Космические летательные аппараты: ...с использованием магнитного поля земли – B64G 1/32

Изобретение относится к области электротехники, в частности к устройствам, предназначенным для получения электрической энергии, и может быть использовано для получения электрической энергии на летательных аппаратах, перемещающихся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля Земли. Технической результат, достигаемый при использовании данного изобретения, состоит в уменьшении влияния работы электрического генератора для искусственного спутника Земли на ориентацию летательного аппарата при одновременном обеспечении повышения эффективности работы самого электрического генератора. Указанный технической результат достигается тем, что в предлагаемом электрическом генераторе для искусственного спутника Земли, якорь которого выполнен в виде катушки, половина которой, включающая в себя половину каждого витка катушки, закрыта магнитонепроницаемым экраном, согласно изобретению якорь генератора выполнен из двух одинаковых катушек, расположенных по обе стороны искусственного спутника Земли симметрично относительно его центра масс, при этом обмотки катушек генератора соединены параллельно или последовательно и согласно. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка ракетного блока содержит топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, редуктор понижения давления с дренажным штуцером редуктора понижения давления, соединенный питающим трубопроводом с баллоном высокого давления. В двигательную установку введен пироклапан с двумя выходами и обратный клапан. Вход пироклапана сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления. На первый выход пироклапана установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана с выходным штуцером. Второй выход пироклапана через обратный клапан сообщен с трубопроводом наддува бака горючего. Достигается повышение надежности работы двигательной установки ракетного блока в процессе проведения пневмоиспытаний и подготовки к пуску ракетного блока. 2 ил.

Изобретение относится к электротехнике, к электрическим двигателям, и может быть использовано для создания моментов сил, способных поворачивать подвижные объекты, перемещающиеся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля. Технический результат состоит в создании моментов сил, способных поворачивать подвижные объекты, перемещающиеся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля Земли. Витки обмотки расположены снаружи подвижного объекта, перемещающегося в магнитом поле Земли. Две противоположные стороны каждого витка расположены вдоль оси поворота подвижного объекта и по разные стороны этой оси. Остальные части витка закрыты магнитонепроницаемыми экранами. 1 ил.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к устройствам получения электрической энергии, и может быть использовано для получения электрической энергии на подвижных объектах, перемещающихся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля. Технический результат, достигаемый настоящим изобретением, состоит в повышении надежности и уменьшении массы электрического генератора. Указанный технический результат достигается тем, что якорь генератора выполнен в виде катушки, жестко установленной на основании подвижного объекта, перемещающегося в магнитном поле, при этом половина катушки, включающая в себя половину каждого витка катушки, закрыта магнитонепроницаемым экраном. 1 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА), оснащенного магнитометром для определения вектора напряженности магнитного поля Земли (МПЗ). Способ включает измерение напряженности МПЗ и параметров орбиты КА. При этом стабилизируют КА в инерциальном пространстве, фиксируют направление вектора напряженности МПЗ на момент стабилизации, измеряют угол между фиксированным и текущим направлениями вектора напряженности МПЗ. Фиксируют и запоминают момент достижения острым измеряемым углом максимального значения и измеряют модуль напряженности МПЗ на фиксированный момент. Рассчитывают по положению КА на орбите модуль напряженности магнитного поля Земли на тот же момент. Сравнивают данные значения модуля напряженности МПЗ и определяют значение магнитной помехи от КА. Определяют ориентацию КА по фиксированным значениям вектора напряженности МПЗ в момент стабилизации КА и на момент достижения острым измеряемым углом максимального значения с учетом определенного значения магнитной помехи по формуле Техническим результатом изобретения является возможность определения трехосной ориентации КА на любых участках полета, вне зависимости от освещенности КА Солнцем, а также повышение точности определения ориентации.

Изобретение относится к управлению полетом космических аппаратов с использованием данных о магнитном поле Земли (МПЗ). Способ включает измерение векторов напряженности МПЗ и направления на выбранную звезду (в оптическом диапазоне). Последний вектор должен быть отклонен от нормали к плоскости орбиты космического аппарата. Измеряют угол между этими векторами и на момент времени, когда этот угол является максимальным в диапазоне 0° 90°, определяют магнитную помеху по определенной формуле. В эту формулу входят заданные в абсолютной системе координат вектор направления на выбранную звезду и рассчитанный вектор напряженности МПЗ, а также измеренный вектор напряженности МПЗ в связанной системе координат. Для измерения вектора напряженности МПЗ может использоваться магнитометр СМ-8М, установленный на российском сегменте Международной космической станции. Для измерения направления на выбранную звезду могут использоваться звездные или солнечные датчики. Техническим результатом изобретения является возможность определения магнитной помехи КА в полете.

Изобретение относится к космической технике и может применяться для стабилизации искусственных спутников Земли (ИСЗ) с использованием геомагнитного поля. Согласно предлагаемому способу на части поверхности ИСЗ распределяют двойной электростатический слой. При взаимодействии этого слоя с магнитным полем Земли, вследствие орбитального движения ИСЗ, возникает управляющий момент лоренцевых сил. Данный момент практически может превосходить гравитационный момент, действующий на крупный ИСЗ с динамической симметрией, близкой к полной, либо на гравитационно-ориентированный ИСЗ. Для управления ориентацией ИСЗ с осевой динамической симметрией в орбитальной системе координат изменяют величину и направление вектора дипольного момента двойного слоя в соответствии с проекциями скоростей центра масс ИСЗ и вектора геомагнитной индукции на оси орбитальной системы координат. Полученный закон изменения указанного вектора решает задачу стабилизации ИСЗ вблизи положения равновесия, в котором ось динамической симметрии ИСЗ направлена по местной вертикали. При наличии демпфирования данная ориентация ИСЗ устойчива при действии гравитационных и иных малых возмущений. Технический результат изобретения заключается в расширении области применимости способа управления ориентацией ИСЗ. 5 ил.

Изобретение относится к области управления ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает поддержание заданной ориентации КА силовыми гироскопами в процессе коррекции орбиты с помощью реактивных двигателей ориентации. При этом прогнозируют попадание вектора кинетического момента КА в области его располагаемых значений для текущего и конечного моментов времени коррекции. Поддерживают отклонение измеряемого значения этого вектора от прогнозируемого в пределах заданной окрестности. При нарушении условий принадлежности вектора кинетического момента КА указанным областям смещают центр масс КА в зависимости от конфигурации и тензора инерции КА, а также создаваемого двигателями ориентации управляющего момента. По завершении коррекции положение центра масс КА восстанавливают. Способ позволяет сформировать в момент завершения коррекции заданный вектор кинетического момента КА и при дальнейшем выполнении программы полета минимизировать число включений двигателей ориентации для разгрузки силовых гироскопов. Технический результат изобретения состоит в получении максимальной скорости коррекции с минимальными ошибками управления и расходом рабочего тела реактивных двигателей. 2 ил.