Космонавтика; космические корабли и их оборудование – B64G

Изобретение относится к космической медицине, в частности к способам моделирования эффектов пониженной гравитации в экспериментальных исследованиях. Способ включает перевод человека на период дневного бодрствования в ортостатическое положение с положительным углом наклона тела относительно горизонтальной оси. Этот угол равен процентному отношению заданного уровня гравитации к земному уровню гравитации, соответствующему углу ортостатического положения плюс (+) 90 градусов. На период ночного отдыха человека переводят в горизонтальное положение. Способ позволяет проводить длительные (более одного месяца) комплексные исследования при моделировании физиологических сдвигов в соответствии с рассчитанными коэффициентами для пониженного, по сравнению с земным, уровня гравитации на поверхностях других планет, например Луны или Марса. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области машиностроения. Шариковый замок содержит рабочую поверхность, выполненную в виде конической поверхности. На штоке выполнены посадочный буртик и посадочный фланец. На втулке выполнен стыковочный фланец с посадочным отверстием и заходной фаской, стыковочный фланец снабжен адаптером для установки второго объекта. Во втулке неподвижно установлен вкладыш, рабочая поверхность которого выполнена в виде конической поверхности, угол наклона рабочей поверхности втулки больше угла наклона рабочей поверхности штока на 1÷12°. Втулка снабжена рукояткой с головкой захвата. В запорном кольце выполнены радиальные отверстия, в которых установлены запорные шарики. Наружная посадочная поверхность запорного кольца взаимодействует с внутренней посадочной поверхностью рукоятки втулки. Ограничитель перемещения выполнен в виде не менее двух выступающих над поверхностью запорного кольца элементов. Запорное кольцо снабжено рукояткой с радиальными отверстиями, охватывающими ограничители перемещения. Рукоятка с зазором охватывает втулку, на рукоятке выполнена головка захвата. Достигается соединение и разделение двух объектов сжатием кисти руки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к многоразовым космическим системам и касается аэрокосмической системы горизонтального взлета продольной компановки. Двухступенчатая аэрокосмическая система содержит первую и вторую ступень с крыльями, воздушно-реактивные двигатели на первой ступени. Первая и вторая ступени соединены последовательно. Фюзеляж второй ступени находится в миделе первой ступени. Крыло на первой ступени или на обеих ступенях изменяемой стреловидности. На первой и второй ступенях может быть расположено заднее горизонтальное оперение (ЗГО). Причем оперение второй ступени работает как «утка», когда центр масс находится позади него, и как заднее, когда центр масс становится впереди него, и занимает положение с оптимальным углом атаки, когда центр масс совпадает с ним. Все ЗГО и крылья имеют положительный угол атаки и создают подъемную силу. Достигается возможность аэродинамического управления всей системой на взлете, управление порознь обеими ступенями при посадке на землю, увеличение процента выводимой на орбиту массы от стартовой массы всей системы. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к системе хранения криогенной жидкости, в частности, для двигательной установки космического аппарата. Система содержит по меньшей мере один резервуар (1А) для жидкости и внешнюю оболочку (1В), отделенную от резервуара (1А) вакуумным пространством. В этом пространстве размещен многослойный сверхизолятор (20). Предусмотрено устройство (14) для управления подачей топлива, выполненное из материала с высокой теплопроводностью и охлаждаемое криорефрижератором (11). Данное устройство служит для локализации жидкости внутри резервуара (1А) при нахождении в условиях микрогравитации. Заливной трубопровод (21) расположен в нижней (при нахождении на Земле) части резервуара (1А) и окружен двойной стенкой вакуумной изоляции. Спускной трубопровод (22А), соединяющий резервуар (1А) с внешней оболочкой (1В), имеет длину внутренней части не менее половины диаметра резервуара (1А). Технический результат изобретения состоит в повышении конструкционного совершенства резервуаров с гидроарматурой и безопасности обслуживающего персонала. 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра, рычаг с щелевым отверстием диаметром, соизмеримым с диаметром фиксатора. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Фиксатор предметов в невесомости содержит проволоку (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к конструкциям, предназначенным для снижения скорости спускаемых космических объектов в атмосфере. Развертываемое тормозное устройство состоит из жесткого лобового экрана, к которому крепится гибкая оболочка, покрытая с внешней стороны гибким теплозащитным чехлом. Внутри гибкой оболочки размещены герметичные эластичные торовые оболочки. На внутренней поверхности жесткого лобового экрана размещены газовые баллоны системы наддува торовых оболочек. Стенки герметичных торовых оболочек имеют внешний герметичный слой и внутренний эластичный слой, который после развертывания и наддува оболочек затвердевает под действием компонентов газовой смеси наддува. Изобретение направлено на повышение динамической устойчивости и надежности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности и безопасности космонавтов в процессе работы в открытом космосе. Страховочное устройство для условий невесомости содержит страховочный фал (СФ), гильзы с резьбой на наружной поверхности, пальцы, пружина растяжения (ПР), накидные гайки, чехол из мягкого материала, обоймы. Гильзы введены в фал, перпендикулярно осям гильз установлены пальцы, СФ помещен внутри ПР, чехол надет на пружину и накидные гайки. Рабочая часть СФ, ПР и чехла равна по длине в растянутом состоянии. Изобретение позволяет повысить безопасность деятельности космонавта в открытом космосе. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающим свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, рычаг (с возможностью вращения и поступательного движения относительно фиксатора) с щелевым отверстием шириной, соизмеримой с диаметром фиксатора. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к способам имитации полета космических аппаратов (КА). Подготавливают аппаратные средства, моделируют орбитальное движение КА по предварительно заданному алгоритму и/или при приеме управляющих команд в режиме реального времени, моделируют движение небесной сферы в поле зрения каждого звёздного датчика по параметрам текущей ориентации КА с учетом динамики его движения, внешней среды, положения Солнца и Луны в инерциальной системе координат, моделируют появление нештатных ситуаций в работе бортовой аппаратуры ориентации и навигации КА, осуществляют контроль реакции системы управления ориентацией и навигацией при нештатных ситуациях, имитируют солнечное излучение для астроориентации и создания боковой помехи в инфракрасном и видимом диапазонах, имитируют сигналы спутников ГЛОНАСС и/или GPS с учетом параметров орбитального движения КА, моделируют орбитальное движение КА по трем осям вращения. Изобретение позволяет повысить многофункциональность КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 2 табл.

Изобретение относится к методам и средствам обеспечения физиологической переносимости перегрузок, действующих на космонавтов на динамических участках полета корабля, в т.ч. при штатной посадке и в расчетных нештатных (аварийных) ситуациях. Способ включает определение оптимальной позы каждого космонавта и размещение его в этой позе в кресле. Кресло изготовляют в виде набора локальных ложементов изменяемой геометрии и изменяемого взаимного расположения. Ложементы закрепляют на амортизируемом основании и настраивают по индивидуальным антропометрическим данным космонавта. Для каждого кресла дополнительно используют один или более амортизаторов, снижающих нагрузки в направлении «голова-таз». Перегрузки, действующие на космонавта в направлении «грудь-спина», снижают при помощи регулируемого амортизатора, соединяющего кресло с летательным аппаратом. Техническим результатом изобретения является повышение переносимости космонавтом перегрузок путем обеспечения возможности самостоятельного регулирования позы космонавта в кресле и дополнительной амортизации ударных перегрузок в направлении «грудь-спина». 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к средствам обеспечения нормальной жизнедеятельности экипажа пилотируемого транспортного корабля, предназначенного для полетов на околоземную и окололунную орбиты и возвращения на Землю. Кресло содержит направляющую раму (1), подвижную платформу (2), вертикальный (3) и горизонтальный (4) амортизаторы, привязную систему и стойку (7). Платформа (2) состоит из двух раздвижных частей: плечевой и тазовой. Каждая из них содержит регулируемые обхваты (6). Посредством данных частей и высоты стойки (7) производят регулировку размера по «росту сидя». Регулировка объема в области таза, плеч и головы осуществляется дугообразными перемещениями обхватов (6). Подвижные элементы могут фиксироваться в заданном положении эргономичными эксцентриковыми зажимами. Ось амортизатора (3) смещена в зону между головой и плечом. Амортизатор (4) компактно размещен внутри рамы (1) и выполнен, например, в виде энергопоглощающего механизма типа «пуансон-матрица». Техническим результатом изобретения является создание универсального кресла, допускающего оперативную его подгонку к антропометрическим особенностям космонавта и амортизацию перегрузок как минимум по двум осям, а также многократное применение без замены ложементов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для заправки топливом двигателя ракеты-носителя. Устройство для заправки топливом двигателей ракеты-носителя содержит наземный модуль с наземным каналом, наземным клапаном, наземной плитой, двумя коаксиальными наземными проходами, бортовой модуль с бортовым каналом, бортовым клапаном, бортовой плитой с бортовым проходом, двумя бортовыми коаксиальными проходами, систему гидравлического соединения между бортовым модулем и наземным модулем, две камеры, две кольцевые камеры, механическую запорную систему с вилкой отсоединения и запорный палец между наземной и бортовой плитами. Изобретение позволяет исключить замену или ремонт системы соединения бортового и наземного модулей в случае отмены пуска. 11 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к радиолокации пассивных космических объектов (КО), например крупных метеоритов и астероидов (размерами более десяти метров), которые могут представлять опасность при столкновении с Землей. Способ включает радиолокационное зондирование КО, вращающегося в процессе полета, периодической последовательностью высокоразрешающих радиосигналов наносекундной длительности. Число этих импульсов соответствует числу ракурсов КО за период его вращения, максимальный из всех периодов вращения КО вокруг его осей. Этот период определяется по повторяемости радиолокационных портретов (РЛП), дающих разрешение по дальности, равное одной десятой минимального размера КО. При этом производят многократное измерение длительности РЛП освещенной части КО. По этой длительности далее производят оценку среднего радиуса КО по половине усредненной пространственной длины сигнала РЛП и линейного размера по удвоенной величине среднего радиуса. Технический результат изобретения состоит в обеспечении достаточной точности оценки размеров пассивных КО для того, чтобы при необходимости активировать орбитальные средства космической защиты. 1 ил.

Изобретение относится к композитным материалам, предназначенным для применения в космосе. Использование, по меньшей мере, одной полимеризуемой смолы R1, выбираемой из группы, состоящей из эпоксидированных полибутадиеновых смол и характеризующейся в неполимеризованном состоянии:

- величиной общей потери массы (ОПМ), меньшей чем 10%, величиной восстановленной потери массы (ВПМ), меньшей чем 10%, и величиной собранного летучего конденсируемого материала (СЛКМ). меньшей чем 1%, согласно определению в соответствии со стандартом ECSS-Q-70-02A Европейского космического агентства;

- эпоксидной эквивалентной массой (ЭЭМ) в диапазоне от 100 до 600 г/моль;

для изготовления композитного материала, свойства которого в отношении газовыделения и механической прочности приемлемы для применения в космосе, в частности, для использования в паутинной конструкции. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 3 табл.

Изобретение относится к наземной отработке систем терморегулирования аппаратуры изделий авиационной и ракетно-космической техники. Испытания проводят в термокамере в два этапа. На первом этапе подвергают натурный теплоизоляционный пакет приборного отсека внешнему тепловому нагружению, имитирующему полетное. Одновременно создают на внутренней поверхности пакета граничные условия теплообмена, соответствующие теплоотводу от оболочки корпуса внутрь приборного отсека. По измеренным температурам указанной внутренней поверхности получают график изменения температур корпуса приборного отсека по времени. На втором этапе нагревают корпус без теплоизоляции в соответствии с полученным графиком. Одновременно замеряют температуры газовой среды и аппаратуры приборного отсека, производящей тепловыделение в соответствии с полетной циклограммой. Техническим результатом изобретения является сокращение затрат на испытания, проводимые без использования специальных крупногабаритных стендов и камер, с имитацией аэродинамического потока. 1 з.п. ф-лы.

Группа изобретений относится к методам и средствам траекторных измерений космических аппаратов (КА) с использованием линий радиосвязи. В способе используются три территориально разнесенные наземные измерительные станции (ИС) и приемоответчик КА. ИС измеряют значения радиальной скорости КА относительно ИС. При этом одна главная ИС (ГИС) работает в запросном режиме измерения данной скорости, а также дальности до КА. Две другие - ведомые ИС (ВИС) - работают в беззапросном режиме. Последние используют для измерения указанной скорости сигнал, сформированный приемоответчиком КА из запросной частоты ГИС. Измеренные доплеровские сдвиги частоты с ГИС и ВИС передаются в баллистический центр. Там вычисляются разности этих доплеровских сдвигов, эквивалентные измерениям радиоинтерферометров с базами, соответствующими расстояниям между ИС. В баллистическом центре по результатам измерений указанных скоростей и дальности рассчитывается траектория движения КА. Технический результат группы изобретений заключается в создании высокоточной и быстродействующей системы траекторных измерений с упрощенными конструкцией и эксплуатацией ее средств. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к электротехнике, в частности к устройствам для генерирования электрической энергии путем преобразования светового излучения в электрическую энергию, и может быть использовано при создании и производстве малоразмерных космических аппаратов с солнечными батареями (СБ). Техническим результатом изобретения является: повышение стойкости СБ к термоударам, к воздействию механических и термомеханических нагрузок, повышение технологичности конструкции, увеличение срока активного существования СБ космических аппаратов, повышение функциональных возможностей за счет расширения температурного диапазона функционирования и оптимизации конструкции СБ, упрощение коммутационной системы, что достигается путем повышения прочности соединения шунтирующих диодов и СЭ, повышение воспроизводимости процесса изготовления СБ космических аппаратов за счет оптимизации технологии изготовления шунтирующих диодов и СЭ СБ, а также коммутирующих шин, соединяющих СЭ и шунтирующие диоды, которые выполнены многослойными. Солнечная батарея для малоразмерных космических аппаратов содержит: панели с приклеенными на них модулями с солнечными элементами (СЭ), шунтирующий диод; коммутирующие шины, соединяющие лицевую и обратную стороны шунтирующего диода с СЭ, при этом шунтирующий диод установлен в вырезе в углу СЭ, при этом коммутирующие шины выполнены многослойными, состоящими из молибденовой фольги, с двух сторон которой последовательно нанесены слой ванадия или титана, слой никеля и слой серебра соответственно. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его. Ёмкость устанавливают на максимально возможном удалении от центра масс спутника по направлению, параллельному указанной продольной оси спутника, при этом центральную ось емкости, параллельную продольной оси спутника, располагают с минимально возможным отклонением от нее, одновременно обеспечивая, чтобы вторая центральная ось емкости, перпендикулярная ей, была параллельна оси аппарата, направленной по направлению полета спутника по орбите. Три отверстия для отвода паров установленной на борту ёмкости через электроклапаны соединяют с редуктором. Изобретение позволяет снизить массу и энергопотребление КА. 3 ил.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения. Последняя содержит циркуляционный насос, кислородный и водородный контуры циркуляции воды. Каждый из контуров включает в себя соответствующую полость электролизера и газоотделитель в виде центробежного сепаратора. Сепараторы соединены с общим электроприводом постоянного тока циркуляционного насоса. Этот электропривод подключен к системе электропитания КА последовательно с электролизером. Кислородный контур снабжен входной водяной магистралью с клапаном и в нем установлен теплообменник, подключенный к системе терморегулирования КА. Техническим результатом изобретения является стабилизация режима работы электролизера и повышение надежности бортовой электролизной установки. 1 ил.

Группа изобретений относится к методам и средствам траекторных измерений космических аппаратов (КА) с использованием линий радиосвязи. В способе используют три территориально разнесенные измерительные станции (ИС). Первая ИС работает в запросном когерентном режиме и измеряет относительные дальность и скорость КА, а также регистрирует время прихода ответной посылки запроса дальности с КА. Две другие ИС работают в беззапросном некогерентном режиме. Они принимают ответный (сдвинутый по частоте) сигнал с КА, сформированный из запросного сигнала первой ИС. По принятому сигналу две данные ИС определяют дальность и скорость КА относительно этих ИС, а также время прихода с КА ответной посылки запроса. Информация, принятая с трех указанных ИС, передается для обработки в баллистический центр. Технический результат группы изобретений заключается в обеспечении более высокой точности определения траектории полета КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

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

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и может быть использовано для отделения отсека. Система отделения ЛА содержит устройство крепления с возможностью расфиксации, устройство отделения с толкателем (парой параллельных толкателей) с упорным элементом (УЭ) в виде участка сферы. УЭ содержит кольцевой буртик с внутренней поверхностью в виде конического сужения. Геометрический центр участка сферы расположен в центре тяжести отделяемого отсека, твердость материала УЭ превышает твердость материала контактирующей с ним части толкателя. Изобретение позволяет увеличить точность отделение отсека ЛА, уменьшить затраты энергии на стабилизацию отсека после отделения и динамические нагрузки на отделяемый отсек. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к измерительным приборам космического аппарата (КА) и может использоваться для высокоточного определения малого приращения скорости поступательного движения КА. Измеритель имеет полый шарообразный корпус (1), на внешней поверхности которого находятся электромагниты (2). На внутренней поверхности корпуса (1) расположена сеть адресных фотоприемников, а внутри корпуса - инерционная масса (5). Электромагнитный подвес массы (5) выполнен в виде встроенных электромагнитов (6), взаимодействующих с электромагнитами (2). Датчик положения массы (5) представляет собой оптрон из трех оптопар. В оптопарах излучателями служат светодиоды внутри массы (5) с оптическими осями (27). Излучение вдоль этих осей попадает на указанные фотоприемники корпуса. Светодиоды питаются от аккумулятора гелиевого типа, встроенного в массу (5). Он заряжается от токов в обмотках электромагнитов (6). Режимы работы устройства задаются оператором (10) через блок контроля и управления (7) с программным обеспечением (9). Питание осуществляется от источника (8). Технический результат изобретения состоит в создании высокоточного (погрешность менее 6 %) прибора для измерения приращений скорости при действии ускорений негравитационной природы порядка (10 ^-6-10^-10) м/с². 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к разделу пилотируемой космонавтики и предназначено для подготовки космонавтов (астронавтов) экипажей МКС к внекорабельной деятельности. Многофункциональный учебно-тренировочный комплекс состоит из двух основных частей - функционально-моделирующего стенда предтренажерной подготовки и комплексного тренажера внекорабельной деятельности. Функционально-моделирующий стенд предтренажерной подготовки состоит из АРМ руководителя обучения, АРМ обучаемых, первого блока устройств сопряжения с объектом, второго блока цифровой связи, действующего макета выходного космического скафандра, телекамеры наблюдения и первого модуля средств отображения информации коллективного пользования. Комплексный тренажер внекорабельной деятельности содержит скафандр, предназначенный для размещения обучаемого, а также средства обеспечения жизнедеятельности, устройства, имитирующие невесомость, а также средства, имитирующие поверхность космического объекта Солнечной системы. В результате расширяются функциональные возможности многофункционального учебно-тренировочного комплекса, обеспечивается эффективная подготовка космонавтов. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для очистки космического пространства от космического мусора (КМ). На геоцентрической орбите размещают пространственную область, обладающую большей силой сопротивления (трения, электромагнитная) и плотности, чем сила сопротивления и плотность атмосферы на данной орбите, и сформированную периферийной поверхностью трубчатого тела. Частицы КМ проходят сквозь трубчатое тело через открытые торцы. Трубчатое тело имеет отношение площади к массе, необходимое для схода с заданной орбиты. Изобретение позволяет удалять КМ без разрушения. 3 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к космической области и может быть использовано для управления полетами космических аппаратов (КА). Интегрируют информационно-вычислительный комплекс центра управления ретрансляцией и связью коммуникационными средствами в структурно выделенный сегмент, организовывают канал связи с комплексом внешних информационных обменов, на едином структурно выделенном сегменте планируют, инициируют и реализуют одновременное выполнение программных процедур, осуществляющих прием и обработку заявок потребителей на предоставление услуг ретрансляции и связи по всем видам информации, осуществляют обмен по локальной вычислительной сети всеми видами полетной информации по управляемым космическим аппаратам, внешними абонентами через комплекс внешних информационных обменов, прогнозируют движения космических аппаратов относительно спутников-ретрасляторов, производят выбор маршрутов ретрансляции информации, осуществляют доведение до потребителей сообщений о предоставлении услуг ретрансляции и связи, формируют программы управления полетами космических аппаратов, реализуют выдачу программ управления на космические аппараты. Изобретение позволяет обеспечить управление полётами разнотипных КА. 2 ил.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления. Внутри корпуса расположена и герметично соединена с ним по периметру металлическая диафрагма. Ее толщина наибольшая в экваториальной части и плавно уменьшается к полюсной части. При этом диафрагма в экваториальной части (6) выполнена в форме усеченного конуса, в средней части (7) - в форме торовой поверхности, а в полюсной части (8) - в форме сегмента сферической поверхности. Конечное (после перекладки) положение диафрагмы на чертеже показано внешним пунктиром. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств металлической мембраны за счет уменьшения нагрузок и деформаций мембраны в местах ее крепления к корпусу бака. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к наземным проверкам космических аппаратов (КА) и их подготовке к штатной эксплуатации. Способ заключается в проведении включения и выключения КА, в т.ч. бортовых источников его электропитания, в частности аккумуляторных батарей (АБ). Перед включением КА к АБ подключают наземные стабилизированные источники электроэнергии, а после выключения КА дополнительно контролируют токи подзаряда АБ от указанных источников. По этим токам судят о штатном завершении процесса выключения КА. Кроме того, по величине токов подзаряда оценивают величину токов утечки АБ в выключенном состоянии КА, которая не должна превышать заранее заданной величины. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и расширение функциональных возможностей процесса электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. Устройство для проверки пульта космонавта включает в себя одноплатный компьютер VME VP9, операционную панель, рабочую консоль, источники питания. Дополнительнов устройство введены интерфейсная система и видеоинформационная система, а в компьютере VME VP9 реализовано программно-математическое обеспечение, выполненное с возможностью реализации загрузки аппаратной конфигурации устройства, проверки физического наличия устройств, организации программного интерфейса для проверки по каналу MIL 1553 В, организации обмена между интерфейсной системой и пультом космонавта, организации обмена между программно-математическим обеспечением и интерфейсной системой, функционирования видеоинформационной системы, проверки аналоговых и дискретных параметров, например, таких как «Ph2o». Решение направлено на сокращение времени проверки пульта космонавта. 5 ил.