Блок питания электроракетной двигательной установки спутника и система управления электроракетной двигательной установкой спутника

Группа изобретений относится к блоку питания и системе управления электроракетной двигательной установкой спутника. Блок питания содержит внутренний источник электроэнергии, внешний вход, первый и второй внешний выходы, выполненные с возможностью подачи в качестве выхода первого и второго электропитания, первый и второй переключательные элементы. Первый переключательный элемент снабжен первым внутренним входом, соединенным с внутренним источником, и первым внешним и внутренним выходами. Второй переключательный элемент снабжен выходом, соответствующим второму внешнему выходу, и внешним и вторым внутренним входами. Система управления содержит электронный управляющий блок, блоки питания электроракетной двигательной установки, электроракетные двигатели малой тяги. Повышается надежность электроракетных двигательных систем. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

Данное изобретение относится к блоку питания электроракетной двигательной установкой спутника и к системе управления электроракетной двигательной установкой спутника.

Современные спутники все в большей степени используют электроракетные двигательные установки, что значительно повышает надежность данного способа электрической тяги.

Как показано на фиг. 1А, известны электроракетные двигательные системы спутника, содержащие четыре блока питания UAPE1, UAPE2, UAPE3 и UAPE4 и четыре электроракетных двигателя малой тяги МЕ1, МЕ2, МЕ3 и МЕ4, которые, соответственно, связаны с блоками питания. В системе такого типа каждое соединение между электроракетным двигателем малой тяги МЕ1, МЕ2, МЕ3 и МЕ4 и соответствующим блоком питания UAPE1, UAPE2, UAPE3 и UAPE4 снабжено фильтром F кондуктивных излучений.

Фильтр кондуктивных излучений представляет собой фильтр, который, главным образом, содержит фильтрующие компоненты (резисторы, конденсаторы, индуктивности, ...) и цель которого - отфильтровывать помехи от двигателя малой тяги в соответствующий блок питания с целью защиты блока питания и в конечном итоге ограничивать кондуктивные и испускаемые излучения, возвращаемые в направлении спутника.

В такой системе повреждение - или отказ - одного блока питания электроракетной двигательной установки при этом означает повреждение одного электроракетного двигателя малой тяги, на который больше не будет подаваться питание от блока питания.

Как показано на фиг. 1В, известны также электроракетные двигательные системы спутника, содержащие два блока питания UAPE1 и UAPE2 и четыре электроракетных двигателя малой тяги МЕ1, МЕ2, МЕ3 и МЕ4. Каждый из двух блоков питания UAPE1 и UAPE2, соответственно, связан с двумя электроракетными двигателями малой тяги из четырех.

В данном примере блок UAPE1 питания связан с электроракетными двигателями малой тяги МЕ1 и МЕ2, а блок UAPE2 питания связан с электроракетными двигателями малой тяги МЕ3 и МЕ4. Каждый блок питания UAPE1, UAPE2 снабжен соответствующим переключателем COM1, COM2, позволяющим блоку питания переключаться на один из двух двигателей малой тяги, с которыми он связан.

В данном примере переключатель COM1 блока UAPE1 питания позволяет переключать электропитание от блока UAPE1 питания на электроракетный двигатель МЕ1 малой тяги или электроракетный двигатель МЕ2 малой тяги, а переключатель COM2 блока UAPE2 питания позволяет переключать электропитание от блока UAPE2 питания на электроракетный двигатель МЕ3 малой тяги или электроракетный двигатель МЕ4 малой тяги.

Каждое соединение между электроракетным двигателем малой тяги МЕ1, МЕ2, МЕ3 и МЕ4 и своим соответствующим блоком питания UAPE1 и UAPE2 снабжено фильтром F кондуктивных излучений.

В такой системе повреждение - или отказ - одного блока питания электроракетной двигательной установки при этом означает повреждение двух электроракетных двигателей малой тяги, на которые больше не будет подаваться питание от блока питания.

Целью данного изобретения является устранение вышеуказанных проблем и, в частности, повышение надежности электроракетных двигательных систем спутника.

Кроме того, в соответствии с одним аспектом данного изобретения, предлагается блок питания электроракетной двигательной установки спутника, содержащий:

- внутренний источник электроэнергии;

- внешний вход, выполненный с возможностью приема электропитания от внешнего источника электроэнергии;

- первый внешний выход и второй внешний выход, выполненные с возможностью подачи в качестве выхода, соответственно, первого электропитания и второго электропитания;

- первый переключательный элемент и второй переключательный элемент, такие, что:

- первый переключательный элемент снабжен первым внутренним входом, соединенным с внутренним источником, и двумя выходами: первым внешним выходом и внутренним выходом, соединенным со вторым внутренним входом второго переключательного элемента; и

- второй переключательный элемент снабжен выходом, соответствующим второму внешнему выходу, и двумя входами: внешним входом и вторым внутренним входом.

Такой блок питания электроракетной двигательной установки спутника позволяет повысить надежность второго внешнего выхода блока питания, поскольку на этот выход может подаваться питание либо от внутреннего источника, либо от внешнего источника. Первый внешний выход может при этом использоваться в качестве источника.

В одном варианте осуществления блок питания электроракетной двигательной установки спутника содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед вторым выходом.

Такой блок питания позволяет включать в состав противопомеховый фильтр кондуктивных излучений и тем самым достигать повышенной компактности и простоты с точки зрения включения их в состав спутников, в то же время, исключая необходимость добавления таких фильтров между блоками питания и электроракетными двигателями малой тяги.

В одном варианте блок питания электроракетной двигательной установки спутника содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед первым выходом.

При необходимости можно сэкономить место в блоке питания и/или переместить рассеяние F куда-либо еще.

В соответствии с одним вариантом осуществления, первый переключательный элемент содержит переключатель.

Реализация первого переключательного элемента посредством переключателя является простой, недорогостоящей и ограничивает повреждения благодаря рассеянию тепла.

В одном варианте осуществления второй переключательный элемент содержит диод, расположенный после каждого из двух входов.

Использование диодов для реализации второго переключательного элемента обеспечивает исключение внешнего управления и его низкую стоимость.

В одном варианте второй переключательный элемент содержит переключатель.

Использование переключателя для реализации второго переключательного элемента обеспечивает ограничение повреждений благодаря рассеянию тепла и, как и в предыдущем варианте, исключение падения напряжения постоянного тока (DC) благодаря диодам.

В соответствии с одним аспектом данного изобретения, предлагается также система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок и множество N блоков питания электроракетной двигательной установки, таких как описанные выше, соответственно, соединенных с N электроракетными двигателями малой тяги.

Каждый блок питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода с электроракетным двигателем малой тяги, каждая связь между выходом второго переключательного элемента и электроракетным двигателем малой тяги содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, а каждый первый внешний выход одного блока питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединен с внешним входом другого блока питания электроракетной двигательной установки.

Такая система обеспечивает значительное повышение надежности управления электроракетными двигателями малой тяги спутника. В частности, в случае выхода из строя одного блока питания электроракетной двигательной установки (или множества блоков питания за исключением случаев, когда два из них связаны с одним и тем же электроракетным двигателем малой тяги) ни один из электроракетных двигателей малой тяги не повреждается, поскольку в любом случае при этом на него может подаваться питание от другого блока питания электроракетной двигательной установки посредством внешнего входа неисправного блока питания электроракетной двигательной установки, который соединен с первым внешним выходом этого другого блока питания электроракетной двигательной установки.

Например, в типичном случае спутник имеет четыре электроракетных двигателя малой тяги (N=4).

В соответствии с одним аспектом изобретения, предлагается также система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок, множество N блоков питания электроракетной двигательной установки, таких как описанные выше, множество N+k электроракетных двигателей малой тяги, N из которых, соответственно, связаны с N блоками питания электроракетной двигательной установки, каждый блок питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода с электроракетным двигателем малой тяги, каждая связь между выходом второго переключательного элемента и электроракетным двигателем малой тяги содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, k первых внешних выходов блоков питания электроракетной двигательной установки соединены с остальными k электроракетными двигателями малой тяги. Каждая связь между выходом первого переключательного элемента и электроракетным двигателем малой тяги содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, а N-k остальных первых внешних выходов блока питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединены с внешним входом другого блока питания электроракетной двигательной установки.

Такая система также обеспечивает значительное повышение надежности управления электроракетными двигателями малой тяги спутника, содержащего дополнительные электроракетные двигатели малой тяги, при пониженной стоимости. В частности, в такой системе чем меньше разность k между числом блоков питания электроракетной двигательной установки и числом двигателей малой тяги, тем больше двигателей малой тяги, питание на которые может подаваться от двух различных блоков питания электроракетной двигательной установки, и, следовательно, тем больше улучшение в надежности.

Например, спутник может иметь четыре электроракетных двигателя малой тяги, но только три блока питания электроракетной двигательной установки (N=3 и k=1).

Данное изобретение станет более понятным после изучения нескольких вариантов осуществления, описываемых в качестве полностью неограничительных примеров и иллюстрируемых прилагаемыми чертежами, на которых:

- фиг. 1а и 1b схематически иллюстрируют электроракетную двигательную систему спутника в соответствии с предшествующим уровнем техники;

- фиг. 2, 3, 4а и 4b иллюстрируют варианты осуществления блока питания электроракетной двигательной установки спутника в соответствии с различными аспектами изобретения;

- фиг. 5 схематически иллюстрирует один пример осуществления первого переключательного элемента блока питания электроракетной двигательной установки спутника в соответствии с одним аспектом изобретения;

- фиг. 6а и 6b схематически иллюстрируют два примера осуществления второго переключательного элемента блока питания электроракетной двигательной установки спутника в соответствии с двумя аспектами изобретения;

- фиг. 7а и 7b схематически иллюстрируют два примера осуществления системы управления электроракетной двигательной установкой спутника в соответствии с двумя аспектами изобретения; и

- фиг. 8а и 8b схематически иллюстрируют два примера осуществления системы управления электроракетной двигательной установкой спутника в соответствии с двумя другими аспектами изобретения.

На различных чертежах элементы, которые имеют одинаковые обозначения, являются одинаковыми.

На фиг. 2 изображен блок UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника, который содержит внутренний источник Sint электроэнергии и внешний вход Е, выполненный с возможностью приема электропитания от внешнего источника электроэнергии, в частности, от другого блока UAPE питания электроракетной двигательной установки.

Блок UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника также содержит первый внешний выход S1 и второй внешний выход S2, выполненные с возможностью подачи в качестве выхода, соответственно, первого электропитания и второго электропитания. Блок UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника также содержит первый переключательный элемент SEL1 и второй переключательный элемент SEL2.

Первый переключательный элемент SEL1 снабжен первым внутренним входом Ei1, соединенным с внутренним источником Sint, и двумя выходами: первым внешним выходом S1 и внутренним выходом Si, соединенным со вторым внутренним входом Ei2 второго переключательного элемента SEL2.

Второй переключательный элемент SEL2 снабжен выходом, соответствующим второму внешнему выходу S2, и двумя входами: внешним входом Е и вторым внутренним входом Ei2.

Фиг. 3 иллюстрирует один вариант осуществления блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника, такого как изображенный на фиг. 2, содержащий противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед вторым выходом S2 в блоке UAPE питания.

Фиг. 4а иллюстрирует один вариант осуществления блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника, такого как изображенный на фиг. 3, также содержащий противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед первым выходом S1 в блоке UAPE питания.

Фиг. 4b иллюстрирует один вариант осуществления блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника, такого как изображенный на фиг. 2, содержащий противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед первым выходом S1 в блоке UAPE питания.

На фиг. 5 изображен один пример осуществления первого переключательного элемента SEL1 блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника одной из фиг. 2, 3, 4a или 4b, реализованного с помощью переключателя, управляемого внешней командой cde_com.

На фиг. 6а изображен один пример осуществления второго переключательного элемента SEL2 блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника одной из фиг. 2, 3, 4a или 4b, реализованного с помощью двух диодов, при этом один диод установлен после каждого из двух входов E, Ei2.

На фиг. 6b изображен альтернативный пример осуществления второго переключательного элемента SEL2 блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника одной из фиг. 2, 3, 4a или 4b, реализованного с помощью переключателя, управляемого внешней командой cde_com.

На фиг. 7а изображена система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок CDE и множество N блоков UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки, таких, как описанные выше, соответственно, связанных с N электроракетными двигателями ME1, ..., MEN малой тяги. Каждый блок UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода S2 с соответствующим электроракетным двигателем ME1, ..., MEN малой тяги.

Каждая связь между выходом второго переключательного элемента SEL2 и соответствующим электроракетным двигателем ME1, ..., MEN малой тяги содержит противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений, а каждый первый внешний выход S1 одного блока UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединены с внешним входом E другого блока питания электроракетной двигательной установки.

В варианте осуществления на фиг. 7а все противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся внутри блоков UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки.

В одном варианте на фиг. 7b все противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся снаружи блоков UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки.

Разумеется, для других вариантов, которые не показаны на чертежах, некоторые противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся внутри блоков питания электроракетной двигательной установки, а другие, остальные противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся снаружи остальных блоков питания электроракетной двигательной установки.

Исходя из стоимости, предпочтительно сохранить вариант осуществления, в котором все фильтры находятся либо внутри блоков питания электроракетной двигательной установки, либо снаружи остальных блоков питания электроракетной двигательной установки, тем самым обеспечивая массовое производство большого количества одинаковых блоков питания электроракетной двигательной установки. В принципе, решение, в котором все F являются внутренними, лучше, поскольку требуется меньше внешних устройств, что означает производство и испытание меньшего количества внешних устройств и, следовательно, уменьшенную стоимость.

Фиг. 8 представляет собой неограничительный пример осуществления системы управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащей три блока UAPE1, UAPE2, UAPE3 питания и четыре электроракетных двигателя ME1, ..., ME4 (N=3 and k=1) малой тяги, электронный управляющий блок CDE, множество трех (N=3) блоков UAPE1, UAPE2, UAPE3 питания электроракетной двигательной установки спутника, таких, как описанные выше, и множество четырех (N+k=4) электроракетных двигателей ME1, ..., ME4 малой тяги, три из которых (N=3) ME1, ME2, ME3, соответственно, связаны с тремя (N=3) блоками UAPE1, ..., UAPE3 питания электроракетной двигательной установки.

Каждый блок UAPE1, UAPE2, UAPE3 питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода S2 с электроракетным двигателем ME1, ME2, ME3 (N=3) малой тяги, при этом каждая связь между электроракетным двигателем ME1, ME2, ME3 малой тяги содержит противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений. Один (k=1) первый внешний выход S1 блока питания электроракетной двигательной установки - в данном примере UAPE3 - соединен с электроракетным двигателем ME4 (k=1) малой тяги.

Связь между выходом первого переключательного элемента SEL1 блока UAPE3 питания электроракетной двигательной установки и электроракетным двигателем ME4 малой тяги содержит противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений.

Два (N-k=3-1=2) остальных первых внешних выхода S1 блока UAPE1, UAPE2 питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединены с внешним входом Е другого блока питания электроракетной двигательной установки.

В одном варианте на фиг. 8b все противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся снаружи блоков UAPE1, ..., UAPE3 питания электроракетной двигательной установки.

Разумеется, в других вариантах, которые не показаны на чертежах, некоторые противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений могут находиться внутри блоков питания электроракетной двигательной установки, а другие, остальные противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений могут находиться снаружи остальных блоков питания электроракетной двигательной установки.

На фиг. 8a и 8b неограничительным образом показаны особенно интересные варианты осуществления с тремя блоками питания электроракетной двигательной установки и четырьмя электроракетными двигателями малой тяги (N=3, k=1), поскольку очевидно, что эти варианты осуществления легко могут быть экстраполированы на N блоков питания электроракетной двигательной установки и N+k электроракетных двигателей малой тяги.

Таким образом, в настоящем изобретении предлагаются блоки питания электроракетной двигательной установки спутника, которые являются недорогостоящими, поскольку они содержат множество элементов, уже включенных в состав, вместе с системами управления электроракетной двигательной установкой спутника с повышенной надежностью и при низкой стоимости.

1. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника, содержащий:

- внутренний источник (Sint) электроэнергии;

- внешний вход (Е), выполненный с возможностью приема электропитания от внешнего источника электроэнергии;

- первый внешний выход (S1) и второй внешний выход (S2), выполненные с возможностью подачи в качестве выхода соответственно первого электропитания и второго электропитания;

- первый переключательный элемент (SEL1) и второй переключательный элемент (SEL2), такие, что

- первый переключательный элемент (SEL1) снабжен первым внутренним входом (Еi1), соединенным с внутренним источником (Sint), и двумя выходами: первым внешним выходом (S1) и внутренним выходом (Si), соединенным со вторым внутренним входом (Ei2) второго переключательного элемента (SEL2); и

- второй переключательный элемент (SEL2) снабжен выходом, соответствующим второму внешнему выходу (S2), и двумя входами: внешним входом (Е) и вторым внутренним входом (Ei2).

2. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по п. 1, содержащий противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед вторым выходом (S2).

3. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по п. 1, содержащий противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед первым выходом (S1).

4. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по п. 1, в котором первый переключательный элемент (SEL1) содержит переключатель.

5. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по одному из пп. 1-4, в котором второй переключательный элемент (SEL2) содержит диод, расположенный после каждого из двух входов (Е, Ei2).

6. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по одному из пп. 1-4, в котором второй переключательный элемент (SEL2) содержит переключатель.

7. Система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок (CDE), множество N блоков (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки по одному из пп. 1-6, соответственно связанных с N электроракетными двигателями (ME1, ..., MEN) малой тяги, каждый блок (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода (S2) с электроракетным двигателем (ME1, ..., MEN) малой тяги, каждая связь между выходом второго переключательного элемента (SEL2) и электроракетным двигателем (ME1, ..., MEN) малой тяги содержит противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, а каждый первый внешний выход (S1) одного блока питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединен с внешним входом (E) другого блока питания электроракетной двигательной установки.

8. Система по п. 7, в которой значение N составляет 4.

9. Система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок (CDE), множество N блоков (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки по одному из пп. 1-6, множество N+k электроракетных двигателей (ME1, ..., MEN+k) малой тяги, N (ME1, ..., MEN) из которых соответственно связаны с N блоками (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки, каждый блок (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода (S2) с электроракетным двигателем (ME1, ..., MEN) малой тяги, каждая связь между выходом второго переключательного элемента (SEL2) и электроракетным двигателем (ME1, ..., MEN) малой тяги содержит противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, k первых внешних выходов (S1) блоков питания электроракетной двигательной установки соединены с остальными k электроракетными двигателями (MEN+1, ..., MEN+k) малой тяги, каждая связь между выходом первого переключательного элемента (SEL1) и электроракетным двигателем (MEN+1, ..., MEN+k) малой тяги содержит противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, а N-k остальных первых внешних выходов (S1) одного блока питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединены с внешним входом (Е) другого блока питания электроракетной двигательной установки.

10. Система по п. 9, в которой значение N составляет 3, а значение k составляет 1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ионно-плазменному, или ионному электроракетному двигателю, используемому для управляемого ускорения летательных аппаратов в космическом вакууме.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к электрическим ионным двигателям, снабженным устройством для регулирования силы тяги за счет дополнительного ускорения ионов в высокочастотном поле.

Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей на эффекте Холла. Двигатель на эффекте Холла (10) размещен в стенке (22) и включает в себя магнитный контур (30) и электрическую цепь (60).

Изобретение относится к космической технике, в частности к электроракетным двигательным установкам, в частности к электрическим ракетным двигателям (ЭРД) с геликонным источником плазмы, использующим в качестве рабочего тела забортную атмосферу, предназначенным, главным образом, для установки на малых летательных аппаратах.

Изобретение относится к плазменной технике. Газоэлектрическая развязка (ГЭР) входит в состав тракта подачи рабочего тела в газоразрядную камеру источника заряженных частиц.

Изобретение относится к области регулирования расхода текучей среды и, в частности, касается устройства (109) регулирования расхода, содержащего входную камеру (206), выходную камеру (207), множество электропроводящих капиллярных каналов (201-205), соединяющих гидравлически и параллельно входную камеру (206) и выходную камеру (207), первую и вторую электрические клеммы (208, 209), выполненные с возможностью соединения с источником электрического тока, и по меньшей мере один электрический переключатель (210a, 210b, 211a, 211b), расположенный таким образом, чтобы выборочно подсоединять один или несколько указанных капиллярных каналов (201-205) между электрическими клеммами (208, 209).

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано в электроракетных двигателях. Плазменный двигатель с замкнутым дрейфом электронов содержит по меньшей мере один катод-компенсатор, разрядную систему и магнитную систему с магнитным контуром.

Предложенная группа изобретений относится к области электроракетных двигателей (ЭРД), в частности к системам хранения и подачи в них рабочего тела. Система хранения и подачи иода (по первому варианту) содержит сообщенную с электроракетным двигателем трубопроводом с установленным на нем клапаном цилиндрическую емкость с иодом, снабженную со стороны, противоположной трубопроводу, загрузочным фланцем и подпружиненным относительно него поршнем, контактирующим с другой стороны с кристаллическим иодом, нагреватели, один из которых установлен в днище цилиндрической емкости, а другой - в трубки, герметично вмонтированные в цилиндрическую поверхность емкости, перпендикулярно ее оси, а также ресивер, образованный днищем цилиндрической емкости и стенками трубок, в нее введены сильфон, установленный в полости между загрузочным фланцем и поршнем, при этом одно основание сильфона герметично связано с загрузочным фланцем, а другое - с поршнем, потенциометрический датчик, неподвижно закрепленный к загрузочному фланцу, в котором выполнено сквозное отверстие, при этом приводная штанга потенциометрического датчика связана с поршнем и установлена внутри сильфона.

Изобретение относится к устройствам высокочастотного возбуждения и поддержания разряда газоразрядной плазмы в ионных источниках, ионных двигателях космических аппаратов с преобразованием энергии источника постоянного напряжения в радиочастотную электромагнитную энергию поля индуктора, взаимодействующего с объемом плазмы через взаимную индуктивность.
Изобретение относится к космической технике и касается высокочастотных ионных двигателей. Электрод ионного двигателя, содержит равномерно распределенные по поверхности круглой или прямоугольной формы отверстия размером 1,2-4,6 мм и перемычки между ними шириной 0,4-2,4 мм и выполнен из (УУКМ) на основе каркаса слоистой структуры из высокомодульных углеродных волокон и коксо-пироуглеродной матрицы; при этом углеродные волокна (УУКМ) входят в состав однонаправленной ленты толщиной 0,07-0,11 мм и расположены в УУКМ детали под углом 60 или 90 градусов друг к другу для отверстий круглой и квадратной формы соответственно.Технический результат изобретения - повышение ресурса работы ускоряющего электрода и эмиссионного электрода ИОС, а также повышение их прочности и размерной точности, высокой чистоты поверхности и упрощение технологии изготовления.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов. Преобразователи напряжения, зарядные и разрядные устройства выполняют в виде единичных модулей.

Система электроснабжения космического аппарата содержит солнечную батарею (СБ), датчик тока, цифровую систему управления с экстремальным регулятором мощности СБ, регулятор напряжения, выполненный в виде мостового инвертора с входным С-фильтром, трансформатор с первичной и вторичными обмотками, два выпрямителя, устройство контроля степени заряженности, зарядное устройство, аккумуляторную батарею, разрядное устройство, нагрузку, систему питания и управления, стационарный плазменный двигатель.

Изобретение относится к способу эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи (АБ) в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным исполнением.

Изобретение относится к энергоснабжению и защите космических аппаратов (КА) от ионизирующих излучений. Ядерная энергоустановка (ЯЭУ) КА содержит ядерный реактор, удалённый от КА посредством раскладной рамы, и положительно заряженный развёртываемый защитный экран, установленный между реактором и модулем служебных систем КА.

Изобретение относится к энергоснабжению и защите космических аппаратов (КА) от ионизирующих излучений. Ядерная энергоустановка (ЯЭУ) КА содержит ядерный реактор, удалённый от КА посредством раскладной рамы, и положительно заряженный развёртываемый защитный экран, установленный между реактором и модулем служебных систем КА.

Изобретение относится к двигательным системам транспортных средств. Система тяги для транспортного средства содержит минимум три контроллера электропитания; минимум четыре электрических переключателя, каждый из которых получает питание от одного из трех контроллеров, и минимум три двигателя малой тяги.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).

Изобретение относится к энергообеспечению космических аппаратов (КА) с солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) преимущественно литиевыми батареями. Способ включает заряд, разряд и выравнивание остаточной емкости одного или более блоков АБ, в которых установлены термодатчики и электронагреватели.

Изобретение относится к энергообеспечению космических аппаратов (КА) с солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) преимущественно литиевыми батареями. Способ включает заряд, разряд и выравнивание остаточной емкости одного или более блоков АБ, в которых установлены термодатчики и электронагреватели.

Группа изобретений относится к космической технике. Космическая двигательная установка (100) изобретения содержит, по меньшей мере, электростатический ракетный двигатель (101) малой тяги, по меньшей мере, с первой электрической нагрузкой; омический ракетный двигатель (102); контур (104) подачи жидкого ракетного топлива и цепь (103) подачи электрической мощности, содержащую, по меньшей мере, первую линию (131) подачи электрической мощности и первый переключатель (114-1, 114'-1, 114''-1) для выбора между соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности с омическим ракетным двигателем (102) и соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности с упомянутой первой электрической нагрузкой электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам. В мультивекторной матричной ракетной двигательной системе плоская дискообразная с волнообразным внешним контуром монолитная термостойкая диэлектрическая (МТД) подложка с размещенной на ней квадратной матричной реверсивной структурой двигательных ячеек соединена с повторяющей ее контур цилиндрообразной полой с волнообразным профилем МТД-подложкой с радиально-веерной ориентацией всех продольных осей конусообразных микропор на центры чередующихся сопряженных вогнутых и выпуклых полуокружностей.

Группа изобретений относится к блоку питания и системе управления электроракетной двигательной установкой спутника. Блок питания содержит внутренний источник электроэнергии, внешний вход, первый и второй внешний выходы, выполненные с возможностью подачи в качестве выхода первого и второго электропитания, первый и второй переключательные элементы. Первый переключательный элемент снабжен первым внутренним входом, соединенным с внутренним источником, и первым внешним и внутренним выходами. Второй переключательный элемент снабжен выходом, соответствующим второму внешнему выходу, и внешним и вторым внутренним входами. Система управления содержит электронный управляющий блок, блоки питания электроракетной двигательной установки, электроракетные двигатели малой тяги. Повышается надежность электроракетных двигательных систем. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 13 ил.

Наверх