства системы телеметрического контроля низкоорбитальных КА связи, где:

- Временные сигналы от ГВС (2);

- Сигнал телеконтроля ТД (3) 1-го канала;

- Пороговое значение уровня сигнала КЭ (5) 1-го канала;

- Сигнал установленной длительности импульса ГДИ (6) 1-го канала;

- Общий сигнал совпадения схемы И (7) 1-го канала;

- Сигналы N-го канала;

- Сигнал преобразователя позиционного кода в цифровой ПК-Ц (8);

- Сигнал преобразователя цифрового кода в команду управления Ц-КУ (9).

Система работает следующим образом.

К выходу каждого телеметрического датчика (3) подключены ключевые элементы (5), число которых определяется количеством датчиков по каждому параметру телеконтроля. Выход каждого из ключевых элементов (5) непосредственно и через генератор длительности импульсов (6) соединен, соответственно, с первыми (а) и вторыми (б) входами схем И (7), на третьи входы (в) которых поступают временные сигналы от генератора временных сигналов (2), соединенного с бортовым радиоприемником (1-1) бортового радиотехнического комплекса (1).

После поступления сигнала телеконтроля с телеметрических датчиков (3) на ключевые элементы (5) и превышения ими порогового значения с выходов ключевых элементов (5) ключевой сигнал поступает на вход генератора длительности импульса (6), формирующего сигнал установленного уровня длительности импульса . При совпадении событий - сигнала с выходов ключевых элементов (5), сигнала установленного уровня длительности импульса (6) и ожидаемого времени события с выхода генератора временных сигналов (2) - срабатывает конкретная схема И (7), позиционный сигнал (позиционный код) , с выхода которой поступает на вход преобразователя позиционного кода в цифровой (8), с выхода которого цифровой сигнал (цифровой код) поступает на вход преобразователя цифрового кода в команду управления (9), где преобразуется в команды управления , которые поступают для отработки на исполнительные органы (4) для переключения режимов работы и комплектов бортовой аппаратуры КА, устраняя этим нештатные ситуации. На исполнительные органы (4) могут поступать (через программно-временное устройство (1-2)) и команды управления от НКУ.

Контроль осуществляется по телеметрическому каналу, по которому команды управления от преобразователя цифрового кода в команду управления (9) поступают в НКУ через блоки запоминающего устройства (1-3) и бортового радиопередатчика (1-4) бортового радиотехнического комплекса (1).

Таким образом, нештатные и технологические ситуации, возникающие на борту КА, отрабатываются автономно, а их отработка контролируется НКУ и при необходимости по каналу управления от НКУ на борт КА поступают корректирующие команды управления и сигналы коррекции бортового времени, чем и обеспечивается повышение оперативности управления КА. При этом повышается надежность и технологичность процессов управления за счет автономного выхода КА из нештатных ситуаций, возникающих, например, при нахождении КА вне зоны радиовидимости НКУ.

Предложенное изобретение реализуется в настоящее время в бортовом комплексе управления КА «Гонец-М» (ОАО «Спутниковая система «Гонец»), проходящего летные испытания.

1. Способ телеметрического контроля для управления низкоорбитальными космическими аппаратами связи, при котором на борту космического аппарата формируют сигналы телеметрических датчиков и из наземного комплекса управления в бортовой комплекс управления поступают цифровые сигналы команд управления и сигналы коррекции бортового времени, отличающийся тем, что сигналы телеконтроля с выходов каждого из телеметрических датчиков сравнивают с установленными пороговыми значениями уровней сигналов соответствующих ключевых элементов, при превышении которых выдается ключевой сигнал в генератор длительности импульса и запускается сигнал установленной длительности импульса, при совпадении сигнала ключевого элемента и сигнала установленной длительности импульса с бортовым временным сигналом на выходе схем И из совокупности сигналов совпадения формируют общий сигнал совпадения, который преобразуют в позиционный сигнал, с последующим его преобразованием в цифровой сигнал, соответствующий номеру команды управления, поступающей на исполнительные органы космического аппарата, цифровые сигналы номеров команд управления поступают в наземный комплекс управления, который осуществляет контроль выполнения этих команд и передает на борт космического аппарата корректирующие сигналы управления и сигналы коррекции бортового времени.

2. Устройство для реализации способа телеметрического контроля для управления низкоорбитальными космическими аппаратами связи, включающее бортовой радиотехнический комплекс, состоящий из последовательно подключенных к командному радиоканалу от наземного комплекса управления бортового радиоприемника, программно-временного устройства с телеметрическими датчиками, связанного с исполнительными органами, запоминающего устройства и бортового радиопередатчика, связанного через телеметрическую радиолинию с наземным комплексом управления, генератор временных сигналов, подключенный между выходом бортового радиоприемника и входом программно-временного устройства, отличающееся тем, что к выходам телеметрических датчиков дополнительно последовательно подключены ключевые элементы, схемы И, преобразователь позиционного кода в цифровой и преобразователь цифрового кода в команду управления, выход которого подключен к входам исполнительных органов и запоминающего устройства, выход каждого ключевого элемента подключен к первым входам схем И и через генератор длительности импульса подключен ко вторым входам схем И, к третьим входам которых подключен выход генератора временных сигналов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры.

Изобретение относится к СВЧ радиотехнике. Делитель мощности содержит четыре направленных ответвителя на связанных линиях.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано как устройство закрепления оборудования к конструкции корпуса космического аппарата. Регулировочно-соединительное устройство содержит комплект крепежных элементов для шарнирного соединения, шпангоут, на посадочные поверхности которого установлены узлы регулировки.
Изобретение относится к космической технике. В способе определения деформации корпуса КА в полете фиксируют на внутренней поверхности иллюминатора КА в заданном положении фотокамеру, выбирают в качестве реперных точек ориентиры на внешней поверхности КА, попавшие в поле зрения фотокамеры, и фиксируют направления от фотокамеры на реперные точки.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (искусственных спутников) и средствам его развертывания на орбите. Устройство содержит две идентичные взаимно сбалансированные по массе пары прямолинейно-направляющих механизмов, установленных симметрично в вертикальных параллельных плоскостях.

Изобретение относится к авиации и касается созданий конструкций для летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека ЛА в виде оболочки вращения на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала со спиральными обоих направлений канавками одинаковой ширины, слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки спиральные ребра, затем наматывают обжимающую облицовку из термоусаживающего материала, термообрабатывают, удаляют облицовку, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к авиации и касается изготовления конструкций отсеков летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека в виде оболочки вращения ячеистой структуры на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала с кольцевыми и спиральными канавками, затем слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки кольцевые и спиральные ребра, с натяжением наматывают наружную оболочку, термообрабатывают, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) для калибровки РЛС. КА содержит корпус с приборным отсеком, двигательную установку, системы ориентации и стабилизации, солнечные батареи.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники.

Изобретение относится к оборудованию, развертываемому снаружи космического аппарата (КА), и может быть использовано на КА дистанционного зондирования земной поверхности.

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа. На торцевой панели установлена одноразовая (для гашения остаточной угловой скорости КА с КМ) газореактивная двигательная установка. На части боковых панелей, свободной от приборов, установлены тяговые модули со стационарными электроракетными двигателями и блоками газораспределения. Все панели выполнены многослойными сотовыми. Каждый тяговый модуль установлен на кронштейнах, регулируемых относительно центра масс КА с КМ. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы топлива на борту КМ за счёт обеспечения возможности применения ракетных двигателей с более высоким удельным импульсом. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике. Модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки. Концы продольных стоек соединены поперечными силовыми элементами, при этом пролеты между продольными стойками перекрыты боковыми панелями. Нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания. На панели основания размещены блоки бортовой служебной аппаратуры. На первой паре противоположно расположенных боковых панелей корпуса установлены топливные баки. Перед второй парой противолежащих боковых панелей закреплены аккумуляторная батарея и антенна радиосвязи. На третьей паре закреплены пилоны, внутри одного из которых размещен шар-баллон со сжатым газом. На четвертой паре противолежащих панелей закреплены привода панелей солнечных батарей. Блоки двигателей ориентации и стабилизации размещены на топливных баках и на пилоне. Техническим результатом изобретения является снижение массы модуля. 14 з.п. ф-лы, 18 ил.

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300). В корпусе модуля (100) размещены блоки служебной аппаратуры, а снаружи - аккумуляторная батарея (2), поворотная солнечная батарея (8), четыре блока (4) двигателей ориентации и стабилизации, три сферических топливных бака (3) и шар-баллон со сжатым газом. Модуль (200) содержит платформу (201) и блок прецизионных приборов: оптико-электронных (204) и астродатчиков – с разных сторон собственной платформы, удалённой от платформы (201). Платформы выполнены в виде сотопанелей с тепловыми трубами. На приборной платформе могут быть установлены радиаторы-охладители (235). Модуль (200) полезной нагрузки снабжен антеннами радиосвязи (231-234) разной степени направленности, а также радиаторами-охладителями (306), закрепленными на стержнях фермы (300). Технический результат состоит в повышении точности работы оптико-электронной аппаратуры, при её компоновке совместно с антенным комплексом и при ограничениях на массу КА. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 40 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космического аппарата (КА), которое может быть установлено на КА наблюдения. Конструкция оптической системы включает в себя линзу Френеля с дифракционными оптическими элементами (6), опорой (4) и каркасом (5) линзы. Линза имеет оправу (1), содержащую три дугообразные фермы (2), стянутые между собой тросами (3). Оправа (1) жестко закреплена на корпусе КА (7). Опора (4) соединена с корпусом КА при помощи продольных тросов (8). Техническим результатом изобретения является повышение качества и оперативности получения изображений путём создания достаточно жёсткой и лёгкой крупногабаритной конструкции оптической системы. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения. Узел соединения содержит стыковочные фитинги, расположенные оппозитно друг к другу, и узлы крепления. Узлы крепления выполнены с возможностью распадения, а оси перпендикулярны плоскости стыковки фитингов. На одном фитинге в плоскости стыка выполнены кольцевые зубья в виде равнобедренного треугольника в поперечном сечении, вертикальная ось которых параллельна оси узла крепления, а поверхность контактирует с поверхностью кольцевого углубления, выполненного прессовкой стыковочных фитингов. Фитинг с кольцевым углублением выполнен из материала с меньшей твердостью, чем материал фитинга с кольцевым зубом. Отношение длины основания равнобедренного треугольника поперечного сечения кольцевого зуба к его высоте находится в интервале 0,52-1,3. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей. Двигательная установка включает в себя четыре блока (4) двигателей ориентации и стабилизации, два сферических топливных бака (3) и шар-баллон (11) со сжатым газом. Имеются средства крепления модуля к полезной нагрузке и последней ступени ракеты-носителя. Корпус, в форме восьмигранной призмы, выполнен из продольных стоек в виде таврошвеллера, верхних (17) и аналогичных нижних поперечных силовых элементов с профилем в форме уголка. На противоположных гранях призмы закреплены основаниями два пирамидальных пилона (5), на которых сверху установлены два из четырёх двигательных блоков (4). Пролеты между стойками перекрыты боковыми панелями (23-27, 35). Техническим результатом изобретения являются: снижение массы и габаритов модуля, повышение его прочности при восприятии радиальных усилий от полезной нагрузки, увеличение запаса топлива на его борту (до 300…400 кг). 16 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию геостационарных космических аппаратов (КА) для ретрансляции данных между низкоорбитальными КА и центрами управления и приема сообщений. На антенной штанге (14) вблизи рефлектора (13) параболической антенны закреплены с помощью установочных плит (19) два блока (16, 17) малошумящих усилителей ретранслятора, работающих в одинаковых диапазонах частот. В рабочем состоянии КА блок (16) размещён на северной стороне штанги (14), а блок (17) – на южной. Боковые поверхности корпусов блоков теплоизолированы (от действия прямых лучей Солнца), а открытая (верхняя или нижняя) поверхность служит в качестве радиатора-излучателя. В периоды равноденствий блоки (16, 17) в одинаковой степени освещены Солнцем (в основном сбоку, где имеется теплоизоляция). В периоды солнцестояний нагревается солнечными лучами преимущественно один из блоков, а другой - находится в тени штанги (14). Техническим результатом изобретения является повышение качества (G/T, где G – усиление антенны, T - шумовая температура) приемной системы ретранслятора путём улучшения температурных условий эксплуатации элементов этой системы. 4 ил.

Изобретение относится к космической отрасли, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) и их компоновке при производстве. Универсальная платформа космического аппарата (ПКА) представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль для построения КА. Основой ПКА является автономная силовая конструкция с закрепленными на ней сотовыми панелями для размещения на них оборудования только модулей служебной системы. ПКА состоит из баков хранения рабочего тела для двигательных установок (ДУ) системы коррекции (СК) и системы стабилизации и ориентации (СОС), приборов СОС, панелей и приводов солнечных батарей и частично ДУ СК и СОС. В зависимости от компоновки КА и положения его центра масс составляющие ПКА части могут располагаться в зоне модуля полезной нагрузки (МПК). Технический результат заключается в разработке универсальной ПКА (для КА одинаковой энерговооруженности), которую можно проектировать, изготавливать и испытывать автономно, независимо от типа выведения КА, компоновки МПН и МЦХ КА. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КА), в частности к узлу крепления топливного бака. Узел содержит внутреннюю и внешнюю части и два комплекта крепежных элементов. Внутренняя часть имеет композитную (углепластиковую) площадку со стропами (17), закрепленную болтом между накладкой и кронштейном. Последние закреплены между собой крепежными элементами в виде шпилек, гаек, сферических шайб, внешних и внутренних резьбовых втулок. Внешняя часть имеет распорки (8), установленные с внешней стороны силовой конструкции корпуса (18) (СКК) КА и с помощью винтов (10) соединённые с ответными частями на внутренней стороне СКК (18). Грани распорок (8) и ответных частей повторяют направление ребер СКК (18). Опорная накладка крепится к распоркам (8) болтами (6) и пружинными волновыми шайбами (7). Техническим результатом изобретения является обеспечение равномерного натяжения строп, увеличение диапазона (> в 2 раза) и повышение точности (> 70%) регулировки их натяжения, повышение универсальности узла крепления, снижение массы (> на 60%) и уменьшение габаритов (> на 30%) комплекта крепежных элементов. 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к средствам перевода трансформируемых конструкций (например, солнечных батарей) космического аппарата из сложенного положения в раскрытое. Устройство содержит кронштейны (1) и (2), прикрепленные к взаимно подвижным элементам (4) и (5) (например, панелям) конструкции и соединенные между собой гибкими упругими пластинами (9) желобчатой (при их распрямлении) формы. На торцах кронштейнов выполнены обкатные кулачки (6), охваченные S-образно с внешней стороны лентами (7). Ленты закреплены на кулачках винтами (8). На торцевой части устройства имеется тросовый демпфирующий узел. Во взаимодействующих кулачках установлены элементы (контактная пара) датчика конечного положения. Раскрытие конструкции происходит за счёт упругих сил, создаваемых пластинами (9). Заданная траектория раскрытия обеспечивается взаимным обкатыванием кулачков (6) при их постоянном контакте, создаваемом лентами (7). Возникающий в конце раскрытия удар частично компенсируется демпфирующим узлом. Фиксация в раскрытом положении обеспечивается жесткостью пластин (9). Факт раскрытия отмечается датчиком. Технический результат состоит в обеспечении простыми средствами жесткости конструкции в раскрытом положении, повышении информативности процесса развертывания и снижении ударных нагрузок. 4 ил.

Группа изобретений относится к космической технике и может быть использована в системе телеметрического контроля. В способе телеметрического контроля сигналы с выходов каждого из телеметрических датчиков сравнивают с установленными пороговыми значениями уровней сигналов ключевых элементов. При превышении пороговых значений выдается ключевой сигнал в генератор длительности импульса, что приводит к запуску сигнала установленной длительности импульса. При совпадении ключевого сигнала и сигнала установленной длительности импульса с бортовым временным сигналом формируют общий позиционный сигнал совпадения и преобразуют его в цифровой сигнал, соответствующий номеру команды управления. В бортовом радиотехническом комплексе к выходам телеметрических датчиков дополнительно последовательно подключены ключевые элементы, схемы И, преобразователь позиционного кода в цифровой и преобразователь цифрового кода в команду управления. Техническим результатом группы изобретений является повышение оперативности и надежности управления КА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх