RU2735223C1 - Device for protection of object against action of space - Google Patents

Device for protection of object against action of space Download PDF

Info

Publication number
RU2735223C1
RU2735223C1 RU2020112182A RU2020112182A RU2735223C1 RU 2735223 C1 RU2735223 C1 RU 2735223C1 RU 2020112182 A RU2020112182 A RU 2020112182A RU 2020112182 A RU2020112182 A RU 2020112182A RU 2735223 C1 RU2735223 C1 RU 2735223C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
switch
board computer
narrow
equipment
threshold unit
Prior art date
Application number
RU2020112182A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Ильич Заболотный
Анатолий Константинович Барышников
Ольга Владимировна Барышникова
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт автоматики им. Н.Л.Духова"(ФГУП "ВНИИА")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт автоматики им. Н.Л.Духова"(ФГУП "ВНИИА") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт автоматики им. Н.Л.Духова"(ФГУП "ВНИИА")
Priority to RU2020112182A priority Critical patent/RU2735223C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2735223C1 publication Critical patent/RU2735223C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Critical Care (AREA)
  • Emergency Medicine (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Measuring Fluid Pressure (AREA)

Abstract

FIELD: space equipment.SUBSTANCE: invention relates to space engineering, and more specifically to means of protecting space objects. Proposed device comprises n pressure sensors installed inside m of object hardware, onboard computing machine (OBDC) and standard telemetry system. Device further comprises in-series connected first switch, narrow-band amplifier, demodulator and threshold unit. Each housing of object equipment includes controlled source of gas. Control inputs of the first, second and third switches, power supply, narrow-band amplifier and threshold unit and output of threshold unit are connected to OBDC. Narrow-band amplifier has control over amplification. Power supply is made with control over connection and voltage level. Threshold unit is controlled by threshold.EFFECT: higher durability of space objects.1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к средствам защиты объектов, длительное время эксплуатируемых в космосе.The invention relates to a means of protecting objects that have been operated in space for a long time.

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.Known device [1], for monitoring the contamination of surface elements of the spacecraft (SC), formed during the operation of low-thrust rocket engines, containing covering the nozzle of the engine double coaxially located protective screens, placed behind the edge of the external protective screen tablet with a control plate and fixing elements, characterized in that the device contains selective piezoelectric sensors installed in the aforementioned and other similar plates located in the spacecraft surface areas selected for pollution control, while the outputs of the piezoelectric sensors are connected to the inputs of the standard telemetry system.

Устройство не защищает аппаратуру объекта от разгерметизации в космосе.The device does not protect the facility equipment from depressurization in space.

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.The closest technical solution to the proposed one is the control and measuring device [2] of the object containing n pressure sensors installed inside m cases of the equipment of the object placed in a vacuum, an on-board computer (onboard computer) and a standard telemetry system connected to the on-board computer, as well as receiving and transmitting equipment with an antenna switch, antenna-feeder device, channel separation equipment, channel multiplexing equipment, radio engineering trajectory measurement system, channel separation equipment for the command transmission system, onboard time standard, onboard frequency synthesizer and radio control system.

Недостатком прототипа является отсутствие защиты аппаратуры объекта от разгерметизации в космосе.The disadvantage of the prototype is the lack of protection of the facility equipment from depressurization in space.

Техническим результатом, обеспечиваемым заявляемым изобретением, является обеспечение защиты аппаратуры объекта от разгерметизации в космосе.The technical result provided by the claimed invention is to ensure the protection of the equipment of the object from depressurization in space.

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.The technical result is achieved by the fact that a device for protecting an object from the effects of space, containing n pressure sensors installed inside m cases (m≥n≥1) of the equipment of the object, located in a vacuum, an on-board computer (BCVM) and a standard telemetry system connected to The on-board computer additionally contains a first switch, a narrow-band amplifier, a demodulator and a threshold unit connected in series, a generator and a second switch connected in series, a power supply connected in series and a third switch, as well as a program timer connected to the on-board computer, a start control input connected to the on-board computer, and each body of the facility's equipment, located in a vacuum, includes a controlled gas source connected to the third switch, n pressure sensors are connected to the first and second switches, and the control inputs of the first, second and third switches, a power supply, a narrow-band amplifier and a threshold unit are connected to the on-board computer , exit by the horn unit is connected to the on-board computer, the generator is connected to the second input of the demodulator, the controlled gas sources are made in the form of a heater placed in a perforated housing containing a porophore having thermal contact with the heater, the first switch is made with n matching inputs and one output, the second switch is made with n combined outputs and one input, the third switch is made with m combined outputs and one input, the narrow-band amplifier is made with gain control, the power supply is made with turn-on and voltage level control, and the threshold unit is made with threshold control.

Такое выполнение устройства обеспечивает защиту аппаратуры объекта от разгерметизации в космосе.Such an embodiment of the device protects the equipment of the object from depressurization in space.

На фиг. 1 представлена функциональная схема устройства (в этом варианте показаны два датчика давления в четырех корпусах аппаратуры объекта).FIG. 1 shows a functional diagram of the device (this version shows two pressure sensors in four housings of the facility's equipment).

На фиг. 2 показана схема подключения и вариант размещения источника газа внутри корпуса аппаратуры объекта.FIG. 2 shows a connection diagram and a variant of placing a gas source inside the body of the facility's equipment.

Принятые обозначения:Accepted designations:

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.1 - pressure sensor, 2 - equipment case, 3 - on-board computer (BCVM), 4 - standard telemetry system, 5 - first switch, 6 - narrowband amplifier, 7 - demodulator, 8 - threshold unit, 9 - generator, 10 - second switch, 11 - power supply, 12 - third switch, 13 - program timer, 14 - start control input, 15 - controlled gas source, 16 - heater, 17 - perforated body, 18 - porophore.

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.A device for protecting an object from the effects of space, contains n≥1 pressure sensors 1 installed inside m buildings 2 (m≥n) of the equipment of the object, located in a vacuum, an on-board computer (BCVM) 3 and a standard telemetry system 4 connected to the BCVM 3 , additionally contains a series-connected first switch 5, a narrow-band amplifier 6, a demodulator 7 and a threshold unit 8, a series-connected generator 9 and a second switch 10, a series-connected power supply 11 and a third switch 12, and a program timer 13 connected to the on-board computer 3, a launch control input 14 connected to the on-board computer 3, each housing 2 of the facility's equipment placed in a vacuum includes a controlled gas source 15 connected to the third switch 12, n pressure sensors 1 are connected to the first and second switches 5, 10, and the control inputs the first, second and third switches 5, 10, 12, power supply 11, narrowband amplifier 6 and threshold unit 8 connected to the on-board computer 3, the output of the threshold unit 8 is connected to the on-board computer 3, the generator 9 is connected to the second input of the demodulator 7, the controlled gas sources 15 are made in the form of a heater 16 placed in a perforated housing 17 containing a porophore 18 having thermal contact with the heater 16, the first switch 5 is made with n matching inputs and one output, the second switch 10 is made with n matching outputs and one input, the third switch 12 is made with m matching outputs and one input, the narrowband amplifier 6 is made with gain control, the power supply 11 is made with control on switching on and voltage level, and the threshold unit 8 is made with control on the threshold.

Устройство работает следующим образом.The device works as follows.

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).The device is designed to protect against depressurization (reduction of gas pressure below normal due to leakage) of the equipment of the object, which is in space for a long time. Such equipment, as a rule, is equipped with housings with leakage values from a minimum value (sealed housings with a leak not exceeding the sensitivity threshold of a helium leak detector) to a value determined by the specific composition and purpose of the equipment (equipment with mechanical drives, optics, etc.). In addition, the equipment differs in terms of the allowable pressure drop. So, for example, for equipment with conventional low-voltage radioelements (Fig. 1 shows two cases 2), it is possible to reduce the gas pressure to the levels specified in the technical specifications for radioelements, if this is permissible under the conditions of heat exchange. Such equipment does not need gas pressure control. For other equipment (high-voltage, high-frequency, heat-loaded, etc.), the permissible decrease in gas pressure can be small and shorten the time spent in space. In the housings of such equipment, it is advisable to install pressure sensors 1 (Fig. 1 shows two housings 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.The proposed technical solution shown in Fig. 1, provides for the measurement of gas pressure in n≤m monitored enclosures 2 of the equipment of the object using n pressure sensors 1, and when the gas pressure drops below the permissible level in all enclosures 2 of the equipment of the object, it provides for feeding the equipment from controlled gas sources 15 by increasing their temperature and decomposition porophore 18 with the release of an inert gas (for example, porophore 2,2-azo-bis-isobutyronitrile, grade ChKhZ-57, emitting nitrogen [3]). Such controlled compensation of gas pressure losses allows to increase the time of the object's trouble-free stay in space and is implemented in hardware if there is a source of electrical energy at the object. Pressure sensors 1, for example, can be made inductive to reduce static electricity interference and be powered by generator 9. High-frequency voltage from generator 9 is fed to demodulator 7, and through the second switch 10 to sensors 1 alternately or simultaneously to two or more sensors 1 by the commands of the on-board computer 3 arriving at the control input of the second switch 10. From the outputs of the sensors 1, the signals are fed to the first switch 5, which connects alternately or simultaneously to the narrow-band amplifier 6 two or more sensors 1 by the commands of the on-board computer 3 arriving at the control input of the first switch 5 From the output of the narrowband amplifier 6, the signal is fed to the demodulator 7 and then to the threshold unit 8, which is triggered when the input signal decreases to the level set by the on-board computer 3 by applying a signal to the control input of the threshold unit 8. On the signal from the output of the threshold unit 8, the on-board computer 3 gives a command to the control input of the power supply 11, includes the power supply 11 and sets the level of the output voltage, which is supplied through the third switch 12 to the gas source 15 corresponding to sensor 1. In this case, the heater 16 (see. fig. 2) the gas source 15 raises the temperature of the porophore 18 enclosed in the perforated body 17 to the decomposition temperature of the porophore 18 with the release of an inert gas. In the presence of several sensors 1, signaling pressure losses, the third switch 12 simultaneously connects several gas sources 15 corresponding to these sensors. On-board computer 3 maintains the heating mode for a specified time and re-measures the pressure. As a result of the make-up, the pressure increases to an acceptable value, which is signaled by the sensors 1. The threshold unit 8 removes the output signal and the on-board computer 3 turns off the voltage supply to a specific gas source 15. For equipment bodies 2 that do not have pressure sensors 1, gas replenishment is carried out at a predetermined frequency for each equipment body 2. Control by means of on-board computer 3 the first, second and third switches 5, 10, 12, narrow-band amplifier 6, threshold unit 8 and power supply 11 allows you to select individual control modes for each building 2 separately, as well as for groups of buildings 2. The device is turned on by software timer 13, either manually, by applying a signal to the launch control input 14 (with an inhabited object), or by a signal from the standard telemetry system 4.

Таким образом, достигается заявленный результат и предлагаемое устройство обеспечивает защиту аппаратуры объекта от разгерметизации в космосе.Thus, the claimed result is achieved and the proposed device protects the facility equipment from depressurization in space.

Источники информации.Sources of information.

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), 27.10.2010.1. A method for monitoring contamination of spacecraft surface elements formed during operation of low-thrust rocket engines, and a device for its implementation. RF patent No. 2402466, IPC 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.html2. Satellite communication and navigation systems, Timokhovich AS, Study guide for training students in the specialty 090302 (10.05.02) "Information security of telecommunication systems", Fig. 12b, Ministry of Education and Science of the Russian Federation, Siberian State Aerospace University named after academician M.F. Reshetneva, Krasnoyarsk 2016, UDC 004.3'12, BBK 32.97, T-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/11802/3. Handbook of chemist 21, chemistry and chemical technology, p. 211, 2010 https://www.chem21.info/info/11802/

Claims (1)

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, отличающееся тем, что 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, размещенного 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.A device for protecting an object from the effects of space, containing n pressure sensors installed inside m cases (m≥n≥1) of the object's equipment located in a vacuum, an on-board computer (BTsVM) and a standard telemetry system connected to the onboard computer, characterized in that additionally contains a series-connected first switch, a narrow-band amplifier, a demodulator and a threshold unit, a series-connected generator and a second switch, a series-connected power supply and a third switch, as well as a program timer connected to the on-board computer, a start control input connected to the on-board computer, each case the equipment of the object, located in a vacuum, includes a controlled gas source connected to the third switch, n pressure sensors are connected to the first and second switches, and the control inputs of the first, second and third switches, a power supply, a narrow-band amplifier and a threshold unit are connected to the on-board computer, the output connection threshold block connected to the on-board computer, the generator is connected to the second input of the demodulator, the controlled gas sources are made in the form of a heater placed in a perforated casing containing a porophore having thermal contact with the heater, the first switch is made with n matching inputs and one output, the second switch is made with n matching outputs and one input, the third switch is made with m combined outputs and one input, the narrow-band amplifier is made with gain control, the power supply is made with turn-on and voltage level control, and the threshold unit is made with threshold control.
RU2020112182A 2020-03-25 2020-03-25 Device for protection of object against action of space RU2735223C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020112182A RU2735223C1 (en) 2020-03-25 2020-03-25 Device for protection of object against action of space

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020112182A RU2735223C1 (en) 2020-03-25 2020-03-25 Device for protection of object against action of space

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2735223C1 true RU2735223C1 (en) 2020-10-28

Family

ID=73398168

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020112182A RU2735223C1 (en) 2020-03-25 2020-03-25 Device for protection of object against action of space

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2735223C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EA007147B1 (en) * 2002-10-17 2006-08-25 Эпплайд Семикондактор Интернэшнл, Лтд. Semiconductive corrosion and fouling control apparatus, system and method
RU2338898C2 (en) * 2006-08-10 2008-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ФГУП ЦНИИмаш) Method for testing structure directed heat protection means and device for this effect
RU2402466C1 (en) * 2009-07-03 2010-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) Method of controlling contaminants of spacecraft surface elements brought about by low-thrust rocket engine operation and device to this end
RU2612474C1 (en) * 2015-10-13 2017-03-09 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Protection method of spacecraft from static electricity and device for its implementation
RU2671064C1 (en) * 2015-02-13 2018-10-29 Нинбо Инститьют Оф Мэтириэлз Текнолоджи Энд Энжиниэринг Чайниз Экэдэми Оф Сайэнсэз System for thermal protection and reduction of flow resistance of the super-high-speed aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EA007147B1 (en) * 2002-10-17 2006-08-25 Эпплайд Семикондактор Интернэшнл, Лтд. Semiconductive corrosion and fouling control apparatus, system and method
RU2338898C2 (en) * 2006-08-10 2008-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ФГУП ЦНИИмаш) Method for testing structure directed heat protection means and device for this effect
RU2402466C1 (en) * 2009-07-03 2010-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) Method of controlling contaminants of spacecraft surface elements brought about by low-thrust rocket engine operation and device to this end
RU2671064C1 (en) * 2015-02-13 2018-10-29 Нинбо Инститьют Оф Мэтириэлз Текнолоджи Энд Энжиниэринг Чайниз Экэдэми Оф Сайэнсэз System for thermal protection and reduction of flow resistance of the super-high-speed aircraft
RU2612474C1 (en) * 2015-10-13 2017-03-09 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Protection method of spacecraft from static electricity and device for its implementation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2735223C1 (en) Device for protection of object against action of space
Bornmann et al. GOES X-ray sensor and its use in predicting solar-terrestrial disturbances
Scherbarth et al. AFRL's Demonstration and Science Experiments (DSX) mission
US6962310B1 (en) Inflatable satellite bus
Sovey et al. Electromagnetic emission experiences using electric propulsion systems
Platino et al. Cluster observations of ELF/VLF signals generated by modulated heating of the lower ionosphere with the HAARP HF transmitter
Burns et al. Nasa probe study report: Farside array for radio science investigations of the dark ages and exoplanets (FARSIDE)
RU2724509C1 (en) Tethered monitoring platform with power supply system
Kuroiwa et al. A redundancy and operation of power control system for a deep-space small probe
RU2735162C1 (en) Device for protection of object against action of space
RU2209161C2 (en) Method and device for protection of spacecraft
Stevens et al. Summary of the CTS transient event counter data after one year of operation
Kremic Venera-D: Technology Implications
Seri et al. Mission results and anomaly investigation of HORYU-II
KURIKI et al. Japanese free-flying satellites(as Space Station interface units)
Ball et al. The CubeSat radiometer radio frequency interference technology validation (CubeRRT) mission
RU2218641C2 (en) Device protecting users in objects of increased hazard against unauthorized actions
COVAULT Tsukuba expanding mission control, vehicle checkout facilities
Ashida et al. Flight model development of Tokyo Tech nano-satellite Cute-1.7+ APD II
Tverdokhlebova et al. Plasma plume/spacecraft interaction. State of the art in investigation methodology
Stevens Working group written presentation: Spacecraft charging
Kryachko et al. Objectives of a Ukrainian solar-oriented satellite
Salasovich et al. Diagnostics and Flight Planning for the US Air Force Phillips Laboratory Electric Propulsion Space Experiment (ESEX)
Misra et al. The CubeSat Radiometer Radio Frequency Interference Technology Validation (CubeRRT) Mission
Greer Electrostatic measurement experiment, Scout Vehicle 131-R/SEV