Устройство для отделения наноспутников с заданными параметрами от сегмента мкс

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для выведения наноспутников на заданные траектории и с заданными скоростями с борта космических станций. Устройство отделения наноспутников состоит из электромеханической системы запуска магнитоиндукционного типа и электронного модуля управления ею. Устройство содержит сильноточный соленоид, помещенный в рабочий зазор системы постоянных неодимовых магнитов, состоящей из набора кольцевых магнитов и соосно установленного неодимового цилиндрического магнита, заключенных в корпус из магнитомягкого материала. Соленоид подключен через ключевое устройство к обмотке, соединенной с микропроцессором. Платы модуля управления размещены в вакуумированных отсеках, что дает возможность долговременной эксплуатации в открытом космосе. Устройство содержит автономную систему энергопитания, состоящую из аккумуляторов, солнечных панелей и контроллера их заряда, который управляется микропроцессором. Техническим результатом является повышение кинетической энергии при запуске отделяемого аппарата. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам отделения от космических летательных аппаратов (КЛА), в частности от различных сегментов МКС, и может быть использовано для одновременного отделения как одного, так и группы наноспутников (НС).

На сегодняшний день для отделения НС, как правило, используются устройства, работающие на основе пружинного толкателя (патент РФ на изобретение №2254265, МПК В64С 1/00, опубл. 20.06.2004 г.), либо на энергии сжатого газа, либо на основе пирозаряда.

Известно также устройство, содержащее адаптируемую к ракете-носителю стойку и идентичные органы стыковки (патент РФ на изобретение №2156212, МПК B64G 1/22, опубл. 20.09.2000 г.). На каждом органе расположена система крепления и отделения наноспутника, а также электроразъемы, которые служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. Снаружи стойки монтируются идентичные посадочные места. Органы стыковки могут быть установлены на любое число этих мест. Изобретение направлено на достижение унификации средств выведения спутников.

Известен адаптер для группового запуска наноспутников (патент РФ на изобретение №2260551, МПК B64G 1/64, опубл. 20.09.2005, бюл. 26). Для обеспечения жесткости системы крепления и уменьшения массы спутники размещаются по оптимальной схеме на платформе.

В перечисленных патентах наноспутники отделяются от средства выведения с помощью индивидуальных автономных устройств, которые размещаются на местах установки при проведении наземных сборочно-монтажных работ. Повторное использование их не предусмотрено.

Известен также способ отделения НС от средства доставки с помощью магнитоиндукционной системы, содержащей индуктор, через соленоидальную катушку которого разряжается конденсатор (патент РФ на изобретение №2472679, МПК B64G 1/22, опубл. 20.01.2013). В данном способе индуктор и конденсаторы жестко закреплены на платформе средства доставки, запускаемый аппарат, основание которого должно быть выполнено из ферромагнитного материала, устанавливается на индуктор. Запуск производится следующим образом: конденсатор с помощью тиристорного ключа разряжается через индуктор, в материале-основании запускаемого аппарата наводятся токи Фуко, таким образом, за счет взаимодействия магнитных полей индуктора и индуцированных полей в зоне основания наноспутника происходит отделение аппарата от средства доставки.

Недостатками данного способа являются крайне малый коэффициент полезного действия, деформация или разрушение основания наноспутника, отсутствие возможности произвести запуск в заданном направлении, произвольное (хаотичное) движение наноспутника, относительно его центра масс, после отделения

Наиболее близким к заявляемому устройству является устройство запуска с помощью магнитоиндукционного эжектора (патент РФ на изобретение №2551408 RU, МПК B64G 1/64, опубл. 20.05.2015). В этом устройстве расположена система крепления и отделения наноспутника, а также электроразъемы, которые служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. После определения направления ориентации средства доставки КЛА относительно данной планеты производится расчет параметров запуска группировки микроспутников. Эта процедура выполняется бортовым вычислительным комплексом средства доставки КЛА. Рассчитанные исходные данные передаются на микропроцессорную систему управления запуском, осуществляемую с помощью магнитоиндукционного эжектора (МИЭ). Микроспутник роботом-манипулятором устанавливается на платформу запуска МИЭ. После установки и фиксации НС на планшайбе МИЭ, с помощью электромеханических систем поворота задаются азимутальный и зенитный углы, относительно ориентации средства доставки или относительно системы координат, связанной с планетой. Для создания импульса электромагнитного поля в индукторах служат конденсаторы С1, С2, которые предварительно заряжаются от бортовой сети КЛА, а именно системы аккумулятор - солнечные панели. В исходный момент времени индукторы плотно прижаты друг к другу. В этот момент тиристоры Vs1, Vs2 открываются импульсами, сформированными микропроцессором, и через полевые транзисторы Т1, Т2 начинается разряд конденсаторов, через индуктивности L1, L2, помещенные в броневые сердечники из ферромагнитного материала. Так как в исходный момент времени индукторы плотно прижаты друг к другу, а ток разряда достигает нескольких сотен ампер, то в замкнутом объеме индукторов можно запасти энергию в несколько Джоулей, что обеспечивает коэффициент полезного действия в несколько десятков процентов.

К недостаткам этого магнитоиндукционного эжектора можно отнести:

- после отделения наноспутник может занимать произвольное положение в пространстве - вращательное, колебательное движение по траектории;

- относительно невысокую энергоемкость системы, позволяющую запускать наноспутники с небольшими начальными скоростями, несмотря на высокий коэффициент полезного действия.

Задачей предлагаемого изобретения является:

- улучшение энергомассовых характеристик,

- значительное увеличение коэффициента полезного действия,

- долговременная работа в открытом космосе,

- повышение кинетической энергии запуска,

- расширение функциональных возможностей устройства для запуска наноспутников (в том числе и группы НС) с заданной скоростью и в заданном направлении в соответствии с выбранными зенитным и азимутальным углами, исключающее хаотичное движение по траектории.

Поставленная задача решается благодаря тому, что устройство, состоящее из электромеханической магнитоиндукционной системы отделения наноспутников с заданными параметрами и микропроцессорного модуля управления магнитоиндукционной системы отделения наноспутников, содержащего магнитоиндукционный эжектор, дополнительно содержит сильноточный соленоид, помещенный в рабочий зазор системы постоянных неодимовых магнитов, состоящей из набора кольцевых магнитов и соосно установленного неодимового цилиндрического магнита, заключенных в корпус, выполненный из магнитомягкого материала для экранирования электромагнитных помех, при этом соленоид подключен через ключевое устройство к обмотке, соединенной с микропроцессором, установленным на устройстве отделения, который также соединен с формирователем разрядного импульса, электронным ключом, состоящим из нескольких мощных полевых транзисторов и включенных параллельно друг другу.

Кроме того, на отделяемом аппарате установлены два малогабаритных одноосных гироскопа, закрепленных на противоположных гранях наноспутника с возможностью их раскручивания до заданного момента импульса после ориентирования наноспутника в необходимых азимутальном и зенитном направлениях.

Кроме того, в устройстве установлена автономная система энергопитания, состоящая из солнечных панелей, контроллера солнечных панелей с микропроцессором, электронных плат модуля управления и конденсаторов, которые размещены в вакуумированных отсеках полусферической и параллелепипедной формы.

Кроме того, оно содержит электронный блок управления, микропроцессор которого соединен через интерфейс с компьютером средства доставки и содержит свое постоянное запоминающее устройство, установленное с возможностью хранения программного обеспечения процедур запуска, при этом микропроцессор также соединен с преобразователем напряжения, который установлен с возможностью формирования напряжения для зарядки конденсатора и напряжения для питания сильноточных обмоток малогабаритных одноосных гироскопов, с формирователем разрядного импульса, с формирователями управляющих сигналов для шаговых двигателей ориентации и с контроллером солнечных панелей.

Изобретение позволяет по сравнению с выбранным прототипом в несколько (десятков) раз увеличить кинетическую энергию отделяемого аппарата, позволяет длительное время автономно работать в открытом космосе, при установке, например, в зоне агрегатного отсека транспортного корабля «Прогресс-М», наличие двух одноосных гироскопов, которые раскручиваются до заданного значения момента инерции на старте, после выбора зенитного и азимутального углов, а после старта становятся неотъемлемой частью НС, полностью исключает хаотическое движение НС по траектории.

Техническая сущность и принцип действия заявляемого способа запуска микро- и наноспутников и устройства на основе микропроцессорной магнитоиндукционной системы для осуществления запуска поясняется следующими чертежами:

на фиг. 1 изображена схема электромеханической магнитоиндукционной системы отделения наноспутников с заданными параметрами от сегмента МКС;

на фиг. 2 показана структурная схема микропроцессорного модуля управления магнитоиндукционной системы отделения наноспутников с заданными параметрами от сегмента МКС.

Конструкция данной системы состоит из аккумуляторного блока, механизмов азимутальной и зенитной ориентации, магнитоиндукционного эжектора, платформы запуска, электронного модуля управления. Аккумуляторный блок содержит два гелиевых 12 вольтовых аккумулятора 1, емкостью 7.5 А⋅ч каждый, установленных в корпусе 2 и помещенных в контейнер из теплозащитного материала 3, закрыт крышкой 39. Корпус 2, с помощью фиксирующих замков 4, устанавливается на платформе (корпусе) 5 средства доставки (грузовой корабль, типа «Прогресс-М»). В этом же корпусе размещен механизм азимутальной ориентации и электронные модули микропроцессорной системы управления магнитоиндукционной системы отделения (МИСО). Механизм азимутальной ориентации содержит ведомую шестерню 6, ось вращения которой 7 запрессована во внутренние обоймы сдвоенных подшипников 8, а ее нижний конец запрессован в кронштейн 9, который жестко зафиксирован на крышке аккумуляторного блока. Ведомая шестерня 6 выполнена заодно с корпусом подшипников 10, который напрессован на их внешние кольца. Ведомая шестерня азимутального привода приводится во вращение с помощью малой ведущей шестерни (на фиг. 1 условно не показана), плотно насаженной на вал малогабаритного шагового двигателя 11. Шаговый двигатель механизма азимутальной ориентации с помощью фиксатора 12 закреплен на крышке аккумуляторного блока. Выбор азимутального угла осуществляется путем поворота ведущей шестерни, приводимой во вращение электродвигателем 11, который, в свою очередь, управляется микропроцессором, который находится на одной из плат 32.

Механизм зенитной ориентации состоит из корпуса - основания 13 (механизма зенитного перемещения (МЗП)), на котором расположены подшипники качения 14, ведущая шестерня привода 15, плотно насаженная на вал малогабаритного шагового двигателя 11. Ведомая шестерня МЗП 16 выполнена в виде полукругового сегмента, жестко связанного с двутавровой направляющей 17. Двутавровая направляющая может перемещаться внутри системы направляющих подшипников 14, при вращении ведомой шестерни МЗП 16, которая, в свою очередь, приводится в движение с помощью ведущей шестерни 15, приводимой во вращение электродвигателем 11. Шаговый электродвигатель 11 закреплен на корпусе-основании 13 МЗП. К двутавровой направляющей жестко прикреплен полусферический корпус 18, который представляет собой вакуумированную полусферическую колбу, служащую для размещения электролитического разрядного конденсатора 19 и электронных блоков управления процессом разряда конденсатора через соленоид 20. Таким образом, выбор зенитного угла производится с помощью электродвигателя 11, по командам микропроцессора, и приводящего в движение механизм зенитной ориентации. Корпус 18 закрыт крышкой 21, на которой закреплен корпус магнитоиндукционного эжектора 22, выполненный, как было отмечено выше, из магнитомягкого материала. Фиксаторы 12 обеспечивают необходимую жесткость крепления магнитоиндукционного эжектора к механизму зенитной ориентации. Конструктивно магнитоиндукционный эжектор состоит из кольцевого магнита 23, вдоль оси которого установлен цилиндрический магнит 24, служащий для выравнивания магнитного поля в радиальном направлении. В рабочем зазоре магнитной системы расположен многослойный соленоид 20, закрепленный на направляющей втулке 25, которая может свободно скользить по боковой поверхности цилиндрического магнита 24. К верхнему торцу направляющей втулки жестко прикреплена платформа запуска 26, в которой запрессована обмотка электромагнита 27, служащая для фиксации НС. В исходном состоянии соленоид находится в положении, указанном на фиг. 1, которое он занимает под действием демпферной пружины - 28. На платформе запуска, на ее периферии, с внешней и внутренней стороны, установлены демпфирующие прокладки - 29, служащие для гашения импульса «посадки» наноспутника 33 на платформу запуска 26, осуществляемую с помощью робота-манипулятора. Для центровки НС относительно платформы запуска служит конусная направляющая 30 и направляющая 38. В механизм ориентации также входят одноосный гироскоп 31, направляющий подшипник 34, маховик 35, система магнитов 36 и обмотка 37.

На фиг. 2 приведена структурная схема электронной системы управления устройством для отделения наноспутников с заданными параметрами от российского сегмента МКС. Центральным узлом здесь является микропроцессор 40, который управляется пакетами программ, зашитых во внешнее ПЗУ 41. Микропроцессор соединен с формирователем разрядного импульса 42, модулем управления зарядом конденсатора 43, блоком управления преобразователя напряжения 44, с формирователями управляющих сигналов первого и второго шаговых двигателей (ШД) 45, 46, с контроллером 47 солнечных панелей 48 и с модулем связи 49 со средством доставки. Модуль связи 49 подключается к бортовой сети средства доставки через разъем 50. Электронная система управления содержит автономную систему питания, которая состоит из аккумуляторных батарей, заряжаемых с помощью преобразователя напряжения 51, который соединен с контроллером солнечных панелей 47 и с блоком управления преобразователя напряжения 44. Драйверы первого и второго шаговых двигателей 52, 53 механизмов приводов в зенитном и азимутальном направлениях соединены с исполнительными механизмами шаговых двигателей 54, 55. Соленоид 56 соединен с конденсатором 57 через ключевое устройство 58, выполненное из нескольких параллельно включенных полевых транзисторов. Преобразователь напряжения 51 соединен с конденсатором 57 через ключ 59. Автономная система энергопитания содержит солнечные панели 48, которые через контроллер 47 соединены с преобразователем напряжения 51.

Устройство для отделения наноспутников с заданными параметрами от сегмента МКС работает следующим образом. Робот-манипулятор устанавливает наноспутник 33 с закрепленными на нем одноосными гироскопами 31 на платформу запуска 26. Микропроцессор 40 включает обмотку соленоида 27, который исполняет роль электромагнита, таким образом, наноспутник оказывается жестко связанным с платформой запуска. После этого с помощью механизмов поворота в азимутальном и зенитном направлениях 6, 14, приводимых в движение шаговыми двигателями 54, 55 по командам микропроцессора 40, через формирователи управляющих сигналов ШД 45, 46 и драйверы 52, 53 устанавливается заданное направление отделения НС. Микропроцессор 40 получает данные об ориентации средства доставки (СД) относительно системы координат, связанной с Землей от бортового компьютера СД через модуль связи 49. После этого производится раскрутка одноосных гироскопов 31 по командам микропроцессора 40 до требуемого значения момента импульса. Далее микропроцессор включает формирователь разрядного импульса 42, который открывает ключевое устройство 58, в результате чего производится разряд конденсатора 57, через соленоид 56. В результате взаимодействия импульсного магнитного поля, возбужденного соленоидом 56 с полем постоянных магнитов 23, 25, соленоид 56 приобретает механический импульс, который передается платформе запуска 26, так как она жестко связана с соленоидом 56. В момент времени, определяемый передним фронтом импульса, создаваемым формирователем разрядного импульса 42, микропроцессор отключает соленоид 27, в результате платформа запуска 26 передает механический импульс отделяемому аппарату. Скорость запуска регулируется длительностью импульса, создаваемого формирователем разрядного импульса 42 по командам микропроцессора 40.

В рабочем макете данной системы были использованы электролитические конденсаторы емкостью 0.01 Ф × 100 В, что позволяет запасти 50 Дж энергии, многослойный сильноточный соленоид со следующими характеристиками: число витков (в два провода), число слоев = 6, индуктивность L=251×10-6 Гн, внешний диаметр R2=40 мм, внутренний диаметр R1=11 мм, высота h=16 мм, активное сопротивление R=0.2 Ом, собственная частота ω0=631 Гц, частота ω=490 Гц, коэффициент затухания β=398, критическое сопротивление 0.32 Ом, диаметр провода 1 мм. Устройство для отделения наноспутников с заданными параметрами от российского сегмента МКС позволяет выводить НС имеющих массы (1÷5) кг с борта МКС, например, через шлюзовую камеру грузового корабля типа «Прогресс-М» на заданные орбиты со скоростями (1÷3) м/с, в строго определенных зенитных и азимутальных направлениях.

1. Устройство для отделения наноспутников с заданными параметрами от сегмента МКС, состоящее из электромеханической магнитоиндукционной системы отделения наноспутников с заданными параметрами и микропроцессорного модуля управления магнитоиндукционной системы отделения наноспутников, содержащего магнитоиндукционный эжектор, отличающееся тем, что содержит сильноточный соленоид помещенный в рабочий зазор системы постоянных неодимовых магнитов, состоящей из набора кольцевых магнитов и соосно установленного неодимового цилиндрического магнита, заключенных в корпус, выполненный из магнитомягкого материала для экранирования электромагнитных помех, при этом соленоид подключен через ключевое устройство к обмотке, соединенной с микропроцессором, установленным на устройстве отделения, который также соединен с формирователем разрядного импульса, электронным ключом, состоящим из нескольких мощных полевых транзисторов и включенных параллельно друг другу.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в нем установлена автономная система энергопитания, состоящая из солнечных панелей, контроллера солнечных панелей с микропроцессором, электронных плат модуля управления и конденсаторов, которые размещены в вакуумированных отсеках полусферической и параллелепипедной формы.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оно содержит электронный блок управления, микропроцессор которого соединен через интерфейс с компьютером средства доставки и содержит свое постоянное запоминающее устройство, установленное с возможностью хранения программного обеспечения процедур запуска, при этом микропроцессор также соединен с преобразователем напряжения, который установлен с возможностью формирования напряжения для зарядки конденсатора и напряжения для питания сильноточных обмоток малогабаритных одноосных гироскопов, с формирователем разрядного импульса, с формирователями управляющих сигналов для шаговых двигателей ориентации и с контроллером солнечных панелей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к спутниковым системам (СС) связи и наблюдения, использующим легкие спутники, которые функционируют на низких и средних околоземных орбитах и обеспечивают непрерывное региональное покрытие поверхности Земли.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. В способе предстартовой подготовки ракеты-носителя (РН) на стартовом комплексе, включающем ее подъем из горизонтального положения и установку на пусковую установку в вертикальное положение, проводят вертикализацию РН.

Траектория полета двухступенчатой ракеты (1) периодически прогнозируется в течение полета, и прогнозируемая точка падения, когда блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается от второй ступени (13) ракеты, периодически прогнозируется в каждой промежуточной запланированной точке на прогнозируемой траектории полета.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата (ЛА). Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем.

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».

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.

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.

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).

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.

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.

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.

Изобретение относится к резервированию электронной аппаратуры. Технический результат - обеспечение длительного срока активного существования электронного устройства в условиях воздействия ионизирующего излучения.

Изобретение относится преимущественно к топливной системе двигательных установок космических объектов. Корпус бака выполнен из двух полукорпусов (4, 5), в которых установлены сильфоны (6, 7).

Изобретение относится к регулируемым узлам крепления конструкций с интерфейсом на стропах. Регулируемый узел крепления состоит из площадки со стропами, накладки и кронштейна, жестко фиксированных между собой с помощью крепежных элементов, а также внутреннего и внешнего кронштейнов, форма которых выбрана из условия исключения их перемещения относительно силовой конструкции корпуса.

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.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК).

Изобретение относится к конструкции и сборке космических объектов, например орбитальных станций. Строительный модуль (в составе платформы) в виде полой 6-гранной или 4-гранной призмы (1) снабжён дополнительными плоскими элементами (2).

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).

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 оборудованию многофункциональных космических аппаратов (МКА), предназначенных для калибровки и юстировки радиолокационных станций (РЛС), а также для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).

Использование: в области электротехники. Технический результат - исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи, уменьшение напряжения на вторичных обмотках трансформаторов и уменьшение габаритной мощности силовых элементов энергопреобразующих устройств, а также минимизация массогабаритных параметров системы электропитания автоматического космического аппарата в целом. Система электропитания космического аппарата содержит солнечную батарею, аккумуляторную батарею, регулятор напряжения и разрядное устройство, выполненные в виде мостовых управляемых инверторов тока с входными L-фильтрами, выпрямитель, реверсивный выпрямитель, два отдельных согласующих трансформатора, систему управления с экстремальным регулятором мощности, устройство контроля степени заряженности АБ, датчик тока и нагрузку. Солнечная батарея подключена к регулятору напряжения, выход которого соединен с первичной обмоткой первого трансформатора. Аккумуляторная батарея подключена к разрядному устройству, выход которого соединен с первичной обмоткой второго трансформатора, а также к устройству контроля степени заряженности аккумуляторной батареи. Вторичные обмотки первого трансформатора соединены последовательно, как и вторичные обмотки второго трансформатора. Трансформаторы предназначены как для согласования значения питающего напряжения и напряжения на нагрузке, так и для создания средних точек выпрямителя и реверсивного выпрямителя, соединенных между собой и служащих одним из полюсов напряжения на нагрузке. Второй полюс напряжения на нагрузке соединен со второй выходной шиной выпрямителя и реверсивного выпрямителя. В схеме реализовано суммирование выходных токов первичных источников энергии. Аналогичным образом могут быть сформированы другие каналы питания нагрузок с любым номиналом напряжения. Управляющие импульсы транзисторов инверторов регулятора напряжения, разрядного устройства и реверсивного выпрямителя формирует система управления, с которой соединены датчик тока, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи и измерительные обмотки трансформаторов. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для выведения наноспутников на заданные траектории и с заданными скоростями с борта космических станций. Устройство отделения наноспутников состоит из электромеханической системы запуска магнитоиндукционного типа и электронного модуля управления ею. Устройство содержит сильноточный соленоид, помещенный в рабочий зазор системы постоянных неодимовых магнитов, состоящей из набора кольцевых магнитов и соосно установленного неодимового цилиндрического магнита, заключенных в корпус из магнитомягкого материала. Соленоид подключен через ключевое устройство к обмотке, соединенной с микропроцессором. Платы модуля управления размещены в вакуумированных отсеках, что дает возможность долговременной эксплуатации в открытом космосе. Устройство содержит автономную систему энергопитания, состоящую из аккумуляторов, солнечных панелей и контроллера их заряда, который управляется микропроцессором. Техническим результатом является повышение кинетической энергии при запуске отделяемого аппарата. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх