Космические летательные аппараты: ..размещение и модификация систем энергоснабжения (системы энергоснабжения как таковые см. соответствующие подклассы) – B64G 1/42

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла. Система энергоснабжения КА содержит солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторные батареи (АБ), устройства контроля АБ. В составе КА имеется также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной (БВМ). При этом устройства контроля АБ включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и БВМ. Последняя снабжена программой контроля тока нагрузки КА и перераспределения токов разряда каждой АБ. Ток разряда каждой АБ устанавливают по току нагрузки КА, текущей емкости данной АБ и суммарной емкости АБ, с учетом разницы напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения АБ. Дополнительно БВМ может быть снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой АБ. Эти токи вычисляются по указанной избыточной мощности, среднему зарядному напряжению АБ и указанным текущей и суммарной емкостям АБ. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшение эксплуатационных возможностей системы электропитания и КА в целом. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к источникам электроснабжения космического аппарата. Пары балок, стыкующихся крайними балками с космическим аппаратом, размещены по трем продольным плоскостям вокруг космического аппарата. При этом одна из пары балок стыкуется космическим аппаратом в плоскости, обращенной к ядерной энергетической установке, а вторая балка - со шпангоутом, с закрепленными в тех же плоскостях тремя парами балок с панелями холодильника излучателя, которые соединены с энергетическим блоком и расположены вокруг него. Шпангоут состоит из двух отдельных частей - на одной размещены шарниры балок, расположенных вокруг энергетического блока, на второй - шарниры балок, расположенных вокруг космического аппарата и стыкующихся между собой в поперечной плоскости. Технический результат - приближение положения центра массы ядерной энергетической установки к плоскости стыковки с космическим аппаратом. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО). Способ включает выбор в качестве космического тела-ударника (КТУ) кометного ядра одной из мини-комет с орбитами (6), сближающимися с Землей (1). По траектории (8) к КТУ выводят с Земли ракетную двигательную установку, использующую в качестве рабочего тела испаряемое вещество кометного ядра. Посадку на КТУ производят в точке (9). С помощью данной двигательной установки переводят КТУ с начальной орбиты (7) на траекторию (10), обеспечивающую его столкновение с ОКО (3). В результате столкновения с КТУ в точке (11) ОКО приобретает импульс, переводящий его с начальной, грозящей столкновением с Землей в точке (5), орбиты (4) на безопасную траекторию (12). Устройство для реализации способа (не показано) содержит указанную ракетную двигательную установку, грунтозаборник с испарителем кометного вещества, энергетическую установку (с солнечным концентратором) и астронавигационное устройство. После внедрения грунтозаборника в кометное ядро испаритель производит возгонку летучих веществ ядра. Испарившиеся газы, нагреваясь (солнечным концентратором), истекают из сопла двигательной установки, создавая тягу. Астронавигационное устройство задает требуемую ориентацию вектора тяги. Техническим результатом изобретений является сокращение времени на отклонение ОКО или его фрагментов от столкновения с Землей при минимальных энергетических затратах на проведение миссии с обеспечением необходимой длительности работы двигательной установки и повышением ее надежности. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретения относятся к космической энергетике и могут быть использованы для передачи электроэнергии в форме лазерного излучения на поверхность Земли, а также - для проведения высокоточных измерений в космосе, передачи информации и др. Солнечная космическая электростанция включает в себя базовый модуль (1), зеркальную систему (2), сумматор лазерного излучения (3), направленный на зеркальную систему (2), и фотопреобразующие панели (4) снаружи базового модуля (1). Каждая панель (4) выполнена из панелей двух видов: фотоэлектрических панелей (5) и автономных фоюизлучающих панелей (6). Последние соединены в цепочку с возможностью самораскрытия и выстраивания при раскрытии плоской замкнутой зигзагообразной фигуры. Панели (5) смонтированы в начале цепочки панелей (5, 6), причем первая из них соединена с базовым модулем (1). В этом модуле имеются системы: управления (8), охлаждения (11) и питания (12). Каждая панель (5) электрически соединена с системой питания (12). Каждая автономная панель (6) выполнена в виде каркаса, в торцевой части которого установлены линзы Френеля с соосно расположенными под ними фотопреобразователями (не показаны). В нижней части указанного каркаса, на его основании, расположены накопители энергии, блок управления панели (6) и волоконные лазеры с блоками накачки и сумматором лазерного излучения. Фотопреобразователи панели (6) электрически соединены через накопители энергии с блоками накачки и управления. Сумматоры каждой автономной панели (6) соединены с указанным сумматором оптоволоконным кабелем (30). Технический результат изобретений состоит в повышении эффективности, надежности и долговечности работы солнечной электростанции, а также в расширении функциональных возможностей фотоизлучающих панелей и области их применения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к системам энергоснабжения наземных потребителей из космоса. Энергетическая система включает в себя по меньшей мере одну космическую солнечную электростанцию (1), наземный пункт управления (2) с накопительной наземной системой (3), а также промежуточный пункт приема энергии в виде управляемого привязного аэростата (4). На поверхности аэростата (4), обращенной к космосу, расположены солнечные фотопреобразователи (5) и лазер (6) для наведения на космическую электростанцию (1), а на стороне, обращенной к Земле, - инфракрасные фотопреобразователи (7). Аэростат (4) предпочтительно выполнен в форме диска, удерживаемого выше зоны облаков тросом-кабелем (8), соединяющим аэростат с наземной системой (3). На боковой поверхности аэростата (4) смонтированы электромоторы (9), связанные со служебным модулем (10). Трос-кабель (8) обезвешен системой аэростатных оболочек (11). Космическая солнечная электростанция (1) представляет собой спутник Земли, состоящий из автономных фотопреобразующих модулей, фокусирующей зеркальной системы, суперконденсаторов, системы дистанционной передачи энергии. Кроме того, имеются приборно-агрегатный отсек с системами управления и выдачи информации о состоянии работы спутника на наземный пункт управления (2). Технический результат изобретения направлен на увеличение количества получаемой электроэнергии при небольших размерах наземного приемного пункта, а также на улучшение экологической ситуации в зоне размещения данного пункта. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к сборке и испытаниям бортовых систем космического аппарата (КА), преимущественно системы электропитания телекоммуникационного КА. Последняя содержит солнечные и аккумуляторные батареи, а также стабилизированный преобразователь напряжения (СПН) для согласования работы указанных батарей и стабильного питания модулей служебных систем и полезной нагрузки. Помимо сборки, способ включает подготовку источников электроэнергии к работе и проведение электрических испытаний КА. При этом входные силовые цепи СПН в его выключенном состоянии со стороны солнечных батарей накоротко шунтируют маломощными релейными коммутаторами. Подключение силовых цепей солнечных батарей к СПН проводят после предварительного их шунтирования накоротко через дополнительно предусмотренные маломощные технологические цепи. После завершения электрического подключения силовых цепей солнечных батарей к СПН цепи шунтирования удаляют. Во входных силовых цепях СПН со стороны подключения аккумуляторных батарей устанавливают силовые электронные коммутаторы. После предварительного заряда ограниченным током указанных цепей и подзарядки аккумуляторных батарей последние подключают к СПН. Цепи заряжают до напряжения, равного текущему напряжению разомкнутой цепи соответствующей аккумуляторной батареи. После подключения аккумуляторных батарей к СПН периодически проводят их подзарядку от наземных источников для компенсации токов утечки с аккумуляторных батарей в выключенном состоянии СПН. Предварительный заряд входных силовых цепей СПН со стороны аккумуляторных батарей проводят от соответствующих им батарей через токоограничительные резисторы со специально выбранным сопротивлением. Техническим результатом изобретения является повышение функциональной надежности процесса изготовления КА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к области космической энергетики и могут использоваться для интенсификации процесса фотосинтеза на Земле. Система содержит спутник (2) по меньшей мере с двумя оптическими узлами. Первый узел (3) предназначен для сбора солнечного света и всегда при работе ориентирован на Солнце. Второй оптический узел (6), менее габаритный и инерционный, предназначен для ретрансляции на область (Z) светового потока с более высокой плотностью энергии, чем плотность собранного потока. Его ориентация дистанционно регулируется из управляющего центра (11). Между оптическими узлами (3) и (6) предусмотрено средство (10) передачи света с узла (3) на узел (6). Оптический узел (6) ретранслирует свет только в определенных частотных диапазонах - около 450 нм и 660 нм. Это достигается фильтрацией лучистого потока, например, специальной обработкой отражающих поверхностей устройств (6), (10) и их изготовлением из определенный материалов. Техническим результатом изобретений является возможность освещать солнечным потоком высокой плотности и в требуемом спектральном диапазоне достаточно большие площади поверхности небесного тела (Земли) для интенсификации на них процесса фотосинтеза. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании телекоммуникационных космических аппаратов. Способ изготовления космического аппарата включает изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей. Испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят со штатными аккумуляторными и солнечными батареями. Аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают режимом, эквивалентным режиму штатного предстартового заряда. Все остальные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей. При этом имитаторы солнечных батарей подключают к промышленной сети непосредственно, а имитаторы аккумуляторных батарей комбинированно: по зарядному интерфейсу - непосредственно, а по разрядному интерфейсу - через систему гарантированного электроснабжения. Штатные аккумуляторные батареи хранят электрически разобщенными со стабилизированным преобразователем напряжения, в подзаряженном состоянии. Достигается повышение функциональных возможностей и надежности процесса электроиспытаний, а также сохранение ресурсных характеристик бортовых аккумуляторных батарей. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и организации грузообмена между космическими аппаратами. Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей включает захват и ускорение атмосферного воздуха и грузов, передачу накопленных веществ на другие космические аппараты, компенсацию потерь скорости космического аппарата-накопителя от захвата и ускорения атмосферного воздуха, грузов и аэродинамического сопротивления. Энергоснабжение космического аппарата-накопителя обеспечивают полностью или частично за счет использования химической, кинетической и тепловой энергий поступающих грузов. Химическая энергия обеспечивается в случае, когда грузы поступают в виде окислителя и горючего, продукты окисления передаются на другие космические аппараты для дальнейшего использования и/или переработки. Кинетическая энергия в виде тормозного импульса обеспечивается при обмене грузами космическими аппаратами-накопителями в случае встречного их движения или при поступлении грузов, доставленных суборбитальными ракетами. Тепловая энергия обеспечивается при торможении поступающих в космический аппарат-накопитель грузов и воздуха и из теплоаккумулирующих веществ, передаваемых с других космических аппаратов. Для безотходного многократного использования в космическом аппарате-накопителе организуется система межорбитального круговорота грузов-энергоносителей по восстановлению химической и тепловой энергий на спутниковых энергостанциях, расположенных на более высоких орбитах, и кинетической энергии при помощи межорбитальных буксиров, аппаратов-накопителей, аппаратов-заправщиков и других космических аппаратов, обращающихся на более высоких орбитах, с которыми космический аппарат-накопитель производит обмен грузами. Достигается уменьшение массогабаритной характеристики энергоустановки.

Изобретения относятся к энергообеспечению космических аппаратов (КА). Способ включает зарядку-разрядку, хранение аккумуляторов в заряженном состоянии и их балансировку по напряжению. Температурный режим аккумуляторной батареи (АБ) обеспечивается датчиками температуры, локальными нагревателями и радиаторами-излучателями. В состав КА также входят бортовой комплекс управления с вычислительной машиной, стабилизированный преобразователь напряжения и устройство контроля АБ. Указанный преобразователь содержит зарядные и разрядные преобразователи, а также аналоговые датчики токов заряда и разряда АБ. Датчики через устройство контроля АБ обмениваются данными между указанным стабилизированным преобразователем напряжения, системой терморегулирования и вычислительной машиной. Последняя снабжена программой, корректирующей работу зарядных преобразователей, локальных нагревателей и схем балансировки аккумуляторов в составе АБ. Техническим результатом изобретений является повышение эффективности использования аккумуляторных батарей и улучшение удельных энергетических и ресурсных характеристик системы электропитания и КА в целом. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам энергоснабжения космических аппаратов. В состав бортовой системы электропитания входят аккумуляторная и солнечная (СБ) батареи, электрическая связь между которыми осуществляется через микромеханические блокирующие модули. Каждый такой модуль содержит подложку с расположенными на ней входной и выходной шинами с контактными группами. С этими группами взаимодействует расположенное на подложке коммутирующее устройство в виде подвижных термомеханических приводов (актюаторов). Актюаторы выполнены из двух или более слоев с различными коэффициентами термического расширения. Один из слоев может быть выполнен с обратимой термомеханической памятью формы. При облучении Солнцем СБ вырабатывает электроэнергию, а актюаторы блокирующего модуля, установленного на СБ, разогреваясь, деформируются и замыкают контакты входной и выходной шин. Этим обеспечиваются заряд аккумуляторной батареи и подача электрического тока другим потребителям электроэнергии. При затенении СБ и блокирующего модуля актюаторы, охлаждаясь, размыкают контакты входной и выходной шин, исключая разряд аккумуляторной батареи, вызывающий, в частности, нагрев или пробой фотопреобразователей СБ. Техническим результатом изобретения является уменьшение массогабаритных характеристик, повышение надежности и увеличение срока службы работающих элементов системы электропитания космического аппарата. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к средствам энергоснабжения космических аппаратов, а более конкретно - к системе энергообеспечения марсохода. Данная система включает в себя солнечные батареи, аккумуляторы, распределительное устройство, а также элементы с трибоэлектрическими поверхностями. Указанные элементы системы преимущественно смонтированы на основании, прилегающем к корпусу марсохода с возможностью поворота относительно него. В предпочтительном варианте элементы с трибоэлектрическими поверхностями и солнечные батареи открываются и работают поочередно: одни - в условиях пыльной бури, другие - в ее отсутствие. Технический результат изобретения направлен на обеспечение бесперебойного питания марсохода электроэнергией. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области энергообеспечения космических аппаратов (КА). Способ основан на пополнении системы энергообеспечения КА от внешних источников. Одна или более КА-электростанций, размещенных на рабочих орбитах в зоне прямой видимости КА, определяют местоположение КА, включают системы слежения за движением КА, а затем передают электромагнитную энергию на бортовой приемник КА. Передача может осуществляться в диапазоне от лазерного до микроволнового радиоизлучения или в виде пучков электронов высоких энергий. При достижении нормального состояния энергосистемы КА прекращают подачу электромагнитной энергии от КА-электростанции, перемещая ее на дежурную орбиту. Система энергоснабжения содержит устройство для передачи электрической энергии, размещенное на ориентируемой (с помощью ракетных двигателей) платформе КА-электростанции. На платформе также размещен лазерный дальномер, который оптически связан с одним или несколькими уголковыми отражателями, размещенными на КА. С помощью последних осуществляется совмещение проводящих каналов КА-электростанций с каналом приема электрической энергии КА. Технический результат изобретений состоит в обеспечении надежного энергоснабжения КА и увеличении тем самым срока его активного существования. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области энергоснабжения космических аппаратов. Система содержит солнечную и аккумуляторную батареи, а также блоки автоматики, контроля и выравнивания аккумуляторов. Блок автоматики обеспечивает совместную работу батарей на бортовую нагрузку. Блок контроля и выравнивания проводит поэлементный контроль напряжений и температуры в аккумуляторной батарее и нивелирование разбаланса напряжений аккумуляторов. Последнее осуществляется путем подзаряда отдельных аккумуляторов по заданному алгоритму, выполняемому бортовой ЭВМ или микропроцессором, входящим в состав данного блока. Конструктивно этот блок может входить в состав как аккумуляторной батареи, так и блока автоматики. Источник подзарядного напряжения может находиться в одном из указанных блоков. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности работы и увеличение срока службы аккумуляторных батарей, работающих в составе системы электропитания космического аппарата. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам энергоснабжения космических объектов, в частности ИСЗ. Способ заключается в проведении циклирования с контролем энергетических характеристик последовательно соединенных аккумуляторов (А) в составе их модуля. Испытания проводят в составе действующего ИСЗ. Число А модуля ограничивают наличием избыточной мощности в системе электропитания ИСЗ. Зарядом и разрядом А управляют с помощью бортовой ЭВМ. Разряд А проводят стабилизированным током, а их температурный режим постоянно регулируют в процессе проведения испытаний. Способ реализует устройство, содержащее солнечные батареи (СБ), связанные с нагрузкой через преобразователь напряжения, и аккумуляторные батареи. Последние подключены через зарядные преобразователи к СБ, а через разрядные преобразователи - к нагрузке. Нагрузка включает в себя бортовую ЭВМ, устройства телеметрии и командно-измерительной радиолинии. Указанный модуль содержит терморегулирующую плиту с установленными на ней А, индивидуальные зарядный и разрядный преобразователи, связанные с нагрузкой автономной системы электропитания, и бортовую ЭВМ. При этом индивидуальный разрядный преобразователь выполнен в виде стабилизатора тока. Терморегулирующая плита снабжена датчиками температуры и нагревателями, в модуль введено разрядное сопротивление, причем указанные датчики и нагреватели связаны с бортовой ЭВМ. Индивидуальный разрядный преобразователь своим выходом через переключатель дополнительно связан с разрядным сопротивлением. Техническим результатом изобретений является повышение эффективности проведения и достоверности ресурсных испытаний аккумуляторов в составе действующего ИСЗ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к конструкциям космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов различного назначения. Согласно изобретению космический аппарат содержит ферменно-каркасную силовую конструкцию, корпусные панели, целевую аппаратуру и обеспечивающие системы. В состав данных систем входит система электроснабжения, состоящая из солнечных и никель-водородных аккумуляторных батарей, а также комплекса автоматики и стабилизации напряжения. При этом аппаратура указанного комплекса или ее часть размещена внутри корпусов никель-водородных аккумуляторных батарей. Техническим результатом изобретения является увеличение плотности компоновки агрегатов и систем внутри корпуса космического аппарата, уменьшение длины линий связи между аккумуляторными батареями и аппаратурой указанного комплекса, а также повышение защищенности бортовой аппаратуры от электромагнитных помех. 1 ил.

Изобретения относятся к энергообеспечению космических аппаратов, преимущественно геостационарных спутников с трехосной ориентацией. Способ включает зарядку-разрядку и хранение аккумуляторов в заряженном состоянии. На аккумуляторах установлены аналоговые датчики давления и температуры, а также локальные нагреватели. В процессе эксплуатации определяют текущее тепловыделение аккумуляторной батареи, которое посредством локальных нагревателей регулируют исходя из условия ее теплового баланса. Космический аппарат, согласно изобретению, содержит приборный блок, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда. На внутренних сторонах этого блока установлены устройства и приборы, в том числе система терморегулирования с указанными локальными нагревателями. Система терморегулирования обеспечивает сброс тепла на радиаторы-излучатели. Имеется также бортовая система электропитания со стабилизированным преобразователем напряжения. Аналоговые датчики давления и температуры через устройство контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанным преобразователем напряжения, системой терморегулирования и бортовой вычислительной машиной. Последняя снабжена программой, корректирующей работу локальных нагревателей в зависимости от степени заряженности, режима работы батарей и их температуры. Техническим результатом изобретений является повышение эффективности использования аккумуляторных батарей и улучшение ресурсных характеристик системы электропитания и космического аппарата в целом. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической области, и в частности к способам энергоснабжения в полете космических аппаратов (КА) с системой энергоснабжения на базе электрохимических генераторов. Согласно изобретению способ включает получение электроэнергии на основе химической реакции

O₂ и Н ₂, при этом перед окончанием выработки исходных химических компонентов О₂ и Н₂ на борту КА для производства электроэнергии КА пристыковывают на орбите к космической энергетической платформе с электролизером, перекачивают в нее воду - продукт химической реакции ЭХГ КА, и после электролиза воды на платформе снабжают КА продуктами электролиза воды - химическими компонентами O₂ и Н₂ для последующей электрохимической реакции в ЭХГ на борту КА, затем КА отстыковывают от платформы и выводят его на рабочую орбиту, данный цикл повторяют необходимое число раз. Техническим результатом изобретения является увеличение продолжительности генерации электроэнергии без увеличения массы исходных химических компонентов O₂ и Н₂ на борту космического аппарата, повышение уровня электрической мощности без кратного увеличения массы системы энергоснабжения. 1 ил.

Изобретение относится к размещению и терморегулированию бортовых систем электропитания космических аппаратов (КА). Предлагаемый модуль состоит из аккумуляторов, соединенных в батарею, зарядного и разрядного устройств, блока автоматики и управления, модуля обмена с бортовым компьютером КА и электрообогревателя. Все указанные узлы установлены своими основаниями на общую силовую тепловыравнивающую плиту. Площадь плиты выбрана так, чтобы при максимальном тепловыделении узлов модуля температура аккумуляторов не превысила максимально допустимого для них значения. Со всех сторон, кроме внешней поверхности плиты, на модуле установлена экранно-вакуумная изоляция. Если система терморегулирования КА является пассивной, то на внешней поверхности указанной плиты установлено оптическое покрытие с высоким коэффициентом излучения. Объединение батареи и ее сервисного оборудования в модуль, внутри которого осуществляется весь интерфейс между ними, ведет к снижению массы систем КА и потерь энергии за счет исключения внешних кабелей, разъемов и т.п. Повышается точность контроля и надежность управления батареей. Технический результат изобретения, кроме того, состоит в сокращении времени проведения комплексных испытаний КА и унификации батарейного модуля для широкого класса КА. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системам энергообеспечения космических аппаратов, содержащих как ракетные двигатели (РД), так и электрохимические генераторы (ЭХГ) с топливными элементами. Предлагаемая энергетическая установка включает в себя ЭХГ, РД и соединенные с ними системы хранения и подачи углеводородного горючего и кислорода. В установку введены последовательно соединенные риформер парциального окисления и разделитель газов с выходными магистралями по очищенному и неочищенному водороду. Кроме того, введен пусковой водородный буфер, подключенный к ЭХГ. Вход риформера подключен к системам хранения и подачи углеводородного горючего и кислорода. Выходная магистраль разделителя газов по очищенному водороду подключена к пусковому водородному буферу и к ЭХГ, а выходная магистраль по неочищенному водороду соединена с РД. Последний использует неочищенный водород в составе горючего. Техническим результатом изобретения является создание адаптированной для длительных космических полетов энергодвигательной установки, объединенной не только по окислителю (О₂), но и по горючему, в качестве которого используются традиционные для РД углеводороды или спирты. 1 ил.

Изобретение относится к энергоснабжению космических аппаратов (КА), в частности, образующих систему высокоорбитальных или геостационарных спутников связи, орбиты которых корректируются электрореактивными двигателями (ЭРД). Предлагаемый способ включает определение мощности электропотребления каждого бортового потребителя для всех КА группировки, в том числе ЭРД. Если бортовые потребители некоторого КА не обеспечены электроэнергией на интервале проведения динамического режима с помощью ЭРД, то этот режим переносится на другой допустимый интервал. При отсутствии допустимых интервалов выбираются КА-дублеры, равнозначные по функциональному назначению установленной на них полезной нагрузки. Переключение равнозначных потребителей с необеспеченных энергией основных КА производят на те КА-дублеры, которые обеспечены необходимыми запасами электроэнергии. Это переключение производится на время до восстановления возможности энергообеспечения потребителей полезной нагрузки на борту основных КА (по окончании динамических режимов этих КА). Описанное управление электропотреблением орбитальной группировки осуществляется далее для КА с более поздним началом времени проведения динамических режимов. При этом в качестве КА-дублеров используют вышеуказанные основные КА. Техническим результатом изобретения является более экономное электропотребление группировкой КА, которое дает возможность обеспечить располагаемой электроэнергией дополнительных бортовых потребителей в составе полезных нагрузок КА. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к энергообеспечению бортовых систем космических аппаратов. Предлагаемый способ включает определение зарядно-разрядных характеристик бортовых источников (БИ) энергии, трансформацию энергии внешних источников, поддержание уровня заряженности БИ за счет энергии внешних источников и расход энергии БИ при превышении потребляемой энергией, трансформированной от внешних источников. При этом определяют интервалы полетного времени для поддержания вероятностного и детерминированного уровней заряженности БИ. В вероятностном случае, при превышении потребляемой энергией значений трансформированной энергии от внешних источников определяют количество энергии в БИ, необходимое для выполнения программы полета. Далее определяют интервалы времени заряда и саморазряда БИ, а также смещение начала заряда БИ, обеспечивающее необходимое количество энергии БИ. Поддерживают уровень заряженности БИ на указанных интервалах их заряда-разряда, регулируя расход энергии БИ в соответствии с программой полета. Когда энергия, трансформируемая от внешних источников, превысит потребляемую, производят заряд БИ и поддержание их уровней заряженности на интервалах заряда-разряда. Прогнозируют интервалы времени поддержания детерминированного уровня заряженности БИ, на которых потребляемая энергия превышает трансформируемую от внешних источников, и до их начала производят детерминированный заряд БИ на указанных интервалах заряда-разряда. Затем регулируют потребление энергии БИ в соответствии с программой полета, обеспечивая превышение разрядной энергией БИ энергии, потребляемой на борту. По окончании прогнозируемого интервала производят заряд БИ для последующего поддержания вероятностного уровня заряженности БИ. По мере надобности переходят на указанный выше детерминированный заряд БИ и далее чередуют поддержание вероятностного и детерминированного уровней заряженности БИ. Технический результат изобретения направлен на повышение надежности энергообеспечения КА за счет более планомерного использования внутренних и внешних энергоресурсов. 7 ил.

Изобретение относится к энергообеспечению бортовых систем космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает преобразование световой энергии в электрическую на борту КА, аккумулирование электрической энергии путем преобразования в другие виды энергии и контроль бортового энергопотребления. Помимо указанного преобразования световой энергии трансформируют другие виды энергии от внешних источников в виды энергии, потребляемые на борту КА. Прогнозируют интервалы времени, на которых потребление электроэнергии превышает ее количество, преобразуемое из световой энергии. Для этих же интервалов определяют виды потребляемой энергии, получаемые от преобразования электрической энергии. До начала прохождения интервалов аккумулируют соответствующие потребляемым трансформируемые виды энергии от внешних источников. Начало аккумулирования указанных видов энергии определяют исходя из потребляемого количества и скорости аккумулирования энергии с учетом изменения параметров КА в результате воздействия на КА данных видов энергии. На прогнозируемом интервале в первую очередь производят расход аккумулированных трансформированных видов энергии, получаемых от преобразования электрической энергии, и по мере необходимости производят расход аккумулированных видов энергии на борту КА, преобразуя их в электрическую энергию. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности энергообеспечения КА за счет увеличения суммарной мощности различных располагаемых видов энергии, получаемых КА извне и потребляемых на его борту. 12 ил.

Изобретения относятся к энергосиловым системам космических аппаратов, использующим солнечные батареи (СБ) и электрореактивные, преимущественно стационарные, плазменные двигатели. Предлагаемый способ включает стабилизацию и изменение мощности энергосиловой установки регулированием расхода рабочего вещества двигателя. При снижении мощности СБ до уровня максимально допустимой мощности, потребляемой двигателем, расход рабочего вещества изменяют так, чтобы потребляемая от СБ мощность изменялась пилообразно, причем вершины пилы касались бы линии максимально возможной текущей мощности СБ. Предлагаемое устройство содержит согласующий преобразователь напряжения, соединенный выходами с электродами двигателя, а входами - с шинами СБ, датчики тока и напряжения от шин СБ и соединенный с ними датчик мощности. С последним связан компаратор, соединенный также с управляемым задатчиком мощности и задатчиком начальной мощности. Выходы управляемого задатчика мощности соединены с компаратором и схемой сравнения, входом соединенной с выходом датчика мощности. Выход схемы сравнения подключен к усилителю-регулятору расхода рабочего вещества исполнительного органа подачи этого вещества в двигатель. Технический результат изобретений состоит в повышении надежности, упрощении конструкции и процесса регулирования мощности энергосиловой установки данного типа. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к вспомогательным элементам ядерных энергоустановок (ЯЭУ) космических аппаратов (КА). Предлагаемая ЯЭУ содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания. Данная система содержит раму, включающую в себя три стержня, которые расположены между ЯЭУ и промежуточным шпангоутом, а также смещенные относительно указанных стержней на угол 60° три стержня, расположенных между этим шпангоутом и КА. Шпангоут выполнен в форме трехгранной призмы. Каждый стержень состоит из двух балок, а в местах соединения балок между собой, с ЯЭУ, с промежуточным шпангоутом и с КА установлены шарниры. Шарниры позволяют балкам совершать угловое перемещение в продольных плоскостях ЯЭУ при ее переводе из стартового положения в орбитальное. Электрокоммуникации ЯЭУ размещены на указанных балках. Технический результат изобретения состоит в уменьшении массы и стартового габарита ЯЭУ путем компактного расположения элементов системы развертывания вокруг ЯЭУ. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к атомной энергетике и космической технике и может быть использовано при создании космических энергетических и двигательных установок для решения двух задач: для доставки космических аппаратов (КА) на орбиту и последующего энергообеспечения аппаратуры КА. Сущность изобретения: космическая двухрежимная ядерно-энергетическая установка (ЯЭУ) транспортно-энергетического модуля содержит термоэмиссионный реактор-преобразователь (ТРП) с активной зоной (A3) и боковым отражателем с размещенными в нем рабочими органами системы управления и защиты (СУЗ). ТРП обеспечивает электроэнергией потребителей транспортного режима с номинальным уровнем мощности и потребителей режима длительного энергоснабжения с пониженным уровнем мощности. A3 ТРП набрана из двух групп сборок электрогенерирующих элементов (ЭГЭ) с разными ресурсами работы. При этом первая группа набрана из сборок ЭГЭ с ресурсом работы, равным или более времени работы потребителей транспортного режима, а вторая группа - из сборок ЭГЭ с ресурсом, равным или более суммы времени работы потребителей транспортного режима и потребителей режима длительного энергоснабжения. ЭГЭ сборок второй группы содержат пониженное относительно ЭГЭ сборок первой группы количество делящегося вещества. Сборки ЭГЭ первой группы размещены в периферийной части активной зоны у бокового отражателя, а сборки ЭГЭ второй группы размещены в центральной части A3. Технический результат – повышение надежности работы ЯЭУ в двух различных по электрической мощности и ресурсу режимах за счет повышения эффективности рабочих органов СУЗ. 5 ил.

Изобретение относится к источникам электрической энергии и может быть использовано на космических летательных аппаратах, входящих в атмосферу с высокой скоростью. Сущность изобретения: источником высокоскоростной плазмы магнитогидродинамического генератора является слой атмосферы, преобразованный в плазму при соприкосновении с обшивкой космического летательного аппарата, входящего в атмосферу с высокой скоростью. При этом источник начального магнитного возбуждения выполнен в виде катушки электромагнита, питаемой от аккумулятора через электроды, замыкаемые электропроводящей плазмой при ее наличии. Технический результат: существенное упрощение магнитогидродинамического генератора, повышение его надежности и снижение массогабаритных параметров. 5 ил.