Результат интеллектуальной деятельности: Устройство для защиты объекта от воздействия космоса

Изобретение относится к средствам защиты объектов, длительное время эксплуатируемых в космосе.

Известно устройство [1], для осуществления контроля загрязнений элементов поверхности космического аппарата (КА), образующихся при работе ракетных двигателей малой тяги, содержащее охватывающие сопло двигателя сдвоенные коаксиально расположенные защитные экраны, размещенный за кромкой внешнего защитного экрана планшет с контрольной пластиной и фиксирующими элементами, отличающееся тем, что устройство содержит селективные пьезоэлектрические датчики, установленные в вышеуказанном и других однотипных планшетах, размещенных в выбранных для контроля загрязнений зонах поверхности КА, при этом выходы пьезоэлектрических датчиков подключены ко входам штатной телеметрической системы.

Устройство не защищает аппаратуру объекта от разгерметизации в космосе.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому является контрольно-иэмерительное устройство [2] объекта содержащее n датчиков давления, установленных внутри m корпусов аппаратуры объекта, размещенной в вакууме, бортовую вычислительную машину (БЦВМ) и штатную телеметрическую систему, подключенную к БЦВМ, а также приемно-передающую аппаратуру с антенным переключателем, антенно-фидерное устройство, аппаратуру разделения каналов, аппаратуру уплотнения каналов, радиотехническую систему траекторных измерений, аппаратуру разделения каналов системы передачи команд, бортовой эталон времени, бортовой синтезатор частоты и систему радиоуправления.

Недостатком прототипа является отсутствие защиты аппаратуры объекта от разгерметизации в космосе.

Техническим результатом, обеспечиваемым заявляемым изобретением, является обеспечение защиты аппаратуры объекта от разгерметизации в космосе.

Технический результат достигается тем, что устройство для защиты объекта от воздействия космоса, содержащее n датчиков давления, установленных внутри m корпусов (m≥n≥1) аппаратуры объекта, размещенной в вакууме, бортовую вычислительную машину (БЦВМ) и штатную телеметрическую систему, подключенную к БЦВМ, дополнительно содержит последовательно соединенные первый коммутатор, узкополосный усилитель, демодулятор и пороговый блок, последовательно соединенные генератор и второй коммутатор, последовательно соединенные источник питания и третий коммутатор, а также программный таймер, подключенный к БЦВМ, вход управления пуском, подключенный к БЦВМ, причем каждый корпус аппаратуры объекта, размещенной в вакууме, включает управляемый источник газа, подключенный к третьему коммутатору, n датчиков давления подключены к первому и второму коммутаторам, а входы управления первым, вторым и третьим коммутаторами, источником питания, узкополосным усилителем и пороговым блоком подключены к БЦВМ, выход порогового блока подключен к БЦВМ, генератор подключен ко второму входу демодулятора, управляемые источники газа выполнены в виде нагревателя, раэмещенного в перфорированном корпусе, содержащем порофор, имеющий тепловой контакт с нагревателем, первый коммутатор выполнен с n совмещаемыми входами и одним выходом, второй коммутатор выполнен с n совмещаемыми выходами и одним входом, третий коммутатор выполнен с m совмещаемыми выходами и одним входом, узкополосный усилитель выполнен с управлением по усилению, источник питания выполнен с управлением по включению и уровню напряжения, а пороговый блок выполнен с управлением по порогу.

Такое выполнение устройства обеспечивает защиту аппаратуры объекта от разгерметизации в космосе.

На фиг. 1 представлена функциональная схема устройства (в этом варианте показаны два датчика давления в четырех корпусах аппаратуры объекта).

На фиг. 2 показана схема подключения и вариант размещения источника газа внутри корпуса аппаратуры объекта.

Принятые обозначения:

1 - датчик давления, 2 - корпус аппаратуры, 3 - бортовая вычислительная машина (БЦВМ), 4 - штатная телеметрическая система, 5 - первый коммутатор, 6 - узкополосный усилитель, 7 - демодулятор, 8 - пороговый блок, 9 - генератор, 10 - второй коммутатор, 11 - источник питания, 12 - третий коммутатор, 13 - программный таймер, 14 - вход управления пуском, 15 - управляемый источник газа, 16 - нагреватель, 17 - перфорированный корпус, 18 - порофор.

Устройство для защиты объекта от воздействия космоса, содержит n≥1 датчиков 1 давления, установленных внутри m корпусов 2 (m≥n) аппаратуры объекта, размещенной в вакууме, бортовую вычислительную машину (БЦВМ) 3 и штатную телеметрическую систему 4, подключенную к БЦВМ 3, дополнительно содержит последовательно соединенные первый коммутатор 5, узкополосный усилитель 6, демодулятор 7 и пороговый блок 8, последовательно соединенные генератор 9 и второй коммутатор 10, последовательно соединенные источник 11 питания и третий коммутатор 12, а также программный таймер 13, подключенный к БЦВМ 3, вход 14 управления пуском, подключенный к БЦВМ 3, причем каждый корпус 2 аппаратуры объекта, размещенной в вакууме, включает управляемый источник 15 газа, подключенный к третьему коммутатору 12, n датчиков 1 давления подключены к первому и второму коммутаторам 5, 10, а входы управления первым, вторым и третьим коммутаторами 5, 10, 12, источником 11 питания, узкополосным усилителем 6 и пороговым блоком 8 подключены к БЦВМ 3, выход порогового блока 8 подключен к БЦВМ 3, генератор 9 подключен ко второму входу демодулятора 7, управляемые источники 15 газа выполнены в виде нагревателя 16, раэмещенного в перфорированном корпусе 17, содержащем порофор 18, имеющий тепловой контакт с нагревателем 16, первый коммутатор 5 выполнен с n совмещаемыми входами и одним выходом, второй коммутатор 10 выполнен с n совмещаемыми выходами и одним входом, третий коммутатор 12 выполнен с m совмещаемыми выходами и одним входом, узкополосный усилитель 6 выполнен с управлением по усилению, источник 11 питания выполнен с управлением по включению и уровню напряжения, а пороговый блок 8 выполнен с управлением по порогу.

Устройство работает следующим образом.

Устройство предназначено для защиты от разгерметизации (снижения давления газа ниже нормы вследствие утечки) аппаратуры объекта, длительное время находящейся в космосе. Такая аппаратура, как правило, снабжена корпусами, имеющими значения течей от минимальной величины (запаянные корпуса с течью, не превышающей порог чувствительности гелиевого течеискателя) до величины, определяемой спецификой состава и назначением аппаратуры ( аппаратура с механическими приводами, оптикой и др.). Кроме того, аппаратура различается по допустимому уровню снижения давления. Так, например, для аппаратуры с обычными низковольтными радиоэлементами (на фиг. 1 показаны два корпуса 2) возможно снижение давления газа до уровней, оговоренных в технических условиях на радиоэлементы, если это допустимо по условиям теплообмена. Такая аппаратура не нуждается в контроле давления газа. Для прочей аппаратуры (высоковольтной, высокочастотной, теплонагруженной и др.) допустимое снижение давления газа может быть небольшим и сокращающим срок пребывания в космосе. В корпусах такой аппаратуры целесообразна установка датчиков давления 1 (на фиг. 1 показаны два корпуса 2).

Предлагаемое техническое решение, представленное на фиг. 1, предусматривает измерение давления газа в n≤m контролируемых корпусах 2 аппаратуры объекта при помощи n датчиков 1 давления, а при снижении давления газа ниже допустимого уровня во всех корпусах 2 аппаратуры объекта предусматривает подпитку аппаратуры от управляемых источников 15 газа путем повышения их температуры и разложения порофора 18 с выделением инертного газа (например, порофор 2,2-азо-бис-изобутиронитрил, марка ЧХЗ-57, выделяющий азот [3]). Такая управляемая компенсация потерь давления газа позволяет увеличить время безотказного пребывания объекта в космосе и реализуется аппаратно при наличии на объекте источника электрической энергии. Датчики 1 давления, например, могут быть выполнены индуктивными для снижения помех, создаваемых статическим электричеством, и запитываться от генератора 9. Высокочастотное напряжение от генератора 9 поступает на демодулятор 7, а через второй коммутатор 10 на датчики 1 поочередно или одновременно на два или несколько датчиков 1 по командам БЦВМ 3, поступающим на вход управления второго коммутатора 10. С выходов датчиков 1 сигналы поступают на первый коммутатор 5, подключающий к узкополосному усилителю 6 поочередно или одновременно два или несколько датчиков 1 по командам БЦВМ 3, поступающим на вход управления первого коммутатора 5. С выхода узкополосного усилителя 6 сигнал поступает на демодулятор 7 и далее, на пороговый блок 8, срабатывающий при уменьшении входного сигнала до уровня, заданного БЦВМ 3 подачей сигнала на вход управления порогового блока 8. По сигналу с выхода порогового блока 8 БЦВМ 3 подает команду на вход управления источника 11 питания, включает источник 11 питания и устанавливает уровень выходного напряжения, которое поступает через третий коммутатор 12 на источник 15 газа, соответствующий датчику 1. При этом нагреватель 16 (см. фиг. 2) источника 15 газа поднимает температуру порофора 18, заключенного в перфорированный корпус 17 до температуры разложения порофора 18 с выделением инертного газа. При наличии нескольких датчиков 1, сигнализирующих о потерях давления, третий коммутатор 12 подключает одновременно несколько источников 15 газа, соответствующих этим датчикам. БЦВМ 3 поддерживает режим подогрева в течение заданного времени и проводит повторное измерение давления. В результате подпитки давление увеличивается до допустимого значения, о чем сигнализируют датчики 1. Пороговый блок 8 снимает выходной сигнал и БЦВМ 3 выключает подачу напряжения на конкретный источник 15 газа. Для корпусов 2 аппаратуры, не имеющих датчиков давления 1, подпитка газом осуществляется с заданной периодичностью для каждого корпуса 2 аппаратуры. Управление с помощью БЦВМ 3 первым, вторым и третьим коммутаторами 5, 10, 12, узкополосным усилителем 6, пороговым блоком 8 и источником 11 питания позволяет подбирать индивидуальные режимы контроля для каждого корпуса 2 отдельно, а также для групп корпусов 2. Включение устройства осуществляется программным таймером 13, либо вручную, подачей сигнала на вход 14 управления пуском (при обитаемом объекте), либо по сигналу из штатной телеметрической системы 4.

Таким образом, достигается заявленный результат и предлагаемое устройство обеспечивает защиту аппаратуры объекта от разгерметизации в космосе.

Источники информации.

1. Способ контроля загрязнений элементов поверхности космического аппарата, образующихся при работе ракетных двигателей малой тяги, и устройство для его осуществления. Патент РФ №2402466, МПК B64G 1/52 (2006.01), 27.10.2010.

2. Системы спутниковой связи и навигации, Тимохович А.С., Учебно-методическое пособие для подготовки студентов по специальности 090302 (10.05.02) «Информационная безопасность телекоммуникационных систем», рис. 12б, Министерство образования и науки Российской Федерации, Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М.Ф. Решетнева, Красноярск 2016, УДК 004.3'12, ББК 32.97, Т-41. https://studopedia.net/3_34673_glava-apparatura-teleupravleniya-sputnikami-svyazi.html

3. Справочник химика 21, химия и химическая технология, стр. 211, 2010 г. https://www.chem21.info/info/11802/