RU2156211C1

RU2156211C1 - Spacecraft

Info

Publication number: RU2156211C1
Application number: RU99112754/28A
Authority: RU
Inventors: А.С. Гуртов; А.Н. Филатов; В.Н. Фомакин; В.С. Томина
Original assignee: Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс"
Priority date: 1999-06-15
Filing date: 1999-06-15
Publication date: 2000-09-20

Abstract

FIELD: space engineering; designing of spacecraft. SUBSTANCE: spacecraft includes instrument bay with set of automatic equipment and equipment bay with storage batteries arranged in it. Temperature control system of spacecraft includes thermal plates with sealed connectors. Thermal plates form monoblock units together with batteries. Connectors are fitted on outer wall of equipment bay. Some of their contacts are connected in parallel with positive terminal of each battery. Other contacts are connected to set of automatic equipment through remote switch. Switch is found in negative circuit of ground supply. Power supply and temperature control of spacecraft systems may be effected both from on-board and ground equipment. EFFECT: improved service life indices; enhanced safety of spacecraft. 2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к космической техникe и может быть использовано при проектировании космических аппаратов. The invention relates to space technology and can be used in the design of spacecraft.

Космическая техника среди прочих ставит перед собой задачу по увеличению срока активного существования создаваемых космических аппаратов (КА) и повышение безопасности эксплуатации КА в целом и систем, в них входящих. Наиболее трудные технические проблемы на этом пути возникают при проектировании автоматических КА. Space technology, among others, has set itself the task of increasing the active life of the spacecraft (SC) being created and increasing the safety of the spacecraft as a whole and the systems included in them. The most difficult technical problems along this path arise in the design of automatic spacecraft.

Как известно (Космические аппараты. Под общей редакцией К.П. Феоктистова, М.: Воениздат, 1993), космический аппарат представляет собой техническое устройство, состоящее, как правило, из целевой аппаратуры и обеспечивающих систем. В качестве целевой аппаратуры могут быть использованы оптические, оптико-электронные, радиотехнические или иные системы, позволяющие непосредственно выполнять поставленную перед КА задачу. В число обеспечивающих систем входят комплексная двигательная установка (КДУ), система электропитания (СЭП), бортовой комплекс управления (БКУ), система терморегулирования (СТР) и другие-системы в зависимости от типа и назначения КА. As you know (Spacecraft. Under the general editorship of KP Feoktistov, M .: Military Publishing House, 1993), a spacecraft is a technical device, consisting, as a rule, of target equipment and supporting systems. Optical, optoelectronic, radio engineering or other systems can be used as the target equipment, allowing directly to perform the task assigned to the spacecraft. The supporting systems include an integrated propulsion system (KDU), power supply system (BOT), on-board control system (BKU), temperature control system (CTR) and other systems depending on the type and purpose of the spacecraft.

К числу систем современных КА, существенно влияющих на его срок активного существования, относятся в первую очередь СЭП и СТР. У системы электропитания наиболее слабым звеном являются аккумуляторные батареи (АБ), а у СТР - подвижные электромеханические устройства (вентиляторы, насосы и т.д.). Among the systems of modern spacecraft, significantly affecting its period of active existence, are first of all BOT and STR. In the power supply system, the weakest link is the rechargeable batteries (AB), and in the STR - mobile electromechanical devices (fans, pumps, etc.).

Для продления сроков службы СЭП и СТР очень важно уменьшить время их работы в процессе наземных испытаний КА, сократив его до минимально необходимого. Минимально необходимым можно считать время, которое требуется для испытания систем, работающих только на бортовом питании и охлаждаемых только средствами СТР. In order to extend the service life of the BOT and PIT, it is very important to reduce the time of their operation during the ground tests of the spacecraft, reducing it to the minimum necessary. The minimum time that can be considered is the time required to test systems operating only on-board power supply and cooled only by means of STR.

Известна система терморегулирования для искусственного спутника Земли (патент США N 4880050, F 28 D 15/001989, аналог), которая для эффективного отвода тепла от оборудования к внешним радиационным панелям снабжена термоплатами. В данном техническом устройстве наиболее важные приборы могут быть установлены на термоплаты, по каналам которых циркулирует жидкий теплоноситель. Такой способ охлаждения приборов позволяет существенно сузить диапазон изменения рабочих температур до оптимальных и обеспечить тепловой режим бортовой аппаратуры, расположенной как в герметичном, так и в негерметичном отсеках, что положительно сказывается на ресурсных характеристиках КА. A known temperature control system for an artificial Earth satellite (US patent N 4880050, F 28 D 15/001989, analogue), which is equipped with thermal boards for efficient heat removal from the equipment to external radiation panels. In this technical device, the most important devices can be installed on thermal boards, through the channels of which the liquid coolant circulates. This method of cooling devices can significantly narrow the range of operating temperatures to optimal and provide the thermal regime of on-board equipment located in both sealed and non-sealed compartments, which positively affects the resource characteristics of the spacecraft.

Недостатком аналога является то, что при проведении наземных испытаний СТР должна быть постоянно включена для охлаждения систем КА. Продолжительные наземные испытания КА в этом случае приводят к ограничению ресурса СТР, а значит, и к уменьшению срока активного существования КА. The disadvantage of the analogue is that when conducting ground tests, the STR should be constantly on to cool the spacecraft systems. Prolonged ground tests of the spacecraft in this case lead to a limitation of the STR resource, and, therefore, to a decrease in the active life of the spacecraft.

Известен космический аппарат (прототип, 46КС-65-104-97 Т3, Центральное специализированное конструкторское бюро г. Самара), содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек с расположенными в нем обеспечивающими и иными устройствами, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат с основными и технологическими гидравлическими каналами, включенными в контур СТР, систему электропитания, состоящую из располагаемой на внешних элементах конструкции КА солнечной батареи, установленных в приборном отсеке комплекса автоматики и стабилизации напряжения с устройством для подключения наземного электрического питания, размещенных в агрегатном отсеке аккумуляторных батарей с кабелями связи с другими приборами. Famous spacecraft (prototype, 46KS-65-104-97 T3, Central Specialized Design Bureau of Samara), containing a compartment with target equipment, a sealed instrument compartment with supporting and other devices located in it, an aggregate compartment with an integrated propulsion system, temperature control with hydraulic circuits and devices for the selection, supply and discharge of heat, including those made in the form of thermocouples with the main and technological hydraulic channels included in the CTP circuit, e ektropitaniya consisting of elements external to the available designs of spacecraft solar battery mounted in the instrument compartment complex automation and stabilize the voltage with a device for ground connecting electrical power distributed in the aggregate compartment of rechargeable batteries with cables communication with other devices.

На чертеже показано устройство прототипа. Известный КА состоит из отсека с целевой аппаратурой 1, герметичного приборного отсека 2, системы терморегулирования 3, агрегатного отсека (АО) 4 с размещенной в нем КДУ 5, системы электропитания, содержащей комплекс автоматики и стабилизации напряжения 6, солнечную батарею 7 и аккумуляторные батареи 8. Аккумуляторные батареи 8 и соответствующие термоплаты 9 образуют моноблок, поскольку последние прикреплены к АБ 8 стягивающими винтами (не показаны). Трубопроводы 10 и 11 и каналы 12 и 13, выполненные в термоплате 9, образуют гидравлические магистрали, одна из которых последовательно встроена в контур СТР 3, а другая является разомкнутой. Моноблоки установлены на стенке агрегатного отсека, причем узлы крепления 14 выполнены в корпусе АБ 8. АБ 8 имеют соединители 15 и 16, содержащие "плюсовые" и "минусовые" контакты. Для подключения к шинам бортового питания цепей наземного питания, используемого для проведения испытаний КА и включения СЭП, предназначены гермосоединители 17, 18 и дистанционные переключатели 19 и 20, коммутирующие "минусовую" и "плюсовую" цепи наземного питания соответственно. АБ 8 подключены к шинам бортового питания через соединители 15 и 16, кабели 21 и 22 и гермосоединители 23. При этом шина "минус" связана с контактами "минус" соединителя 16 АБ 8, а шина "плюс" связана с контактами "плюс" соединителя 15 через зарядно-разрядное устройство (ЗРУ) 24 и дистанционный переключатель 25, входящие в состав комплекса автоматики и стабилизации напряжения 6. The drawing shows a prototype device. Known spacecraft consists of a compartment with the target equipment 1, a sealed instrument compartment 2, a temperature control system 3, an aggregate compartment (AO) 4 with a KDU 5 located in it, a power supply system containing a complex of automation and voltage stabilization 6, a solar battery 7 and rechargeable batteries 8 The batteries 8 and the corresponding thermal boards 9 form a monoblock, since the latter are attached to the AB 8 by tightening screws (not shown). Pipelines 10 and 11 and channels 12 and 13, made in the thermoplate 9, form hydraulic lines, one of which is sequentially integrated into the PAGE 3 circuit, and the other is open. Monoblocks are mounted on the wall of the aggregate compartment, and the attachment points 14 are made in the housing of the battery 8. Battery 8 has connectors 15 and 16, containing "plus" and "minus" contacts. To connect the ground supply circuits used to test the spacecraft to the onboard power supply buses and turn on the BOTs, the pressure switches 17, 18 and remote switches 19 and 20 are used, switching the "negative" and "plus" ground supply circuits, respectively. AB 8 is connected to the onboard power buses through connectors 15 and 16, cables 21 and 22, and pressure connectors 23. In this case, the minus bus is connected to the minus contacts of the 16 AB 8 connector, and the plus bus is connected to the plus contacts of the connector 15 through a charge-discharge device (ZRU) 24 and a remote switch 25, which are part of the automation and voltage stabilization complex 6.

Аккумуляторные батареи 8 установлены в АО 4, что существенно уменьшает плотность размещения приборов в отсеке 2. При этом АБ должны быть герметичными и конструктивно выполненными для охлаждения термоплатами. Этим требованиям наиболее полно удовлетворяют никель-водородные АБ. Rechargeable batteries 8 are installed in AO 4, which significantly reduces the density of the devices in compartment 2. At the same time, the batteries must be airtight and structurally designed for cooling thermal boards. These requirements are most fully met by nickel-hydrogen batteries.

Известное устройство КА позволяет упростить технологию проведения наземных испытаний, ограничить монтажные работы на КА в полевых условиях, улучшить ресурсные характеристики СЭП, СТР и КА в целом. Кроме того, питание бортовой аппаратуры может быть осуществлено как от наземного, так и бортового источника. The known device of the spacecraft allows to simplify the technology of ground tests, to limit the installation work on the spacecraft in the field, to improve the resource characteristics of the SEP, STR and the spacecraft as a whole. In addition, on-board equipment can be powered from both ground and airborne sources.

Допустим, что АБ 8 устанавливаются вместе с термоплатами 9 в АО 4 до начала наземных испытаний. В этом случае на всех этапах испытаний можно использовать для охлаждения АБ 8 дополнительные технологические каналы 13, включив их последовательно или последовательно-параллельно в контур наземного устройства обеспечения теплового режима. При этом СТР 3 не включается, а значит, ее ресурсные характеристики не ухудшаются. Предварительное закрепление термоплаты 9 к соответствующей АБ 8 до их установки в АО 4 обеспечивает надежный контакт с точки зрения теплосъема. Применение термоплаты в процессе наземных испытаний создает оптимальный тепловой режим АБ 8, что позволяет сохранять ее ресурсные характеристики. Кроме того, исключаются монтажные работы в полевых условиях. С целью сохранения ресурсных характеристик АБ 8 на ЗИ можно использовать технологические аккумуляторные батареи, а штатные батареи устанавливать после завершения испытаний на заводе-изготовителе (ЗИ). Suppose that AB 8 is installed together with thermal boards 9 in AO 4 before the start of ground tests. In this case, at all stages of the tests, additional technological channels 13 can be used to cool the AB 8, including them sequentially or sequentially in parallel in the circuit of the ground-based thermal regime device. In this case, STR 3 does not turn on, which means that its resource characteristics do not deteriorate. The preliminary fixing of the thermal board 9 to the corresponding AB 8 before their installation in AO 4 provides reliable contact from the point of view of heat removal. The use of thermal boards in the process of ground testing creates the optimal thermal regime of AB 8, which allows you to save its resource characteristics. In addition, installation work in the field is excluded. In order to preserve the resource characteristics of AB 8, it is possible to use technological rechargeable batteries on the ZI, and install standard batteries after completion of the tests at the factory (ZI).

Необходимо отметить, что заряд аккумуляторов проводится путем непосредственного подключения наземного зарядно-разрядного устройства к выводам АБ. Такая операция может быть проведена до установки АБ на КА или при установленных на штатные места АБ. Из-за существенного саморазряда никель-водородных АБ первый вариант заряда аккумуляторов практически не может быть использован. Применение второго варианта технически возможно, но при этом ухудшаются ресурсные характеристики и безопасность эксплуатации системы электропитания и КА в целом. Допустим, что при проведении наземных испытаний КА от бортового питания и имитатора солнечной батареи (в качестве имитатора солнечной батареи служит источник постоянного тока) включаются наземные ЗРУ с целью заряда АБ. В этом случае на шины бортового питания действуют два автономных источника тока с различными параметрами, что может привести к выходу из строя элементов СЭП. Кроме того, на безопасность эксплуатации КА влияет тот факт, что контакты соединителей (на фиг. 1 не показаны), используемых для подключения кабелей наземного ЗРУ и устанавливаемых на внешней поверхности КА, постоянно находятся под напряжением АБ. Это может привести к возникновению короткого замыкания АБ как в процессе наземных испытаний, так и в процессе штатной эксплуатации КА. Короткое замыкание в цепях заряда АБ способно как минимум снизить гарантии по ресурсным показателям АБ и аппаратуры СЭП, а в худшем случае вообще вывести их из строя. It should be noted that the battery charge is carried out by directly connecting the ground charging-discharge device to the battery terminals. Such an operation can be carried out before installing the battery on the spacecraft or when installed on the regular places of the battery. Due to the significant self-discharge of nickel-hydrogen batteries, the first battery charge option can hardly be used. The application of the second option is technically possible, but at the same time, the resource characteristics and operational safety of the power supply system and the spacecraft as a whole are deteriorating. Suppose that during ground tests of a spacecraft from onboard power and a solar battery simulator (a direct current source is used as a solar battery simulator), ground-based switchgears are turned on to charge the battery. In this case, two autonomous current sources with different parameters act on the onboard power buses, which can lead to failure of the elements of the BOT. In addition, the safety of the spacecraft operation is affected by the fact that the contacts of the connectors (not shown in Fig. 1) used to connect the cables of the ground switchgear and installed on the outer surface of the spacecraft are constantly under voltage. This can lead to the occurrence of a short circuit of the battery both during ground tests and during the normal operation of the spacecraft. A short circuit in the charge circuits of the battery can at least reduce the warranty on the battery life indicators and BOT equipment, and in the worst case, completely disable them.

Таким образом, все эти факторы ухудшают характеристики КА в целом. Thus, all these factors worsen the characteristics of the spacecraft as a whole.

Задачей изобретения является улучшение ресурсных показателей и повышение безопасности эксплуатации системы электропитания, в частности, и КА в целом. The objective of the invention is to improve resource indicators and increase the safety of operation of the power supply system, in particular, and the spacecraft as a whole.

Указанная задача решается тем, что в известном космическом аппарате, содержащем отсек с целевой аппаратурой, герметичный отсек с расположенными в нем обеспечивающими и иными устройствами с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат с гидравлическими каналами, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, установленного в приборном отсеке комплекса автоматики и стабилизации напряжения с дистанционными переключателями для включения (отключения) наземного питания, размещенных в агрегатном отсеке аккумуляторных батарей с термоплатами, один вывод каждой батареи непосредственно соединен с "минусовой" шиной бортового питания, а другой - с "плюсовой" шиной через дистанционный переключатель и зарядно-разрядное устройство, на внешней стенке корпуса аппарата, например агрегатного отсека, установлены соединители, при этом одна часть контактов этих соединителей подключена непосредственно к "плюсовому" выводу каждой аккумуляторной батареи параллельно, а другая часть через гермосоединители подключена к входу дистанционного переключателя комплекса автоматики и стабилизации напряжения, расположенного в "минусовой" цепи наземного питания. This problem is solved by the fact that in the known spacecraft containing a compartment with the target equipment, a sealed compartment with supporting and other devices located in it with an integrated propulsion system, a temperature control system with hydraulic circuits and devices for the selection, supply and discharge of heat, including made in the form of thermal boards with hydraulic channels, an electrical power system consisting of a solar battery installed in the instrument compartment of the automation and voltage stabilization complex with remote switches to enable (disable) ground power, located in the aggregate compartment of batteries with thermal cards, one terminal of each battery is directly connected to the "negative" bus power supply, and the other to the "plus" bus through a remote switch and a charge-discharge device, Connectors are installed on the outer wall of the device’s case, for example, the aggregate compartment, while one part of the contacts of these connectors is connected directly to the “positive” terminal of each battery of the second battery in parallel, and the other part is connected through the power connectors to the input of the remote switch of the automation and voltage stabilization complex located in the "negative" circuit of the ground supply.

На фиг. 1 и 2 показано предлагаемое устройство КА. Он состоит из отсека с целевой аппаратурой 1, герметичного приборного отсека 2, системы терморегулирования 3, агрегатного отсека 4 с размещенной в нем комплексной двигательной установкой 5, системы электропитания, содержащей комплекс автоматики и стабилизации напряжения 6, солнечную батарею 7 и аккумуляторные батареи 8. Аккумуляторные батареи 8 и соответствующие термоплаты 9 образуют моноблок, поскольку последние прикреплены к АБ стягивающими винтами (не показано). Моноблоки установлены на конструкции агрегатного отсека. Трубопроводы 10 и 11 с каналами 12 и 13, выполненными в термоплате, образуют гидравлические магистрали, одна из которых последовательно встроена в контур СТР 3, а другая образует свою разомкнутую магистраль для подключения к ней наземных средств обеспечения теплового режима КА. Узлы крепления 14 моноблоков выполнены в корпусе АБ 8. АБ 8 имеют электрические соединители 15 и 16, содержащие "плюсовые" и "минусовые" контакты. Для проведения испытаний КА и включения СЭП кроме бортового питания используется наземное питание, которое через гермосоединители 17 и 18 по "минусовому" выходу подключенo к "минусовой" шине бортового питания через дистанционный переключатель 19, а по "плюсовому" выходу подключено к "плюсовой" шине бортового питания (на фиг. 1 и 2 обозначены "жирной" линией) через дистанционный переключатель 20. Аккумуляторные батареи подключены к шинам бортового питания через соединители 15, 16, кабели 21, 22 и гермосоединители 23. При этом шина "минус" связана с соответствующими контактами "минус" соединителя 16 АБ 8 (на фиг. 1, 2 электрические связи показаны только для одной АБ), а шина "плюс" соответственно связана с контактами соединителя 15 через зарядно-разрядное устройство 24 и дистанционный переключатель 25 комплекса автоматики и стабилизации напряжения 6. Для проведения заряда АБ 8 на внешней стенке АО 4 установлены специальные соединители 26, 27, при этом одна часть контактов этих соединителей подключена непосредственно к выводу "плюс" каждой аккумуляторной батареи параллельно, а другая часть - через гермосоединители 23 подключена к входу дистанционного переключателя 19 комплекса автоматики и стабилизации напряжения 6, контакты которого включены в "минусовую" цепь наземного питания. In FIG. 1 and 2 show the proposed device KA. It consists of a compartment with the target equipment 1, a sealed instrument compartment 2, a temperature control system 3, an aggregate compartment 4 with an integrated propulsion system 5 installed in it, a power supply system containing a complex of automation and voltage stabilization 6, a solar battery 7 and rechargeable batteries 8. Rechargeable batteries the batteries 8 and the corresponding thermal boards 9 form a monoblock, since the latter are attached to the battery by tightening screws (not shown). Monoblocks are installed on the design of the aggregate compartment. Pipelines 10 and 11 with channels 12 and 13 made in the thermal plate form hydraulic lines, one of which is sequentially integrated into the STR 3 circuit, and the other forms its open line for connecting ground-based means to ensure the spacecraft's thermal regime. The attachment points of 14 monoblocks are made in the housing of AB 8. AB 8 have electrical connectors 15 and 16, containing "plus" and "minus" contacts. In addition to the on-board power supply, ground-based power is used to test the spacecraft and turn on the EPA, which is connected via the negative connectors 17 and 18 to the "negative" on-board power supply via a remote switch 19, and is connected to the "plus" bus via the "positive" output the on-board power supply (in Figs. 1 and 2 are marked with a bold line) through the remote switch 20. The batteries are connected to the on-board power supply buses through connectors 15, 16, cables 21, 22 and power connectors 23. The minus bus is connected to the existing minus contacts of the connector 16 AB 8 (in Fig. 1, 2, the electrical connections are shown for only one AB), and the plus bus is respectively connected to the contacts of the connector 15 through the charge-discharge device 24 and the remote switch 25 of the automation and stabilization complex voltage 6. To conduct the charge of AB 8, special connectors 26, 27 are installed on the outer wall of AO 4, while one part of the contacts of these connectors is connected directly to the plus terminal of each battery in parallel, and the other part is connected through the hermetic the connectors 23 are connected to the input of the remote switch 19 of the automation and voltage stabilization complex 6, the contacts of which are included in the "negative" circuit of the ground supply.

Использование термоплат 9 с каналами 12 и 13, а также дистанционного переключателя 25 и введенных вновь соединителей 26, 27 позволяeт решить поставленные задачи. The use of thermal boards 9 with channels 12 and 13, as well as a remote switch 25 and newly introduced connectors 26, 27, allows solving the set tasks.

Допустим, что КА находится на бортовом питании от аккумуляторных батарей и имитатора солнечной батареи (см. фиг. 2). При этом контакты дистанционных переключателей 25 всех АБ замкнуты, а контакты дистанционных переключателей 19 и 20 разомкнуты. В таком положении контактов перечисленных дистанционных переключателей наземный источник питания для заряда АБ невозможно подключить к выводам АБ, так как цепь по "минусу" разомкнута контактами дистанционного переключателя 19. Значит, на шины бортового питания не могут одновременно действовать напряжения от двух источников наземного питания, и полностью исключается возможность возникновения аварийной нагрузки. Assume that the spacecraft is on-board powered by batteries and a solar simulator (see Fig. 2). Moreover, the contacts of the remote switches 25 of all batteries are closed, and the contacts of the remote switches 19 and 20 are open. In this position of the contacts of the listed remote switches, the ground power source for the battery charge cannot be connected to the terminals of the battery, since the minus circuit is open by the contacts of the remote switch 19. Therefore, the voltage from two ground power sources cannot act on the on-board buses simultaneously, and the possibility of an emergency load is completely excluded.

Допустим, что КА находится на наземном питании (см. фиг. 1). В этом случае контакты дистанционного переключателя 25 разомкнуты, а контакты дистанционных переключателей 19 и 20 замкнуты. В таком положении контактов перечисленных дистанционных переключателей наземный источник питания для заряда АБ подключается к выводам АБ 8 по "минусу" через контакты дистанционного переключателя 19, а по "плюсу" - непосредственно. При этом напряжение от данного источника не действует на шины бортового питания. Следует отметить, что охлаждение АБ в процессе их заряда может быть осуществлено как от штатной СТР 3, например на стартовом комплексе, так и от наземной системы терморегулирования через технологические каналы 14 во время испытаний КА. Assume that the spacecraft is on ground power (see Fig. 1). In this case, the contacts of the remote switch 25 are open, and the contacts of the remote switches 19 and 20 are closed. In this position of the contacts of the listed remote switches, the ground power supply for charging the AB is connected to the terminals of the AB 8 by the "minus" through the contacts of the remote switch 19, and by the "plus" - directly. In this case, the voltage from this source does not affect the bus power supply. It should be noted that AB cooling in the process of their charge can be carried out both from a standard STP 3, for example, at a launch complex, and from a ground-based thermal control system through technological channels 14 during spacecraft tests.

Контакты соединителей 15, 16 во время штатной эксплуатации КА не находятся под разностью напряжения АБ 8, так как в этом случае "минус" АБ разъединен контактами дистанционного переключателя 19. The contacts of the connectors 15, 16 during normal operation of the spacecraft are not under the voltage difference AB 8, since in this case the “minus” AB is disconnected by the contacts of the remote switch 19.

Таким образом, применение предлагаемого устройства позволяет повысить безопасность эксплуатации СЭП и КА в целом и улучшить их ресурсные показатели без ухудшения других характеристик КА. Thus, the use of the proposed device allows to increase the safety of operation of the BOT and spacecraft as a whole and to improve their resource indicators without compromising other characteristics of the spacecraft.

Claims

A spacecraft containing a compartment with the target equipment, a sealed compartment with supporting and other devices located in it, an aggregate compartment with an integrated propulsion system, a system with hydraulic circuits and devices for the selection, supply and discharge of heat, including those made in the form of thermal boards with hydraulic channels, a power supply system consisting of a solar battery installed in the instrument compartment of the automation and voltage stabilization complex with remote switches for turning on and / and and disconnecting ground power, as well as storage batteries with thermal boards located in the aggregate compartment, with one terminal of each battery directly connected to the minus bus of the onboard power supply, and the other to the plus bus via a remote switch and a charge-discharge device, characterized in that on the outer wall of the device’s body, for example, the aggregate compartment, connectors are installed, while one part of the contacts of these connectors is connected directly to the “positive” terminal of each battery in parallel It is true, and the other part is connected through one or more hermetic connectors to the input of the remote switch of the automation and voltage stabilization complex located in the minus circuit of the ground supply.