Имитация космических условий, например для установления условий жизнеобеспечения – B64G 7/00

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 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 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.

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 тепловакуумным испытаниям космического аппарата (КА), а также может найти применение в тех областях техники, где предъявляются повышенные требования к излучательным и отражательным характеристикам изделий. Согласно изобретению до помещения КА в термовакуумную камеру захолаживают криоэкраны этой камеры и имитируют внешние тепловые потоки, действующие в полете на КА. При этом подают поочередно напряжение на каждый нагревательный элемент имитатора данных потоков, постоянно измеряя потребляемую на элементе мощность. Фиксируют скачкообразное увеличение потребляемой мощности по отношению к мощности в стационарном режиме нагрева. Отбраковывают нагревательные элементы, для которых характерны такие скачки мощности, после чего отогревают криоэкраны, разгерметизируют вакуумную камеру и заменяют отбракованные нагревательные элементы. Повторяют операции отбраковки и замены нагревательных элементов до достижения всеми элементами стационарного режима нагрева. После этого устанавливают КА в термовакуумную камеру и проводят соответствующие испытания. Техническим результатом изобретения является повышение точности имитации тепловых потоков на КА с целью обеспечения надежности и долговечности КА при эксплуатации. 1 ил.

Изобретение относится к космонавтике. Стенд включает сервер моделирования 1, консоль оператора 2, комплект телекамер наблюдения 3, средства отображения информации коллективного пользования 4, пульт контроля и управления 5, который состоит из средства связи 6, панели управления освещением 7, панели ручного управления электроприводами 8, персонального компьютера инструктора 9, персонального компьютера инженера 10, персонального компьютера врача 11 и второго блока цифровой связи 12. Стенд также включает в себя различные элементы, необходимые для внекорабельной деятельности и последующей подготовки космонавтов (астронавтов) экипажей МКС к выполнению перемещений и различных технологических операций в условиях полной невесомости открытого космического пространства, а также в условиях пониженной гравитации на спутнике Земли Луне и на других космических объектах Солнечной системы. В результате расширяются функциональные возможности стенда, условия тренировки максимально приближены к реальным условиям невесомости открытого космического пространства. 2 ил., 2 фото.

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям космических аппаратов (КА), а именно многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники. Устройство для обезвешивания многозвенной механической системы КА содержит закрепленные на КА поворотные секции, расположенные в плане над соответствующими звеньями механической системы и связанные с ними посредством регулируемых пружин обезвешивания, трансформируемую опорную конструкцию из горизонтальных несущих штанг с кронштейнами, поворотные секции. Наименее удаленная от КА несущая штанга закреплена на КА, а наиболее удаленная от КА несущая штанга посредством опорной стойки опирается на пол помещения. Трансформируемая опорная конструкция снабжена фиксаторами взаимного положения несущих штанг, несущие штанги снабжены Г-образными упорами, опирающимися на пол помещения, кронштейны размещены на несущих штангах с возможностью взаимодействия и фиксации с поворотными секциями в их наиболее удаленных от космического аппарата концах. КА с закрепленным на нем устройством для обезвешивания многозвенной механической системы устанавливают на место проведения испытаний, проводят установку и фиксацию необходимой конфигурации опорной трансформируемой конструкции в горизонтальной плоскости, последовательно фиксируют положения поворотных секций системы обезвешивания в горизонтальной плоскости. Изобретение позволяет повысить функциональные и эксплуатационные характеристики устройств для испытаний многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к космическому тренажеростроению. Тренажер включает пульт контроля и управления 1, рабочее место обучаемых 2, первый узел поворота 3, первый датчик положения 4, первую систему управления перемещением 5, второй узел поворота 6, второй датчик положения 7, вторую систему управления перемещением 8, первую механическую часть системы управления перемещением 9, первый электродвигатель 10, вторую механическую часть системы управления перемещением 11, второй электродвигатель 12, первый датчик усилия 13, первый датчик скорости 14, второй датчик усилия 15, второй датчик скорости 16, первый скафандр с обучаемым 17, средства связи 18, второй скафандр с обучаемым 19. Кроме того, тренажер включает средства обеспечения жизнедеятельности обучаемых в скафандре 20, средства психофизиологического контроля 21, устройства сопряжения с объектом 22, комплект оборудования шлюзования переходного и стыковочного отсеков орбитального модуля 23, комплект телекамер наблюдения 24, средства моделирования светотеневой обстановки 25, фрагмент макета орбитального модуля 26 и пульт врача 27. В результате обеспечивается профессиональная подготовка обучаемых, которыми приобретаются устойчивые сенсорно-моторные навыки при подготовке внутри орбитального отсека МКС к выходу в открытый космос, а также при выполнении совместных операций и процедур внекорабельной деятельности в открытом космическом пространстве. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 3 фото.

Изобретение относится к космическому тренажеростроению. Тренажерный комплекс включает интегрирующую систему 1, специализированный тренажер «Модель бортовой вычислительной системы PC МКС» 2, специализированный тренажер «Телеоператор-2» 3, специализированный тренажер «Выход-2» 4, «Гидролабораторию» 5, «Молодежный образовательный Космоцентр» 6. Тренажерный комплекс содержит также интегрирующую систему 1, функционально-моделирующий стенд предтренажерной подготовки 14, тренажер орбитального узлового модуля 21, состоящего из блока цифровой связи 22, контроллера с модулями сопряжения с объектом 23, пульта контроля и управления тренировкой 24 и рабочего места экипажа 25. Рабочее место экипажа 25 состоит из комплекта светильников и вентиляторов 26, блока управления оборудованием освещения и вентиляции 27, блока вентилей (клапанов) для выравнивания давления 28, средств имитации связи «Борт-Земля» 29, телекамеры наблюдения 30, комплекта оборудования стыковочных агрегатов 31, блока цифровой связи 32, комплекта габаритных макетов бортового оборудования 33 и комплекта габаритных макетов навесного оборудования 34. Тренажерный комплекс включает также функционально-моделирующий стенд подготовки операторов центра управления полетами 35. В результате расширяются функциональные возможности тренажерного комплекса. 3 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 фото.

Изобретение относится к ракетно-космической отрасли, а именно к наземному вспомогательному оборудованию. Грузовой макет ракетоносителя содержит последовательно соединенные между собой секции-имитаторы первой, второй, третьей ступени ракеты и головного блока, имитаторы задней и передней крышки, присоединенные к секции-имитатору третьей ступени, комплект грузов, монтируемых на указанных секциях для имитации центро-массовых характеристик, комплект опор-подставок для хранения секций и вспомогательные приспособления. Каждая из секций-имитаторов ступеней ракеты и головного блока выполнена в виде сварной металлоконструкции, состоящей из трубчатых ферм с присоединенными к ним обечаечными опорами для размещения секций на ложементах монтажно-стыковочных тележек при транспортировании либо на опорах-подставках при хранении. Секция-имитатор первой ступени снабжена цилиндрической платформой, на наружном торце которой размещены четыре кронштейна, выполненные в виде пят сферической формы, обеспечивающие опирание собранного макета о кольцо транспортно-установочного агрегата. На трубчатых фермах каждой из секций-имитаторов ступеней ракеты расположены узлы, выполненные в виде опорных осей со съемными болтами и шайбами на концах для навешивания на них соответствующих грузов-имитаторов веса. Достигается повышение эксплуатационных свойств грузовых макетов космических ракет и уменьшение габаритных размеров площадок для хранения секций макета. 3 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к космической технике, а конкретно к стендам для испытаний устройств отделения космических аппаратов. Стенд содержит имитатор основного космического аппарата и макет отделяемого космического аппарата, состыкованных посредством штатного устройства отделения, устройство улавливания макета отделяемого космического аппарата и регистратор параметров движения макета отделяемого космического аппарата. Имитатор основного космического аппарата представляет собой закрепленную на опоре раму с вертикальными направляющими под каретку. Каретка в исходном положении соединена с рамой в верхней ее части посредством разрывного узла, электрически связанного с наземным пультом управления. Стенд снабжен устройством выдачи команды на отделение, выполненным в виде поворотного рычага, шарнирно установленного на каретке, с одной стороны взаимодействующего с кулачком, жестко установленным на раме, с другой - с концевым контактом, размещенным на каретке и электрически связанным с устройством отделения с закрепленным макетом отделяемого космического аппарата. Донная часть космического аппарата в исходном положении по внешним обводам расположена в устройстве отделения. На каретке жестко закреплен захват, взаимодействующий с амортизатором, установленным на раме. Стенд имеет фиксатор конечного положения и представляет собой защелку, жестко закрепленную на каретке, взаимодействующую с гребенкой, неподвижно закрепленной на раме. Достигается повышение точности результатов испытаний. 5 ил.

Изобретение относится к наземным испытаниям раскрывающихся конструкций, преимущественно солнечных батарей (СБ), с имитацией условий невесомости. Стенд рассчитан на раскрытие двух зеркально симметричных панелей СБ (1) и содержит форменную опору (2), на которой закреплено обезвешивающее устройство (3), и переходную раму (4) под имитатор (5) космического аппарата. В верхней части опоры (2) установлен кронштейн (6), горизонтально перемещаемый по направляющим, а в нижней части опоры - регулируемые стойки (8). Устройство (3) выполнено в виде отдельных шарнирных звеньев (9), причем кронштейн (6) жестко соединен с первым звеном. Оси вращения звеньев соосны осям вращения соответствующих панелей СБ (1). Последнее обеспечивается перемещением вручную кронштейна (6) по направляющим и его закреплением специальным винтом. В каждом звене (9) закреплено по два демпфера с подвесками в виде стержней (не показаны). При испытании СБ на раскрытие освобождается связь с бортом имитатора (5), и створки СБ (1) под действием штатных пружин начинают раскрываться. Т.к. зазор между створками СБ (1) и устройством (3) ограничен (не более 150 мм), то наличие указанных демпферов с подвесками мало искажает расчетное движение створок, а жесткая их связь в виде стержней подвески обеспечивает синхронность движения створок СБ (1) и устройства (3). Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационных возможностей стенда, а также максимальное приближение условий раскрытия створок СБ к условиям невесомости. 6 ил.

Изобретение относится к созданию и отработке систем терморегулирования космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. У таких КА данные системы выполнены по комбинированной схеме: тепловые трубы в сочетании с дублированными жидкостными контурами. Модель КА включает в себя тепловые (и массовые) имитаторы приборов ретранслятора, установленные на внутренних обшивках северной и южной панелей КА. В панели встроены горизонтально расположенные тепловые трубы, а жидкостные коллекторы указанных контуров расположены на внутренних обшивках между данными имитаторами. Имитаторы приборов платформы установлены на обшивках сотовых панелей с встроенными жидкостными коллекторами. Полная площадь внешних поверхностей северных и южных панелей выполнена для случая КА с максимально возможным энергопотреблением (например, 16 кВт). Электронасосные агрегаты и гидроаккумуляторы контуров также изготовлены применительно к этому случаю. Для конкретных теплофизических моделей КА с меньшим энергопотреблением (например, 10 кВт) симметричные одинаковые части площадей северной и южной панелей, свободные от тепловых имитаторов, покрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией. При этом расходы теплоносителя в жидкостных контурах регулируются дросселями. В результате холодопроизводительности радиаторных (внешних) поверхностей северной и южной панелей таковы, что обеспечивается требуемый температурный режим имитаторов приборов ретранслятора и платформы. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции и технологии изготовления теплофизических моделей различных КА с любым энергопотреблением, например, из диапазона от 3 кВт до 16 кВт. 2 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.

Изобретение относится к способам имитации солнечного излучения (ИСИ) в тепловакуумной камере (ТВК) и может быть использовано при тепловакуумных испытаниях космического аппарата (КА) или его составных частей. Способ имитации заключается в создании имитирующего потока солнечной радиации от источников света вне термобарокамеры. Фокусирование и ввод световых потоков от источников света внутрь термобарокамеры осуществляют через герметично установленный на ее корпусе светопроводящий иллюминатор, выполненный в виде двояковыпуклой линзы. Создают параллельный световой поток на испытуемый космический аппарат посредством параболического коллимирующего отражателя с обеспечением характеристик потока с параметрами, максимально приближенными к реальному солнечному излучению на орбите космического аппарата, с последующим осуществлением отражения его от смесителя с разделением светового потока на отдельные световые потоки с расширением их падающего светового пятна на параболический коллимирующий отражатель. Изобретение обеспечивает повышение КПД и равномерность облучения поверхности испытуемого КА или его составной части. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретения относятся к физическому моделированию, в земных или натурных условиях, процессов в топливных баках отделяющихся ступеней ракет-носителей в условиях малой гравитации. Способ основан на введении в поток теплоносителя (ТН) микрочастиц пористых керамических элементов. Моделирование осуществляют с помощью экспериментальной установки (2) путем введения в нее через входной патрубок (1) газовой струи с заданными параметрами. В патрубок (1) устанавливают перфорированную воронку (3). Модельную жидкость располагают дозированно, например каплями по всей поверхности установки. При этом поток ТН с заданными параметрами захватывает микрочастицы с поверхности воронки (3). Микрочастицы нагреваются в горячем потоке ТН до определенной температуры. Соударяясь с модельной жидкостью, они дробятся и интенсифицируют процесс испарения этой жидкости (путем передачи ей их тепла). При выходе из установки через циклонный фильтр (4) поток очищается от микрочастиц, по выходному патрубку (5) подается вновь на перфорированную воронку (3), и процесс повторяется. В течение всего эксперимента измеряют входные и выходные значения температуры и давления в различных точках экспериментальной установки. Технический результат изобретений направлен на снижение токсичности, повышение скорости газификации жидкого компонента топлива, на упрощение средств моделирования и обеспечение их применимости как для научных исследований, так в учебных целях. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретения относятся к области исследования материалов и м.б. использованы при физическом моделировании процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей ступеней ракет-носителей (РН). Моделирование осуществляют с помощью экспериментальной установки путем введения в нее теплоносителя (ТН) с заданными параметрами. ТН пропускают через ультразвуковой (УЗ) газоструйный излучатель. Для имитации условий малой гравитации прикладывают УЗ воздействия к поддону, на котором расположена газифицируемая жидкость. Для этого применяют пьезоэлектрический излучатель. Параметры ТН и УЗ излучателей определяют в процессе многокритериальной оптимизации - по критериям процесса газификации, таким как время, энергомассовые затраты, количество поданной в бак теплоты. Для реализации данного способа используется устройство в виде экспериментальной установки. Она включает в себя модельный бак, содержащий поддон для жидкого компонента ракетного топлива, датчики температуры и давления, входной и выходной патрубки. Причем в установку дополнительно введены два входных патрубка, в один из которых установлен газоструйный излучатель. Поддон выполнен съемным и механически связан с пьезоэлектрическим излучателем. Технический результат изобретений направлен на снижение токсичности, повышение скорости газификации жидкого компонента и экономичности, а также на упрощение способа и возможность его применения как для научных исследований, так и в учебных целях. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к испытаниям космической техники, а именно к установкам для имитации тепловых режимов работы элементов космических аппаратов. Установка для вакуумного термоциклирования панелей фотопреобразователей содержит вакуумную камеру, состоящую из двух сообщающихся отсеков. В одном отсеке установлены параллельно две криопанели с возможностью размещения между ними испытываемой панели, в другом отсеке - тепловая панель, выполненная в виде блока ламп накаливания. Криопанели и тепловая панель расположены вертикально, а отсек тепловой панели размещен над отсеком криопанелей. Криопанели установлены с возможностью дополнительного размещения между ними тепловой панели. Тепловая панель снабжена механизмом возвратно-поступательного перемещения в вертикальной плоскости и теплоизоляцией со стороны, обращенной к криопанели. Решение направлено на повышение точности тепловой имитации условий космоса. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Криогенный экран относится к космической промышленности и предназначен для глубокого охлаждения испытуемых космических аппаратов или их узлов на испытательных стендах или в вакуумных камерах. Экран содержит металлический радиатор с каналами для циркуляции хладагентов, выполненный в виде плоской панели, на поверхности которой жестко закреплены две параллельно расположенные трубки с каналами для циркуляции хладагентов. Одна из трубок подключена к источнику жидкого азота, а другая - к источнику жидкого гелия. Радиатор и трубки выполнены из теплопроводного металла. Трубки могут быть расположены вдоль одной из диагоналей радиатора или иметь форму зигов, проходящих вдоль параллельных сторон радиатора и диагонали, соединяющей эти стороны. Обеспечивается возможность дифференцирования теплового режима в локальных зонах испытательных установок для приближения имитационных температурных нагрузок и достижение температурной однородности поверхности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

На образцы материалов, помещенные в изотермические контейнеры, осуществляют термовакуумное воздействие при определенной температуре и улавливают выделившиеся из образцов летучие конденсирующиеся вещества конденсирующими пластинами. Потерю массы определяют по разности масс образца до и после воздействия, аналогично определяют и содержание летучих конденсирующихся веществ. Наряду с термовакуумным воздействием образцы дополнительно подвергают высокоэнергетическому излучению, а оценку загрязняющей способности продуктов газовыделения материала делают по сплошности и толщине загрязняющих пленок на оптических поверхностях, химическому составу осадка и массе сконденсированного осадка. Термовакуумная установка состоит из рабочей вакуумной камеры, шлюзовой камеры загрузки образцов материалов, шлюзовой камеры загрузки и предварительной обработки образцов-имитаторов, оптической поверхности шлюзовой камеры загрузки/выгрузки герметичного контейнера для транспортировки образцов-имитаторов оптической поверхности. В состав установки входят дополнительно термостатирующее устройство образца-имитатора и излучатель ВУФ и УФ диапазонов, расположенный так, что ось ВУФ и УФ излучения перпендикулярна оси «образец материала - образец-имитатор оптической поверхности» и пересекает отрезок этой оси между образцами примерно посередине. Повышается достоверность оценки пригодности материалов для использования в условиях открытого космоса. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к наземной отработке космической техники и, преимущественно, раскрывающихся конструкций типа батареи солнечной (БС). Стенд содержит ферму, установленную на основании (2), технологическую раму (3) с балансировочным грузом (4) и со штатными посадочными местами (5) панели БС (6). Рама и балансировочный груз имитируют поворот панели БС (6) вокруг оси "Т". Общий момент инерции рамы (3) и груза (4) равен моменту инерции панели БС (6) относительно общей оси "Т". На ферме закреплена балка (7) с шарнирными рычагами (8), имеющими схему раскрытия и количество рычагов - аналогичные панели БС (6). К каждому рычагу (8) подвешена соответствующая створка БС (6) на тросе (9) с демпфером (10). На основании стенда (2) установлен пружинный компенсатор в виде троса (11) и пружины (12), который через трос (11) взаимодействует с сектором (радиуса R) кулачка (13), закрепленного на технологической раме (3). Кулачок охватывает вал (14), на котором подвижно закреплена панель БС (6) и технологическая рама (3). Подкос (15) крепится одним своим звеном к раме (3), а другим - к панели БС (6). Рама взаимодействует с шарниром подкоса (15) пружиной (16). В процессе имитации раскрытия БС трос (11), наматываясь на кулачок (13), гасит энергию движения подкосов (15) с помощью пружины (12). Жесткость пружины подобрана так, чтобы работа, совершаемая подкосами (15), была равна работе пружины (12), создающей момент сопротивления на кулачке (13). В конце раскрытия панель БС (6) фиксируется штатными защелками и контролируется телеметрическими датчиками. Техническим результатом изобретения является максимальное приближение моделируемых условий раскрытия створок БС к реальным условиям невесомости. 3 ил.

Изобретение может быть использовано при тепловакуумных испытаниях космического аппарата (КА) или его составных частей. Имитатор содержит входной иллюминатор, герметично встроенный в корпус тепловакуумной камеры, параболический коллимирующий отражатель для отражения имитируемого солнечного излучения на объект испытаний, расположенный в тепловакуумной камере, лампы - источники солнечного излучения, расположенные вне тепловакуумной камеры. Иллюминатор выполнен в виде двояковогнутой линзы. В качестве источников солнечного излучения взяты лампы с эллипсоидными рефлекторами и вспомогательными сферическими зеркалами для возврата на рефлектор части излучения, не попавшей на его поверхность. Между параболическим коллимирующим отражателем и двояковогнутой линзой на пути светового потока установлен зеркальный смеситель, выполненный в виде равномерно расположенных в плоскости соприкасающихся своими гранями выпуклых зеркальных линз с квадратными профилями для отражения, перемешивания и увеличения светового потока до размеров параболического коллимирующего отражателя. Технический результат - повышение КПД работы ИСИ и равномерности облучения поверхности испытуемого объекта (КА или его составной части). 1 з.п. ф-лы, 4 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 испытательной технике, преимущественно к технике проведения тепловых испытаний керамических обтекателей ракет при радиационном нагреве. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение точности и снижение затрат при задании температурного поля при наземных испытаниях керамических обтекателей в установках радиационного нагрева за счет применения высокотемпературных покрытий с регулируемой степенью черноты. Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе задания тепловых режимов керамических обтекателей ракет при радиационном нагреве путем автоматического регулирования температуры по конечному числу точек и изменения оптических свойств на остальной части нагреваемой поверхности на наружную поверхность обтекателя наносят покрытие, состоящее из двух компонентов, степень черноты одного из которых более чем в два раза превышает степень черноты другого и составляет 0.8-0.9, а температуру для каждой зоны нагрева при постоянной плотности теплового потока задают расчетным путем. 2 з.п. ф-лы, 1 табл.

Изобретение относится к наземному моделированию работы систем терморегулирования, преимущественно телекоммуникационных спутников, снабженных дублированными жидкостными контурами. При испытаниях теплофизической модели в обоих штатных жидкостных трактах данных контуров циркулирует штатный жидкий теплоноситель. Для поддержания рабочего давления в этих жидкостных трактах применен один общий гидроаккумулятор (вместо двух), жидкостная полость которого сообщена с жидкостными трактами обоих контуров. Требуемые расходы теплоносителя в жидкостных трактах обеспечивают установленные в каждом из них электронасосные агрегаты, содержащие только по одному (основному, без резервного) гидронасосу. Технический результат изобретения заключается в упрощении конструкции теплофизической модели спутника. 2 ил.

Изобретение относится к технологии изготовления и испытаний элементов систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. Жидкостный контур СТР содержит гидроаккумулятор, герметизированная газовая полость которого заправлена двухфазным рабочим телом и отделена от его жидкостной полости сильфоном. Способ включает контроль суммарной герметичности жидкостного контура перед заправкой его теплоносителем и подачу в него контрольного газа, например гелия. Причем контрольный газ подают при максимально допустимом (при эксплуатации) давлении в контуре до присоединения к этому контуру жидкостной полости гидроаккумулятора. Затем монтажной сваркой присоединяют указанную полость гидроаккумулятора к жидкостному контуру, после чего контролируют методом щупа герметичность сварного стыка. Подают полностью собранный жидкостный контур на проверку суммарной герметичности перед заправкой его теплоносителем. Техническим результатом изобретения является повышение достоверности определения суммарной величины фактической утечки гелия через все микротечи жидкостного контура и тем самым качественное изготовление СТР в отношении ее герметичности. 4 ил.

Изобретение относится к области моделирования факторов космического полета и исследования их воздействия на экипажи пилотируемых космических аппаратов при длительных космических перелетах и пребывании на других планетах. Модуль содержит конструкцию в виде силового каркаса (1, 11) и обшивки (2) из листовой гофрированной стали с куполом. Конструкция соединена с помещением (6, 20) для скафандров. Модуль снабжен перегородкой (7) с полупрозрачной тканью (8) и внешним освещением (9), системами управления и контроля технических средств. Последние включают в себя систему теленаблюдения, связи и часы, градуированные по марсианскому времени. В обшивке установлены разноцветные точечные светодиоды (не показаны), которые могут работать в режимах постоянной или дискретной подсветки. Они служат для имитации звездного неба. В верхней части купола установлены точечные светильники (13) для освещения при проведении технологических работ, а также инфракрасные лампы (14) для обеспечения видеосъемки камерами (15) в условиях недостаточной освещенности. Внутренняя поверхность модуля имитирует (напр., с использованием пенобетона) песочно-каменный грунт Марса. Боковые стенки (17) имитатора имеют прямоугольные люки (18, 19) для перехода в помещение для скафандров и для аварийной эвакуации из модуля. Для аварийного выхода из помещения для скафандров служит люк (22). Купол обеспечивает круговой панорамный обзор из центральной части моделируемой поверхности Марса около 60%. Технический результат изобретения состоит в возможности решать сложные научно-технические и управленческие задачи длительного (до 520 сут) полета на Марс в модельных условиях, максимально приближенных к реальным. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к имитации космических условий работы объектов, в частности, в невесомости. Способ включает приложение к объекту (манипулятору) вертикальной разгружающей силы. Для этого под данным объектом располагают кинематически подобное ему и развязанное с ним устройство (в виде площадок) со следящей приводной системой. Вертикальную разгружающую силу создают посредством воздушной подушки или путем взаимодействия одноименных полюсов магнитов, расположенных на объекте (звеньях манипулятора) и площадках. Технический результат изобретения направлен на упрощение технических средств реализации способа. 1 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано, в частности, при сборке и испытаниях многозвенных крупногабаритных конструкций, рассчитанных на работу в невесомости в условиях космоса. Система содержит блок управления, в состав которого входят персональный компьютер, микроконтроллер и соответствующее программное обеспечение. Система содержит три исполнительных механизма, каждый из которых состоит из весоизмерительной ячейки, соединенной с платформой с датчиком угла горизонтального отклонения стропа и электроприводом, редуктор которого связан с катушкой, на которой намотан строп, идущий на тросоукладчик, на котором установлены датчик угла, определяющий его вертикальное отклонение, и датчик расхода стропа. Концы стропа с исполнительных механизмов соединяются, образуя точку подвеса обезвешиваемого элемента. Исполнительные механизмы установлены на координатную сетку. Достигается увеличение рабочей зоны системы. 3 ил.

Изобретение относится к области наземного моделирования действующих факторов космического полета и может использоваться для подготовки экипажей к длительным космическим полетам, а также для медико-биологических исследований влияния условий этих полетов на космонавта. Хозяйственный модуль содержит металлический цилиндрический корпус общим объемом не менее 250 м³. Внутри модуля размещены холодильная камера, тренажерный зал, термокамера-сауна, санузел и переходный отсек. Корпус горизонтально расположен на опорах, выполнен герметичным, с внутренним диаметром не менее 3,65 м и длиной не менее 24 м. Переходный отсек выполнен в виде цилиндра диаметром не менее 2,5 м. Хозяйственный модуль дополнительно снабжен хранилищем со стеллажами для продовольственных запасов, не требующих особых условий хранения, одноразовой посуды и одежды. Имеется помещение экспериментальной оранжереи, люк аварийной эвакуации и шлюзовая камера для удаления отходов. В торцах модуля предусмотрены две герметичные двери с металлическими лестницами для предстартовой загрузки запаса продовольствия. Для соединения модуля с переходным отсеком предусмотрена герметичная дверь. Технический результат изобретения направлен на создание условий для эффективного взаимодействия между членами экипажа (по меньшей мере, из шести человек) при решении задач, стоящих в процессе длительного (не менее 500 суток) полета, в частности на Марс. 1 ил.