Технологическая крышка

Крышка предназначена для защиты солнечных батарей при наземной эксплуатации космических аппаратов различного назначения. Устройство (технологическая крышка), закрепленное на солнечной батарее космического аппарата содержит кожух с элементами крепления к каркасу солнечной батареи. Кожух закрывает в плане фотоэлектрические преобразователи солнечной батареи. Кожух выполнен корытообразной формы. Борта кожуха контактируют с каркасом солнечной батареи. На днище кожуха со стороны фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи закреплены оптические импульсные электрические излучатели. Последние размещены в ячейках, образованных закрепленными на днище кожуха взаимно пересекающимися ребрами. Ребра перпендикулярны наружной поверхности фотоэлектрических преобразователей. На обращенных к фотоэлектрическим преобразователям торцах ребер закреплены накладки, выполненные из эластичного материала (например, резины). Технический результат: обеспечение проверки работоспособности фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей и контроля целостности цепей съема энергии с них при проведении контрольных включений космического аппарата на техническом комплексе космодрома. 6 ил.

 

Изобретение относится к изделиям космической техники, а более конкретно к съемному технологическому оборудованию изделий космической техники, и может быть использовано при наземной подготовке космических аппаратов различного назначения.

Известно чехольное укрытие для защиты солнечных батарей космического аппарата, выполненное из полиэтиленовой пленки, закрывающей фотоэлектрические преобразователи солнечных батарей и предохраняющее наружную поверхность фотоэлектрических преобразователей от воздействия загрязнений и влаги (см., например, «Упаковка», сборочный чертеж, 11К65М-КЛ.9401-000СБ, лист 1, ФГУП «ПО «Полет», 2007 г.).

Данное чехольное укрытие не обеспечивает защиту фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей от механических повреждений.

Известна также технологическая крышка, закрепленная на солнечной батарее космического аппарата, содержащая кожух, снабженный элементами крепления кожуха к каркасу солнечной батареи и закрывающий в плане фотоэлектрические преобразователи солнечной батареи (см., например, «Новости космонавтики» №3, март 2005 г., фото на стр.19, а также «Аэрокосмический курьер» №5, сентябрь-октябрь 2005 г., фото (КА «Университетский») на стр.42). Технологическая крышка обеспечивает защиту фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей от несанкционированных (случайных) механических повреждений. Недостатком данной технологической крышки является необходимость ее демонтажа при проведении засветки солнечных батарей космического аппарата, выполняемой при наземной подготовке последнего.

Засветка солнечных батарей проводится для проверки работоспособности фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей и для проверки целостности цепей съема электрической энергии с солнечных батарей. При проверке работоспособности фотоэлектрических преобразователей контролируется работоспособность одной или нескольких последовательно соединенных цепочек («стрингов») фотоэлектрических преобразователей и всей солнечной батареи. («Стринг» - это группа последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей, обеспечивающая получение заданного рабочего напряжения). При этом проводится снятие вольт-амперных характеристик солнечных батарей (постройка диаграммы изменения мощности, вырабатываемой фотоэлектрическими преобразователями солнечных батарей, в зависимости от интенсивности и продолжительности их засветки (воздействия светового потока). Используемое для засветки наземное оборудование является громоздким и представляет собой закрепленные на стационарных или подвижных рамах осветители большой мощности, установленные напротив находящихся в рабочем положении солнечных батарей. Поэтому засветка солнечных батарей космического аппарата в обязательном порядке выполняется на заводе-изготовителе. На космодроме же обычно засветка солнечных батарей не проводится, так как на ее проведение требуются значительные материальные средства и к тому же на космодроме существует дефицит рабочих площадей. Однако при транспортировке космического аппарата с завода-изготовителя на технический комплекс космодрома, а также в процессе выполнения такелажных операций с космическим аппаратом на техническом комплексе космодрома под воздействием эксплуатационных нагрузок возможно повреждение отдельных фотоэлектрических преобразователей и цепей съема энергии с них. Поэтому исключение операций по засветке солнечных батарей на космодроме приводит к уменьшению надежности и эффективности функционирования солнечных батарей как источников энергии в процессе полета космического аппарата.

Задачей (целью) предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей (обеспечение проверки работоспособности фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей и контроля целостности цепей съема электрической энергии с них при проведении контрольных включений космического аппарата на техническом комплексе космодрома) технологических крышек.

Поставленная цель в предлагаемом устройстве (технологической крышке) достигается тем, что кожух выполняется корытообразной формы, при этом борта кожуха контактируют с каркасом солнечной батареи. На днище кожуха со стороны фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей закрепляются оптические импульсные электрические излучатели, размещенные в ячейках, образованных закрепленными на днище кожуха взаимно пересекающимися ребрами. Ребра размещаются перпендикулярно наружной поверхности фотоэлектрических преобразователей. На обращенных к фотоэлектрическим преобразователям торцах ребер, закрепляются накладки, выполненные из эластичного материала. Между накладками и наружной поверхностью фотоэлектрических преобразователей имеется зазор. Это обеспечивает предотвращение повреждения фотоэлектрических преобразователей при случайном механическом воздействии на кожух как при его установке на солнечную батарею так и в процессе транспортировки солнечной батареи с установленным кожухом.

Предлагаемое устройство поясняется на фиг.1-6.

На фиг.1 показан общий вид космического аппарата с установленным на солнечную батарею предлагаемым устройством.

На фиг.2 представлен вид А согласно фиг.1.

На фиг.3 изображен разрез Б-Б согласно фиг.1.

На фиг.4 показан разрез В-В согласно фиг.3.

На фиг.5 представлена объемная модель предлагаемого устройства в установленном на солнечную батарею космического аппарата состоянии.

На фиг.6 показана объемная модель предлагаемого устройства в нерабочем состоянии.

Предлагаемое устройство, закрепленное на солнечной батарее 1 (фиг.2, 5) космического аппарата 2, содержит кожух 3 с элементами крепления 4 (фиг.1) к каркасу 5 (фиг.3) солнечной батареи 1. Кожух 3 закрывает в плане фотоэлектрические преобразователи 6 (фиг.3) солнечной батареи 1. Кожух 3 выполнен корытообразной формы (фиг.2, 5). Борта 7 (фиг.3) кожуха 3 контактируют с каркасом 5 солнечной батареи 1. На днище 8 (фиг.3) кожуха 3 со стороны фотоэлектрических преобразователей 6 солнечной батареи 1 закреплены (элементы крепления на фиг. условно не показаны) оптические импульсные электрические излучатели 9 (фиг.3, 4, 6). Последние размещены в ячейках 10, образованных закрепленными (элементы крепления на фиг. условно не показаны) на днище 8 кожуха 3 взаимно пересекающимися ребрами 11 (фиг.4, 6). Ребра 11 размещены перпендикулярно наружной поверхности 12 (фиг.3) фотоэлектрических преобразователей 6. На обращенных к фотоэлектрическим преобразователям 6 торцах 13 (фиг.3) ребер 11, закреплены (элементы крепления на фиг. условно не показаны) накладки 14 (фиг.3), выполненные из эластичного материала (например, резины). Между накладками 14 и наружной поверхностью 12 фотоэлектрических преобразователей 6 имеется зазор.

Предлагаемое устройство функционирует следующим образом.

На заводе-изготовителе кожух 3 устанавливается на солнечную батарею 1 со стороны фотоэлектрических преобразователей 6 и фиксируется (фиг.2, 5) к каркасу 5 посредством элементов крепления 4. При этом борта 7 кожуха 3 контактируют с каркасом 5 солнечной батареи 1. Прокладка 15 (фиг.3), выполненная из мягкого эластичного материала, например резины, и закрепленная (элементы крепления на фиг. условно не показаны) на торцах 16 (фиг.3) бортов 7 кожуха 3 исключает возможность повреждения наружной поверхности 12 фотоэлектрических преобразователей 6 при установке предлагаемого устройства на солнечную батарею 1 (в случае случайного контакта торцев 16 бортов 7 кожуха 3 с фотоэлектрическими преобразователями 6). С аналогичной целью на обращенные к фотоэлектрическим преобразователям 6 торцы 13 ребер 11, закрепляются (элементы крепления на фиг. условно не показаны) накладки 14, выполненные из эластичного материала, например резины (в случае случайного контакта торцев 13 ребер 11 с фотоэлектрическими преобразователями 6 обеспечивается неповреждение последних).

Космический аппарат 2 с установленной на его солнечную батарею 1 технологической крышкой грузится краном (на фиг. условно не показан) в транспортировочный контейнер (на фиг. условно не показан) и перевозится с завода-изготовителя на технический комплекс космодрома, где проводится выгрузка космического аппарата 2 из транспортировочного контейнера (на фиг. условно не показан) и его последующая наземная подготовка. При проведении данных операций (погрузка, транспортировка, выгрузка) технологическая крышка выполняет роль защитного устройства для фотоэлектрических преобразователей 6.

При этом проверка работоспособности фотоэлектрических преобразователей 6 солнечных батарей 1 и контроль целостности цепей съема энергии с них при проведении контрольных включений космического аппарата 2 с помощью предлагаемого устройства проводится следующим образом:

• к выходным клеммам 17 (фиг.1, 5) через вольтамперметр (на фиг. условно не показан) подключается наземный источник низковольтного (напряжение 12-24 В) электропитания (на фиг. условно не показан);

• включается бортовая аппаратура космического аппарата 2;

• поочередно с использованием выключателей 18 (фиг.1, 5), установленных на кожухе 3 и электрически связанных с импульсными оптическими излучателями 9, запитываются оптические импульсные электрические излучатели 9 (при этом наличие прокладок 15 исключает несанкционированную засветку (подсветку) проверяемого участка 19, расположенного напротив соответствующей ячейки 10 от наружного освещения;

• с космического аппарата 2 (с его бортовой аппаратуры) снимается информация о работоспособности участка 19 (фиг.1) фотоэлектрических преобразователей 6, размещенного напротив соответствующей ячейки 10 и целостности цепей съема электрической энергии с данного участка (с одного или нескольких «стрингов») 19 (при этом выработка электрической энергии от засветки конкретного участка (одного или нескольких «стрингов») 19 соответствующим оптическим импульсным электрическим излучателем 9 будет свидетельствовать как о работоспособности данного участка (одного или нескольких «стрингов») 19 фотоэлектрических преобразователей 6, так и о целостности цепей съема электрической энергии с него);

• после контроля всех участков 19 бортовая аппаратура космического аппарата 2 выключается;

• от клемм 17 отсоединяется наземный источник низковольтного (напряжение 12-24 В) электропитания (на фиг. условно не показан);

• в зависимости от регистрации факта наличия на солнечной батарее 1 поврежденных участков 19 фотоэлектрических преобразователей 6 и их количества принимается решение о возможности использования данной солнечной батареи 1, либо о проведении ее ремонта;

• в случае продолжения предстартовой подготовки космического аппарата 2 кожух 3 остается закрепленным на солнечной батарее 1 космического аппарата 2 и выполняет роль защитного устройства;

• после проведения всех запланированных операций с космическим аппаратом 2 (перед его стыковкой с ракетой-носителем) кожух 3 открепляется от каркаса 5 (демонтируются элементы крепления 4), снимается с солнечной батареи 1 космического аппарата 2 и готовится к возврату на завод-изготовитель;

• продолжается предстартовая подготовка космического аппарата 2.

Следует отметить, что для выработки в процессе засветки солнечной батареей 1 электрической энергии устанавливаются оптические импульсные электрические излучатели 9 такой мощности, чтобы световой поток (от их действия), приходящийся на конкретный участок (один или несколько «стрингов») 19 фотоэлектрических преобразователей 6 превышал, как минимум на 20-30%, порог чувствительности (на практике составляющий примерно 140 Вт/м2) фотоэлектрических преобразователей 6.

При этом использование для засветки фотоэлектрических преобразователей 6 оптических импульсных электрических излучателей 9 с учетом кратковременности периода их работы (свечения) позволяет исключить недопустимый перегрев фотоэлектрических преобразователей 6 и существенно снизить расход электрической энергии при проведении засветки солнечных батарей.

Установка космического аппарата 2 на технологическую тележку-подставку 20 (фиг.1, 5) позволяет провести контроль работоспособности фотоэлектрических преобразователей 6 в любой зоне помещения, используемого для подготовки космического аппарата 2.

Использование предлагаемого устройства позволяет отказаться от использования при засветке солнечных батарей крупногабаритных осветителей большой мощности (закрепленных на стационарных или подвижных рамах) с одновременным сохранением требуемого уровня достоверности при проведении контроля работоспособности единичного «стринга» и солнечной батареи в целом, а также целостности цепей съема электроэнергии от солнечной батареи путем пошаговой кратковременной засветки участков (одного или нескольких «стрингов») наружной поверхности фотоэлектрических преобразователей соответствующими оптическими импульсными электрическими излучателями, световой поток от которых превышает порог чувствительности фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи.

Таким образом, предлагаемое устройство имеет существенные отличия от ранее известных устройств и позволяет расширить их функциональные возможности.

Технологическая крышка, закрепленная на солнечной батарее космического аппарата, содержащая кожух, снабженный элементами крепления кожуха к каркасу солнечной батареи и закрывающий в плане фотоэлектрические преобразователи солнечной батареи, отличающаяся тем, что кожух выполнен корытообразной формы, при этом борта кожуха контактируют с каркасом солнечной батареи, а на днище кожуха со стороны фотоэлектрических преобразователей закреплены оптические импульсные электрические излучатели, которые размещены в ячейках, образованных закрепленными на днище кожуха взаимно пересекающимися ребрами, при этом ребра размещены перпендикулярно наружной поверхности фотоэлектрических преобразователей, а на обращенных к фотоэлектрическим преобразователям торцах ребер закреплены накладки, выполненные из эластичного материала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к методам и средствам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения с объектами естественного и искусственного происхождения различной массы и степени дисперсности.

Изобретение относится к методам и средствам защиты от систем противокосмической обороны, оснащенных преимущественно инфракрасными системами обнаружения и наведения.

Изобретение относится к защитным устройствам космических кораблей, применяемым, в частности, при аварийной взрывоопасной ситуации. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих двигателей.

Изобретение относится к способам обеспечения защиты элементов конструкций ракетно-космической техники (РКТ) от вредного воздействия факторов внешней среды. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании искусственных спутников и других космических аппаратов. .

Изобретение относится к противопожарной технике и может быть использовано при разработке технических решений по тушению пожаров в обитаемых гермоотсеках космических летательных аппаратов (КЛА) на всех этапах их эксплуатации.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться в условиях образования в полостях головного блока пожаровзрывоопасных газовых смесей, например, при утечках или дренажах компонентов топлива (жидких кислорода и водорода).

Изобретение относится к устройствам для предохранения космических аппаратов от неблагоприятных внешних воздействий и может быть использовано при их запусках боевыми ракетами морского базирования.

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов, используемым для защиты оптико-электронной аппаратуры от воздействия тепловых и световых факторов

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано для повышения эффективности режимов функционирования жидкостных ракетных двигателях (ЖРД)

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и касается открытия и закрытия отверстия в бленде, которая обеспечивает защиту оптико-электронной аппаратуры космических аппаратов (КА) от воздействия внешних тепловых и световых факторов. Узел крышки светозащитного устройства КА содержит основание с электроприводом и механизм аварийного открытия крышки с пирочекой. Узел также снабжен подпружиненным цилиндрическим стаканом, который установлен на корпусе электропривода с возможностью вертикального перемещения. Подпружиненный стакан взаимодействует со штоком пирочеки механизма аварийного открытия крышки, установленной неподвижно на основании. На выходной вал электропривода установлен кронштейн с вилкой для связи крышки с выходным валом электропривода. В вилке кронштейна смонтирована вращающаяся подпружиненная защелка, имеющая рычаг, который с одной стороны взаимодействует с подпружиненным стаканом, а с другой стороны своей цилиндрической контактной поверхностью, расположенной соосно оси вращения защелки, - с плоской контактной поверхностью подпружиненного штока фиксатора, установленного на крышке. Усилие, развиваемое пружиной защелки, направлено в сторону запирания защелки. Достигается расширение эксплуатационных возможностей узла крышки светозащитного устройства космического аппарата. 8 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя содержит подвижный кольцевой экран с буртиком и сферической поверхностью, установленный на поворотной камере сгорания двигателя ракеты-носителя, неподвижный сферический экран с буртиком, промежуточный сферический экран с буртиком. Промежуточный экран перекрывает зазор между подвижным и неподвижным экранами при повороте камеры. Сферические поверхности подвижного, неподвижного и промежуточного экранов имеют один центр сфер, совпадающий с центром качания камеры. Изобретение позволяет повысить эффективность тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя при работе ЖРД, снизить массогабаритные характеристики. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к изделиям космической техники и касается съемного технологического оборудования изделий космической техники, использующегося при наземной подготовке космических аппаратов (КА). Технологический кожух прикреплен на защищаемую поверхность элементами крепления. Кожух выполнен на основе листов заданной конфигурации из легкого, жесткого, оптически прозрачного материала, например сотового поликарбоната. Все материалы кожуха выполнены не содержащими и не накапливающими коррозионно-активные газы, пылевые частицы, влагу. Листы установлены на защищаемую поверхность в один и более слоев параллельно защищаемой поверхности. Между листами кожуха и защищаемой поверхностью обеспечивается заданный зазор за счет конструкции крепежных элементов. Достигается обеспечение целостности, защиты от загрязнений и коррозионных повреждений оптических покрытий КА в процессе наземных работ с изделием (сборка, испытания, транспортировка), возможность визуального контроля состояния оптических поверхностей без демонтажа защитного кожуха, возможность быстрого изменения конфигурации защитного кожуха. 5 ил.
Наверх