Способ электрических проверок космического аппарата

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей. В ИБС (2) и ИАБ (3) встроены ЭВМ, соответственно: (2-1) и (3-1). Количество каналов ИБС (2) равно числу фаз шунтового преобразователя (ШП), равного числу секций солнечных батарей. Встроенные ЭВМ связаны с ЭВМ (5) автоматизированного испытательного комплекса (4). Проверяют работу каждой фазы ШП в трех функциональных точках транзисторного ключа: в открытом, закрытом и регулирующем состояниях. Каждую фазу ШП настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки КА от стабилизированного преобразователя напряжения (при изготовлении этого преобразователя). Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА).

При изготовлении КА большое внимание уделяется обеспечению максимально полного контроля определяющих параметров КА для конкретного вида работ, в частности, электрических проверок.

Эта задача решается при условии обеспечения широких функциональных возможностей и применения многоуровневого контроля технологического процесса электрических проверок КА.

Известен способ электрических проверок КА (патент RU №2245825), реализованный «Автоматизированной испытательной системой для отработки, электрических проверок и подготовки к пуску космических аппаратов».

Известный способ заключается в автоматизированной выдаче технологических команд и радиокоманд, допусковом контроле дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроле поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроле сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формировании директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображении текущего состояния процесса испытаний.

Недостатком известного способа электрических проверок КА является отсутствие контроля резервных цепей на различных этапах электрических проверок КА.

Наиболее близким техническим решением является способ электрических проверок КА (патент №2447002 RU), который выбран в качестве прототипа.

Известный способ заключается в проведении включения и выключения КА, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, автоматизированной выдачи команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроля сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что в процессе проведения включения КА, перед подключением бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, дополнительно контролируют электрическое сопротивление между шинами питания КА на предмет соответствия его наперед заданному значению, а при его несоответствии наперед заданному значению включение КА запрещают.

Недостатком известного способа электрических проверок КА является также отсутствие контроля резервных цепей в процессе проведения электрических проверок КА. Это снижает надежность электрических проверок КА. Так, в случае отказа резервных цепей (фаз) шунтовых преобразователей системы электропитания, выходное напряжение (напряжение между шинами питания КА) не изменится и соответственно дефект может быть пропущен.

Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности электрических проверок КА.

Поставленная задача решается тем, что в способе электрических проверок КА, содержащего систему электропитания с бортовыми источниками электропитания (солнечными и аккумуляторными батареями) и стабилизированным преобразователем напряжения с шунтовым преобразователем и зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, заключающемся в проведении включения и выключения космического аппарата, включая подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей), автоматизированной выдачи команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроля сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, при использовании в системе электропитания многофазного шунтового преобразователя, в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно проверяют работу каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа: открытое, закрытое и регулирующее состояния. При этом, при изготовлении стабилизированного преобразователя напряжения, каждую фазу шунтового преобразователя настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения в пределах заданного номинала стабильного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки стабилизированного преобразователя, а соответствие состояния регулирующего транзисторного ключа каждой фазы многофазного шунтового преобразователя одной из трех функциональных точек (открытое, закрытое и регулирующее состояния) определяют по величине выходного напряжения соответствующего канала имитатора солнечных батарей, подключенного вместо солнечной батареи. Кроме того, проверку работы каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа проводят в процессе включения или (и) выключения космического аппарата.

Это позволяет организовать оценку работоспособности всех фаз шунтового преобразователя в процессе электрических проверок КА.

В данном случае предлагается оценивать величины напряжений на выходах имитаторов солнечной батареи на предмет соответствия их искусственно созданной ситуации баланса мощностей солнечной батареи и нагрузки.

Действительно, при проведении электрических проверок КА проводится автоматизированный допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и наземной контрольно-проверочной аппаратуры. Если при этом контролировать величины напряжений на выходах имитаторов солнечной батареи на предмет соответствия их искусственно созданной ситуации баланса мощностей солнечной батареи и нагрузки, то можно однозначно оценить работоспособность каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа: открытое, закрытое и регулирующее состояния, при условии, что при изготовлении стабилизированного преобразователя напряжения, каждую фазу шунтового преобразователя настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения в пределах заданного номинала стабильного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки стабилизированного преобразователя.

На фиг. 1 приведена блок-схема наземной системы управления и контроля КА в процессе проведения его электрических проверок.

Космический аппарат 1 содержит, в частности, систему электропитания с бортовыми источниками электропитания (солнечными и аккумуляторными батареями) и стабилизированным преобразователем напряжения с зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, бортовую систему телеизмерения, бортовую ЭВМ (на схеме не показано).

В процессе электрических проверок КА вместо солнечных и аккумуляторных батарей подключают имитаторы солнечных батарей (ИБС) 2 со встроенными ЭВМ 2-1 и имитаторы аккумуляторных батарей (ИАБ) 3 со встроенными ЭВМ 3-1. При этом количество каналов ИБС 2 равно количеству фаз шунтового преобразователя (на схеме не показано).

Система управления и контроля электрических проверок КА содержит:

4 - автоматизированный испытательный комплекс (АИК);

5 - ЭВМ АИК (блок управления и отображения информации с АИК).

Встроенные в ИБС и ИАБ ЭВМ 2-1 и 3-1 связаны по межмашинному обмену (по Ethernet) с ЭВМ АИК 5.

АИК 4 совместно с ЭВМ АИК 5 осуществляет автоматизированную выдачу команд управления, допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров КА 1 по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний.

Связь ЭВМ АИК 5 с ЭВМ ИБС 2-1 и ЭВМ ИАБ 3-1 позволяет управлять текущими режимами работы ИБС 2 и ИАБ 3 и получать оперативную информацию об их текущих выходных параметрах (напряжение, ток).

На фиг. 2 приведена функциональная схема автономной системы электропитания с «n» номиналами выходного напряжения, «m» секциями солнечных батарей и двумя аккумуляторными батареями.

Устройство содержит солнечную батарею (первичный источник ограниченной мощности) 6, состоящую из секций 61, 62, …6m, подключенную к нагрузке 7 через диоды РД1, РД2, …РДm в цепи каждой секции соответственно и выходной фильтр 8. В общей силовой цепи солнечной батареи установлен измерительный токовый шунт Iбс для измерения текущего суммарного тока солнечной батареи. В цепи нагрузки 7 установлен измерительный токовый шунт Iн1.

Аккумуляторные батареи 9/1 и 9/2, подключены через зарядные преобразователи 10/1 и 10/2 и через разрядные преобразователи 11/1 и 11/2 к входу выходного фильтра 8, при этом входы разрядных преобразователей подключены к выходу выходного фильтра 8. Шунтовой преобразователь 12 измерительным входом подключен к выходу выходного фильтра 8, а силовыми транзисторными ключами (фазами) подключен к каждой соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи).

Кроме того, к клеммам «+» и «-» нагрузки 7 подключено (n-1) сериесных преобразователей 131, 132, …13n-1, к выходу которых подключены нагрузки 71, 72, …7n-1, где n - число номиналов напряжения в автономной системе электропитания. В цепи каждой нагрузки 71, 72, …7n-1 установлены измерительные токовые шунты Iн7.

Зарядный преобразователь состоит из регулирующего ключа 14, управляемого схемой управления 15, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе Тр, транзисторах Т1 и Т2 и выпрямителя на диодах D1 и D2. В силовой цепи заряда установлен измерительный токовый шунт Iаб для измерения тока заряда, а так же тока разряда.

Разрядный преобразователь 11 состоит из регулирующего ключа 16, управляемого схемой управления 17.

Шунтовой преобразователь 12 состоит из «m» единичных силовых транзисторных ключей К1, К2, …Кm, управляемых схемами управления 18.

Сериесные преобразователи 131, 132, …13n-1 состоят из регулирующих ключей 19, управляемых схемами управления 20, и выходных фильтров 21.

Схемы управления преобразователями 15, 17, 18, 20 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.

Рассмотрим конкретный пример. Система электропитания КА содержит солнечную батарею из 40 секций, две аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения с шунтовым преобразователем, состоящим из 40 фаз. Выходное напряжение системы электропитания (100±1)В (для питания модуля полезной нагрузки) и (27±0,81)В (для питания модуля служебных систем). Функциональная схема автономной системы электропитания соответствует фиг. 2.

При проведении электрических проверок КА вместо 40 секций солнечной батареи подключают 40 каналов имитаторов солнечной батареи.

Перед включением КА на каждом канале имитатора солнечной батареи устанавливают незначительную выходную мощность, например: ток короткого замыкания 0,1 А, напряжение холостого хода 107 В. Нагрузка КА (в рамках данного примера) 400-600 Вт.

После включения КА контролируют напряжение на выходах каналов имитаторов солнечной батареи. При этом, так как мощности каналов имитаторов солнечной батареи недостаточно для обеспечения питания нагрузки, то она будет питаться от аккумуляторных батарей, а незначительная выходная мощность каналов будет поступать в нагрузку при напряжении (100±1)В. Транзисторные ключи всех фаз шунтового преобразователя будут закрыты.

Далее на канале имитатора солнечной батареи, соответствующего первой секции (первой фазе с наименьшей настройкой по напряжению), устанавливают выходную мощность, превышающую мощность нагрузки, путем увеличения тока короткого замыкания. При этом данная фаза (регулирующий транзистор) перейдет в функциональную точку регулирующего состояния. Данный факт подтвердит величина напряжения на выходе этого канала имитатора солнечной батареи в диапазоне (20-90) В. Напряжения на выходе остальных каналов имитатора свои значения не изменят.

Следующий шаг: на канале имитатора солнечной батареи, соответствующего второй секции (второй фазе со следующим уровнем настройки по напряжению), устанавливают выходную мощность, превышающую мощность нагрузки, путем увеличения тока короткого замыкания. При этом первая фаза перейдет в функциональную точку открытого состояния регулирующего транзистора. Данный факт подтвердит величина напряжения на выходе этого канала имитатора солнечной батареи, близкая к нулю. Напряжение на выходе второго канала имитатора солнечной батареи установится в диапазоне (20-90) В, что соответствует функциональной точке регулирующего состояния. Напряжения на выходе остальных каналов имитатора свои значения не изменят.

Аналогично проверяется работа всех последующих фаз шунтового преобразователя, что обеспечивает проверку работоспособности всех фаз во всех (трех) функциональных точках регулирующих транзисторов, за исключением последней фазы (с наибольшим напряжением настройки), в которой функциональная точка с постоянно открытым состоянием ключа не проверяется (и штатно не используется).

Исходя из технологии проведения электрических проверок КА наиболее предпочтительным является процесс включения и выключения КА, когда несложно организовать необходимый баланс по мощности между потреблением нагрузки и мощностью каналов имитатора солнечной батареи.

Таким образом, предлагаемый способ электрических проверок КА повышает надежность электрических проверок КА.

1. Способ электрических проверок космического аппарата, содержащего систему электропитания с бортовыми источниками электропитания: солнечными и аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с шунтовым преобразователем и зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, состоящий в проведении включения и выключения космического аппарата, в том числе подключения и отключения наземных имитаторов бортовых источников электропитания: солнечных и аккумуляторных батарей, автоматизированной выдаче команд управления, допусковом контроле дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроле поставленных на слежение параметров, контроле сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формировании директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображении текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что при использовании в системе электропитания многофазного шунтового преобразователя в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно проверяют работу каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа: открытом, закрытом и регулирующем состояниях.

2. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что при изготовлении стабилизированного преобразователя напряжения каждую фазу шунтового преобразователя настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения в пределах заданного номинала стабильного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки от стабилизированного преобразователя.

3. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что соответствие состояния регулирующего транзисторного ключа каждой фазы многофазного шунтового преобразователя одной из трех функциональных точек: открытому, закрытому и регулирующему состояниям - определяют по величине выходного напряжения соответствующего канала имитатора солнечных батарей, подключенного вместо солнечной батареи.

4. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что проверку работы каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа проводят в процессе включения космического аппарата.

5. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что проверку работы каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа проводят в процессе выключения космического аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) различного назначения. В способе сборки КА на оснастку в форме трубы устанавливают опорные панели в плоскостях XOY, на опорные панели устанавливают с закреплением приборные панели, монтируют опорные панели жесткости в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости.
Изобретение относится к способу территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмо-передающих станций (мобильных станций). Для реализации способа определяют текущее положение мобильных станций и космических аппаратов, проводящих дистанционное зондирование заданного района Земли с помощью измерительных средств, прогнозируют траектории и рассчитывают трассы полета космических аппаратов с помощью вычислительных средств, определяют геометрический центр зондируемого района и антиподную точку на поверхности Земли с учетом ее угловой скорости вращения, периодов обращения космических аппаратов и ограничений по размещению мобильных станций, определяют место размещения мобильных станций и в соответствии с ними осуществляют их перемещение.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов, предназначенных для фиксации на поверхности космических объектов.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента.

Изобретение относится к вероятностным (т.е. без стабилизации структуры) спутниковым системам наблюдения Земли, c охватом её обширных регионов.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с основными продольными перегородками, дополнительными придонными перегородками и заборным устройством, маршевый двигатель и дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска.

Изобретение относится к методам наблюдения планеты из космоса и обработки результатов этого наблюдения. Способ включает регистрацию на снимке кольцевых волн, одновременно с которыми регистрируют часть суши, выбирая и идентифицируя на ней не менее четырех характерных объектов, не лежащих на одной прямой.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний. В случае недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки отключают функцию распределения токов разряда, контролируют разницу токов разряда для проверки исправности разрядных преобразователей. Обеспечивается надежность проведения электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов. Устройство содержит, в частности, средства распределения азота вокруг различного оборудования криогенных контуров через систему трубопроводов (4), оснащенную калиброванными отверстиями (5). Рассмотрен летательный аппарат, использующий устройство захолаживания и способ захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута. Замки имеют корпуса с открытыми технологическими окнами в одной из боковых и в торцевых стенках и в стенках, прилегающих к стыковочному шпангоуту, в которых установлены пассивные и активные крюки. Пассивные крюки подпружинены тарельчатыми пружинами, а активные крюки установлены на коромыслах, расположенных на эксцентриковых валах со шкивами. На технологических окнах установлены пластины с отверстиями под активные и пассивные крюки и пазами под ответные активные и пассивные крюки соответственно. На коромыслах под активными крюками установлены заслонки с пазами под активные крюки. На технологических окнах установлены крышки. Пластины, заслонки и крышки выполнены из материалов с низкой теплопроводностью. Техническим результатом изобретения является обеспечение многократного использования элементов механизма герметизации стыка стыковочного агрегата. 11 ил.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме. Первый контур реализует необходимую ориентацию КА и накапливает импульс внешнего возмущающего момента (МВ), а второй контур формирует момент разгрузки (МР). МР противоположен по знаку суммарному кинетическому моменту системы КА - управляющий ДМ. На каждом цикле управления формируют с помощью реактивных двигателей (РД) импульс МР, равный по величине импульсу МВ и противоположный МВ по знаку. Время включения РД на цикле управления рассчитывают пропорционально разности между текущим и заданным значениями суммарного кинетического момента системы КА - управляющий ДМ. Технический результат изобретения состоит в уменьшении погрешности ориентации КА на заданный ориентир во время разгрузки ДМ при увеличении допустимого возмущающего момента. 4 ил.

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления. Поверхность упорного элемента, взаимодействующая с головкой болта, наклонена к оси тела болта под острым углом. Головка болта отделена от его тела, снабжена сквозным осевым отверстием под хвостовую часть тела и надвинута на нее. В головке болта со стороны ее боковой поверхности выполнено окно для установки упорного элемента, снабженное заглушкой, установленной в окне и закрепленной на головке болта. Со стороны торцевой поверхности в хвостовой части тела болта выполнено осевое отверстие и входной конус. Сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента выполнен в виде цилиндрического тела, расположенного в осевом отверстии тела болта под посадочным местом и снабженного выходным конусом, ответным входному конусу в хвостовой части тела болта и заклиненным в нем. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции узла, уменьшение его габаритов. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления. Нижние полюсные элементы шарнирно закреплены на опорах двигательного модуля, а верхние полюсные элементы закреплены на верхнем шпангоуте с возможностью перемещения, обеспечивающего поворот относительно шарнирного закрепления нижних полюсных элементов. Техническим результатом изобретения является снижение массы и повышение виброустойчивости конструкции. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к электротехническому оборудованию систем ориентации и стабилизации космических аппаратов (ИСЗ). Электромеханический исполнительный орган (ЭМИО) содержит маховик (1) с ротором (2) обращенного электродвигателя явнополюсного («когтевого») типа, имеющего статор (6) с трехфазной обмоткой (7). Постоянный магнит (3) отделен от «когтей» полюсов (4) немагнитным материалом (5). Статор закреплен на оси в виде двух полуосей (8), закрепленных в торцевых крышках (9). Ось и крышки выполнены из немагнитного материала. Статор (6) отделен от ротора (2) немагнитным рабочим зазором (10). ЭМИО также содержит два постоянных магнита (11) с полюсными наконечниками (12) и ярмами (13) из магнитомягкого материала, закрепленных на крышках (9). Между ротором (2) и полюсными наконечниками (12) образованы вспомогательные зазоры (14). Магниты (3) и (11), выполненные из материала с высококоэрцитивными характеристиками (NdFeB), обращены к зазорам (14) одноименными полюсами. Маховик (1) выполнен из композитного материала, исключающего возможность протекания в нем токов (вызывающих тормозной момент). Техническим результатом являются обеспечение длительного функционирования в космосе ИСЗ, оснащенных предлагаемыми ЭМИО, и проведение ориентации ИСЗ с наименьшими затратами энергии. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус с реактивным двигателем и цилиндром, размещенный в цилиндре поршень, углубление в корпусе, где размещен взаимодействующий с поршнем механический амортизатор, амортизационный упор в конце цилиндра, цилиндрический соленоид в конце углубления в корпусе, блок электропитания соленоидов внутри корпуса, выдающий электрические импульсы для втягивания поршня внутрь соленоида до начала амортизации и отталкивания поршня с корпусом после амортизации. В ЛА используется блок попеременного электропитания двух соленоидов, а также второй соленоид, размещенный позади первого без касания, обеспечивающий втягивание поршня внутрь второго соленоида после окончания импульсов, подаваемых на первый соленоид. Техническим результатом изобретения является уменьшение расхода топлива. 1 ил.

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), создаваемым на базе CubeSat. КА содержит корпус в форме параллелепипеда, состоящий из боковых панелей (18а,…18г), закрепленных на шпангоуте (17) служебной аппаратуры в виде фрезерованной плиты. На боковых и верхней (-Z) панелях, а также на крышке камеры, со стороны нижней панели (+Z), установлены солнечные батареи (условно сняты, как и панели +Y и -Y). На плите (17) смонтированы: блок питания и управления (15), антенны УКВ-диапазона (4а, 4б), передатчик Ка-диапазона (14), гироскоп и звёздные датчики (не видны). Под плитой (17) закреплены: посредством шпангоута (16) оптико-электронная система (9), двигатели-маховики (не видны) и др. элементы. На верхней панели (19) установлены GPS-антенна (5) и антенны УКВ-приемопередатчика. Угловые ребра в стыках боковых панелей играют роль опорных направляющих (8) при взаимодействии КА с транспортно-пусковым контейнером. Технический результат заключается в миниатюризации конструкции и бортовых систем до габаритов спутника CubeSat с форм-фактором 16U при выполнении КА своей целевой задачи, что приводит к упрощению и ускорению процесса изготовления, испытаний и монтажа КА. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам обеспечения непрерывного контроля температуры заправленного окислителя в топливном баке ракеты космического назначения (РКН) «Союз-2». Система контроля температур топливного бака окислителя снабжена системой температурных датчиков. Датчики контроля температуры расположены непосредственно на датчиках системы управления расходом топлива (СУРТ) в топливном баке окислителя. Количество температурных датчиков, устанавливаемых в топливный бак окислителя каждой ступени РКН, зависит от длины бака, требуемой точности измерения и с возможностью резервирования при заданной вероятности отказа. Техническим результатом изобретения является обеспечение непрерывного контроля фактической температуры окислителя в топливном баке окислителя и, как следствие, оценки возможности успешного выполнения задачи РКН, а также накопления статистической информации об изменении температур окислителя в процессе эксплуатации. 1 ил.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов при их изготовлении. В процессе проверок КА используют: имитаторы ИБС солнечных и имитаторы ИАБ аккумуляторных батарей. В ИБС и ИАБ встроены ЭВМ, соответственно: и. Количество каналов ИБС равно числу фаз шунтового преобразователя, равного числу секций солнечных батарей. Встроенные ЭВМ связаны с ЭВМ автоматизированного испытательного комплекса. Проверяют работу каждой фазы ШП в трех функциональных точках транзисторного ключа: в открытом, закрытом и регулирующем состояниях. Каждую фазу ШП настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки КА от стабилизированного преобразователя напряжения. Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх