Ракетно-космическая техника. Рубрика в журнале - Космические аппараты и технологии
Статья научная
В настоящее время существует потребность в увеличении количества пусков малых и сверхмалых спутников. Для их выведения используются ракеты космического назначения легкого класса. Для старта таких ракет целесообразно создавать специальные малогабаритные пусковые установки. В разработанных авторами методике и программе расчета нестационарных струйных течений при старте с учетом работы систем водоподачи учтены результаты экспериментов на физических моделях и натурных пусков ракет космического назначения. В процессе расчета определяются параметры двухфазного газокапельного течения в осесимметричной постановке, определяются величины силовых и тепловых нагрузок на элементы пусковой установки и ракету. Большой объем проведенных численных исследований показал, что создать для рассматриваемых условий пусковую установку минимальных размеров можно только при использовании одноразовых сменных элементов, устанавливаемых на вершине газоотражателя, который располагается на малом расстоянии от среза сопла, и двух поясов водоподачи...
Бесплатно
Статья научная
Описано устройство гидродинамического термоэмиссионного преобразователя тепловой энергии в электрическую. Данное устройство заключается в том, что в его активной зоне организуется течение потоков слабоионизированной плазмы с высокими скоростями (0,5-7,0 км/с и выше). Это позволяет располагать рабочие поверхности катода и анода гидродинамического термоэмиссионного преобразователя на расстояниях, много больше характерных для классических термоэлектрических преобразователей величин в 0,3-0,5 мм. Таким образом, повышается надежность гидродинамического термоэмиссионного преобразователя за счет отсутствия необходимости поддержания малого зазора и сведения к минимуму негативных последствий изменения формы активной поверхности катода. Наличие слабоионизированной плазмы обуславливает перенос электронов за счет её движения, что приводит к ликвидации пространственного заряда над поверхностью эмиссии, что также позволяет поддерживать достаточно большой зазор (до 5 см и выше) между катодом и анодом при тех же и лучших теплоэлектрофизических характеристиках преобразования по сравнению с классическими термоэлектрическими преобразователями...
Бесплатно
Статья научная
Рассмотрены вопросы использования стандарта Международного консультативного комитета по системам космических данных (CCSDS). Показано на примере измерения дальности космического аппарата, что рекомендации CCSDS отстают от нынешнего уровня науки и техники, что вызвано, в первую очередь, большим периодом между пересмотром рекомендаций. В рекомендациях CCSDS вопрос одновременной передачи команд и дальномерной псевдослучайной последовательности рассматривается в основном как цель использования различных поднесущих частот. Однако это противоречит требованию уменьшения ширины полосы занимаемых частот. Наиболее продуктивно использовать командную и дальномерную псевдослучайные последовательности одинаковой длительности. Важно поочередно излучать командную и дальномерную последовательности и измерять дальность по обеим последовательностям. Наиболее высокая точность измерения дальности достигается при равенстве длин дальномерной и командной последовательностей. Ещё один аспект, не рассматриваемый CCSDS, - точность измерения радиальной составляющей скорости движения космического аппарата...
Бесплатно
Статья
В работе представлена конечно-элементная модель работы автоклава, разработана методика моделирования нагрева рефлектора на формообразующей оправке и конечно-элементная модель деформирования рефлектора после снятия с оправки. Моделирование выполнено в программной среде. Разработанная методика позволяет прогнозировать форму и значения отклонений рефлектора до его изготовления, и, при необходимости, вносить конструкторско-технологические доработки. Выполнена успешная верификация результатов конечно-элементного моделирования полимеризации композитного рефлектора с помощью натурного эксперимента. Создана углепластиковая оправка для формования композитного рефлектора зеркальной антенны, которая дешевле используемой в настоящий момент инваровой оправки и требует меньше времени на изготовление. Разработаны рекомендации по совершенствованию технологического процесса изготовления композитных контурных рефлекторов зеркальных антенн на углепластиковой формообразующей оправке. Определен оптимальный режим отверждения композитного рефлектора. Результаты исследований были использованы при выполнении опытно-конструкторской работы и при изготовлении композитных контурных рефлекторов космических аппаратов.
Бесплатно
Статья научная
В большинстве современных стартовых комплексов ракет космического назначения для защиты от оплавления поверхностей, испытывающих непосредственное воздействие высокотемпературных газовых струй и акустическое воздействие, используются системы водоподачи. В статье производится оценка параметров силового и теплового нагружения газоотражателя при работе систем водоподачи на основе численного моделирования трехмерных двухфазных газокапельных течений и описывается математическая модель. Для описания течений газа используются уравнения Навье-Стокса, дополненные алгебраической моделью турбулентности подобной модели Прандтля, но учитывающей влияние капельной фазы. Термодинамические параметры определяются по модели идеального газа для механической смеси трех компонент: продуктов сгорания, атмосферного воздуха и пара, образовавшегося при испарении воды. Течение капельной фазы рассчитывается на основе континуального подхода с использованием элементов траекторного подхода. Учитываются сопротивление, испарение и дробление капель. Расчет проводится для области от среза сопла ракетного двигателя до газоотражателя. По параметрам газокапельного потока, натекающего на преграду, оцениваются значения тепловых потоков в поверхности. Приводятся результаты расчетов для вариантов, различающихся схемой водоподачи, расположением патрубков, скоростью и дисперсностью распыла.
Бесплатно
К вопросу о включении в программу исследования Венеры дополнительных технических средств
Статья
Рассматривается актуальный вопрос расширения схемы эксперимента по контактному исследованию планеты Венера путем включения в состав перспективной экспедиции мультироторного летательного аппарата как дополнительного технического средства исследования. В разработанной авторами концепции рассматривается возможность создания и осуществления запуска мультироторного летательного аппарата (как сложной технической системы) в атмосферу Венеры с целью сбора данных о составе и свойствах атмосферы планеты, а также осуществления фото- и видеосъемки ее поверхности. Такой аппарат будет функционировать определенное время в заданных эшелонах высот (зонах). Авторы предлагают установить их в спускаемый аппарат. В статье приводятся цели создания данной технической системы и задачи, которые она должна выполнить на планете Венера. В работе проиллюстрированы возможные варианты использования и схемы введения в действие мультироторного летательного аппарата в атмосфере планеты, характер его движения. В качестве модуля системы накопления энергии выбраны аккумуляторные батареи, которые значительно улучшат функционирование мультироторного летательного аппарата и увеличат длительность его пребывания в атмосфере. Показаны варианты размещения мультироторных аппаратов в разработанной модели базового спускаемого аппарата, оценены массово- габаритные параметры.
Бесплатно
Каркас солнечной батареи из труб треугольного сечения
Статья
Подавляющее большинство космических аппаратов используют в качестве первичного источника энергии солнечные батареи. Повсеместное использование солнечных батарей обусловлено простотой конструкции, надежностью, экологической безопасностью и минимальным влиянием на электронику и радиоэлементы космического аппарата. Разработка новых, более крупных космических аппаратов вызвана растущими требованиями к их функциональным возможностям. Эти требования приводят к необходимости обеспечения все больших мощностей полезной нагрузки космического аппарата, росту ее массы. Различают солнечные батареи с разным типом подложки: гибкие, полужесткие и жесткие. Многолетний опыт разработок и применения солнечных батарей привел к тому, что отечественные космические аппараты в большинстве конструкций используют солнечные батареи с полужесткой подложкой, состоящей из труб, фитингов и струн. Данная конструкция подложки имеет характеристики на уровне мировых аналогов. Повышение массы полезной нагрузки возможно скомпенсировать снижением массы системы электропитания. Так, для улучшения массово-габаритных характеристик возможна оптимизация конструкции основных несущих элементов – труб, что подразумевает более эффективное использование материала (снижение запаса прочности при неизменной жесткости каркаса). В работе представлены результаты исследования возможности модернизации конструкции каркасов планарных солнечных батарей, повышения их массово-габаритных характеристик. Исследования проводились расчетным и экспериментальными методами, изготовлены и выпущены экспериментальные образцы труб. В результате работ разработан каркас, выполненный из труб треугольного сечения и фитингов, определены массовые и механические характеристики каркаса.
Бесплатно
Статья
Основой космических систем навигации являются высокостабильные атомные стандарты частоты, формирующие высокоточную спутниковую шкалу времени и высокостабильную сетку частот, обеспечивающие выходные точностные характеристики космических систем в целом. В основу системы прецизионной термостабилизации были положены следующие основные принципы: обеспечение пространственной неоднородности тепловых потоков на основании атомных стандартов частоты с использованием гипертеплопроводящих пластин; организация управляемых с высокой точностью дозированных тепловых воздействий обогревателей; повышение точности измерения температур (абсолютных и относительных) с помощью бортового стандарта температуры. Результаты лабораторного, наземного и космического эксперимента показали, что принцип прецизионной термостабилизации работает в части учета отклонения температуры от заданной и учета влияния нестабильности питания бортовой сети, также была обеспечена точность термостабилизации с учетом угла поворота солнечных батарей от 0,025 °С (на солнечных участках орбиты) до 0,04 °С (на теневых участках орбиты). Кроме того, при применении гипертеплопроводящих пластин улучшена пространственная нестабильность термоплиты в 6 раз. В итоге разработанные мероприятия позволяют повысить точность прецизионной термостабилизации до 0,01 °С.
Бесплатно
Статья
Рассматривается процесс раскрытия двухзвенной спицы крупногабаритного трансформируемого рефлектора космического базирования. Ввиду больших затрат на проведение натурных испытаний, построение корректных математических моделей является актуальной задачей. Крупногабаритные трансформируемые конструкции состоят из нескольких соединенных между собой звеньев. При доставке на заданную орбиту они находятся в сложенном состоянии для размещения в ракете-носителе. После выхода на орбиту происходит развертывание до заданного рабочего состояния. Разработана математическая модель раскрытия спицы, усовершенствованная в части учета разделения параметров в зависимости от ее длины и от времени раскрытия, позволяющая исследовать возникающие колебания конструкции. Важным является учет люфта в соединениях. Даже незначительные зазоры в соединениях звеньев спицы могут привести к многократному возрастанию времени стабилизации системы. Разработанная математическая модель дает возможность рассматривать различные условия сопряжения звеньев, изменять массогабаритные параметры и материалы спицы. Представлены результаты моделирования, показывающие корректность математических моделей. Сделаны выводы о допустимости применения математических моделей для спиц, состоящих из большего количества звеньев.
Бесплатно
Статья
В настоящее время на различных этапах создания и отработки находится несколько проектов сервисных космических аппаратов, одной из задач которых является проведение обслуживания орбитальных объектов в максимально сжатые сроки. При планировании обслуживания требуется выполнять большой объем вычислений, связанный с выбором рациональной схемы перелета. Для уменьшения объема вычислений необходим подход, обеспечивающий поиск множества реализуемых траекторий перелета. Одним из таких подходов является метод определения границ пространственно-временных областей достижимости, позволяющий оценить априорные возможности сервисного космического аппарата по обслуживанию орбитальных объектов, расположенных на круговых орбитах. Для построения пространственно-временных областей достижимости применяется математический аппарат теории годографов, позволяющий последовательно, на основе аналитического решения оптимизационной задачи двухимпульсного перелета, определить минимальную и максимальную продолжительности движения космического аппарата, под которыми понимается время, необходимое для перелета от точки начала маневрирования до точки встречи с обслуживаемым орбитальным объектом, при условии приложения одного импульса скорости. Графическое сопоставление траекторий движения обслуживаемых орбитальных объектов и пространственно-временных областей достижимости сервисного космического аппарата позволяет определить потенциальную возможность проведения обслуживания, а также интервалы времени и фазовых углов, на которых такое обслуживание возможно. Предлагаемый метод может быть использован для поиска решения, обеспечивающего начальное приближение для последующего точного расчета траектории движения численными методами, а также построения программы управления космическим аппаратом.
Бесплатно
Метод обеспечения высокой точности формы рефлекторов зеркальных антенн космических аппаратов
Статья
В статье выполнен анализ требований, которым должны удовлетворять зеркальные антенны космических аппаратов, предназначенные для передачи высочастотных радиосигналов. Эти требования касаются прочности и жесткости конструкции, свойств материала рефлектора антенны и качества его поверхности. Отмечается, что с увеличением частоты радиосигнала возрастают требования к точности формы рефлектора. Вместе с тем существующие конструкции антенн и технологии их изготовления не позволяют обеспечить эти требования. В статье предложен оригинальный метод управления формой рефлектора зеркальной антенны, применение которого позволит создавать конструкции с высокой точностью поверхности. Этот метод предполагает, что требуемая точность формы рефлектора может быть достигнута за счет упругого деформирования его оболочки. Разработана конструкция регулировочных узлов для разного типа рефлекторов. Предложен алгоритм выбора количества узлов регулировки и мест их расположения. Этот алгоритм использует результаты конечно-элементного модального анализа оболочки рефлектора. Разработаны оригинальные конструкции осесимметричного и офсетного рефлекторов, форма оболочки которых может создаваться за счет управляемого деформирования. Предложена конструкция оболочки рефлектора со шпангоутом с расположенными на нем узлами регулирования. Такая конструкция позволяет существенно сократить количество узлов регулировки. Разработан проект рефлектора со шпангоутом и консольными спицами, обладающего малой массой и высокой жесткостью. Предложенный в статье метод обеспечения высокой точности рефлектора может найти применение при изготовлении конструкций новых космических антенн, работающих в высочастотных диапазонах.
Бесплатно
Статья
Рассматривается методика оценки малых допустимых значений параметров аэродинамической и инерционной асимметрии неуправляемого космического зонда в разреженных слоях атмосферы Марса. Представлена искомая оценка в виде области параметров асимметрии. Предполагается, что при спуске в марсианской атмосфере пространственный угол атаки космического зонда принимает малые значения. В данной работе определяется диапазон приемлемых величин переменных асимметрии космического зонда, обеспечивающий нерезонансный неуправляемый спуск в атмосфере Марса. При этом рассчитываются максимальные значения как малой аэродинамической, так и малой инерционной асимметрии космического зонда, под которым резонансные значения не достигаются угловой скоростью. Предложен алгоритм установления диапазона допустимых величин переменных асимметрии космического зонда, гарантирующий движение без резонанса в марсианской атмосфере. Результаты вычислительного моделирования подтверждают достоверность установленных с помощью представленного алгоритма ограничений, наложенных на диапазон допустимых величин переменных аэродинамической и инерционной асимметрий.
Бесплатно
Методика проектирования электрообогревателей негерметичного космического аппарата
Статья
Выявлена конструктивная особенность построения электрообогревателей для негерметичных космических аппаратов, использующих нагревательный элемент в виде ленты из материала с большим удельным сопротивлением, расположенной на плоском основании (электроизолирующей подложки) в виде змейки с организацией необходимых зазоров между лентами. Разработана математическая модель расчета основных проектных параметров электрообогревателей: мощность, масса, площадь обогреваемой поверхности. Сформирована номенклатура показателей эффективности, используемых в качестве критериев оптимизации: коэффициент использования мощности, коэффициент заполнения лентой электроизолирующей подложки, поверхностная плотность, энергомассовая эффективность, тепловая эффективность нагрева, целевая эффективность. Определены методические принципы ранжирования требований к параметрам электрообогревателей с использованием выбранных критериев оптимизации: предпочтительное использование материалов ленты с большим удельным сопротивлением и минимальной толщины. Сформулирован способ пошагового расчета параметров электрообогревателей при наличии ограничений по предельной плотности теплового потока, определяемой из условий применения электрообогревателей. Выработаны общие рекомендации по выбору параметров электрообогревателей: использовать повышенное напряжение, минимизировать толщину ленты нагревательного элемента и ширину зазора между лентами, минимальное значение длины ленты определять для предельной плотности теплового потока при заданном номинале напряжения.
Бесплатно
Статья научная
В работе представлен способ минимизации величины крутящего момента, которую необходимо генерировать для работы шарнирных узлов многоразового раскрытия-складывания. В качестве объектов исследования рассматривались шарнирные узлы механических устройств солнечных батарей многоразового раскрытия-складывания, применяемые в составе платформ космических аппаратов. В результате проведенного расчетного анализа движущих сил и моментов, действующих в шарнирных узлах в процессе их раскрытия и складывания, выявлено, что минимизация избыточной величины крутящего момента без изменения конструктивно-компоновочной схемы шарнирного узла возможна путем изменения формы зависимости усилия пружинного привода от угла поворота шарнирного узла. Рассмотрена возможность применения пружин постоянного усилия в составе пружинного привода шарнирного узла, доработаны существующие алгоритмы проектирования и разработана программа расчета геометрических и механических характеристик пружин данного типа. Получены экспериментальные данные измерений усилий пружин различной конфигурации, показывающие зависимость величины усилия от величины деформации пружины и подтверждающие работоспособность предложенного алгоритма расчета. Разработан и изготовлен прототип шарнирного узла с пружинным приводом постоянного усилия, используя который экспериментально была подтверждена возможность минимизации избыточной величины крутящего момента без необходимости изменения конструктивно-компоновочной схемы шарнирного узла с сохранением его технических характеристик.
Бесплатно
Статья
Работа посвящена некомпланарному межпланетному перелету Земля–Венера космического аппарата, оснащенного неидеально отражающим солнечным парусом, величина и направление ускорения от которого рассчитываются с учетом зеркального и диффузного отражений, поглощения и пропускания фотонов поверхностью солнечного паруса. Целью гелиоцентрического движения является попадание космического аппарата с солнечным парусом в сферу Хилла Венеры – области пространства, в которой могут двигаться тела, оставаясь спутником планеты. Особенностью работы является исследование движения космического аппарата с неидеально отражающим солнечным парусом с учетом движения относительно центра масс. Для этого задача разбивается на три этапа. На первом этапе формируется номинальная программа управления движением центра масс космического аппарата. На втором этапе определяются достаточные угловые скорости для обеспечения полученной программы номинального управления и рассчитываются параметры органов управления космического аппарата – тонкопленочных элементов управления, расположенных по периметру солнечного паруса. Принцип работы органов управления довольно прост. При изменении напряжения, подающегося на тонкопленочный элемент управления, он становится прозрачным или непрозрачным, возникает разница нормальных составляющих сил светового давления, обеспечивающая создание управляющего момента для изменения ориентации космического аппарата в пространстве. На третьем этапе проводится моделирование совместного движения центра масс и относительно центра масс космического аппарата для демонстрации реализуемости полученной программы управления. В результате проводится сравнение некомпланарных межпланетных перелетов Земля–Венера с учетом и без учета тонкопленочных элементов управления.
Бесплатно
Модернизация электромеханического спускового устройства: описание конструкции и отработка
Статья
В настоящее время в современных космических аппаратах применяется высокоточное оборудование, чувствительное к ударным воздействиям. В связи с этим возникает необходимость в создании спусковых устройств безударного типа для механизмов удержания и освобождения подвижных элементов конструкции. Данные задачи определили вектор развития электромеханических спусковых устройств, которые не содержат в своей конструкции пиротехнических средств. Наряду с новыми задачами стоят неизменные проблемы ракетно-космической техники – улучшение массово-габаритных характеристик. Однако пиротехнические элементы вынуждают использовать массивные корпуса и кронштейны для конструкций, способные выдержать резкое повышение давления и соударение исполнительных частей. Применение универсальных пиропатронов не всегда позволяет оптимизировать конструкцию механизма удержания. Также, одним из недостатков работы с пиротехническими средствами является повышенная опасность работы. В работе представлены результаты исследования возможности модернизации конструкции спусковых устройств, повышения их механических и электрических характеристик. Исследования проводились расчетным и экспериментальным методами, изготовлены и выпущены экспериментальные образцы спусковых устройств. В результате было разработано модернизированное спусковое устройство, достигнуты лучшие электрические характеристики, снизилась потребляемая мощность (снизилось время срабатывания), улучшились массово-габаритные характеристики, сократилось количество деталей конструкции.
Бесплатно
Статья
В настоящей статье приведены расчетные оценки эффекта от применения разрабатываемого в БГТУ «ВОЕНМЕХ» термоэмиссионного способа охлаждения лопаток турбин газотурбинных преобразователей космических летательных аппаратов. Актуальность разработки термоэмиссионного способа охлаждения подтверждается тем, что сейчас в Российской Федерации ведется разработка транспортно-энергетического модуля, в основе которого положен принцип газотурбинного преобразования. В данном случае предполагается, что лопатки турбины будут выполнены из керамических материалов, функционирующих в среде инертных газов, нагретых от бортового источника тепловой энергии. Одной из проблем при этом является возникновение температурных градиентов, напряжений и деформаций, что может привести к возникновению трещин. Однако, если выполнить керамические лопатки из металлоподобных соединений (бориды, карбиды, сплавы боридов и карбидов) с применением термоэмиссионного способа охлаждения, то появляется возможность существенного (более, чем в два раза) снижения как температуры лопаток турбин, так и температурных перепадов, и напряжений в конструкции лопаток турбин. В статье также показано, что снижение температурных напряжений в конструкции горячих элементов при эквивалентной тепловой нагрузке достигается за счет фундаментальных свойств термоэлектронной эмиссии, а именно благодаря зависимости интенсивности термоэлектронной эмиссии и электронного охлаждения от температуры.
Бесплатно
Обзор конструкций адаптеров современных космических аппаратов
Статья
Техническим устройством, позволяющим осуществить конструкторскую и функциональную связь космического аппарата и ракеты-носителя, является адаптер. Это устройство воспринимает нагрузки, возникающие при наземной эксплуатации и транспортировании космического аппарата, а также при старте ракеты-носителя, поэтому оно должно обладать высокими жесткостью и прочностью. В России необходимая жесткость определяется разработчиком ракеты-носителя в виде требований к собственным частотам системы «КА + адаптер», закрепленной по стыку с ракетой-носителем. Иностранные производители космической техники накладывают ограничения на массу и положение центра масс космического аппарата, предлагая при этом готовые варианты адаптеров с необходимым интерфейсом. Существуют различные конструктивные схемы адаптеров, при этом главной задачей каждой является обеспечение необходимой жесткости системы «КА + адаптер». В статье приведен обзор вариантов исполнения адаптера для одиночного запуска у различных зарубежных производителей космической техники. Подробно рассмотрены технология изготовления адаптеров, их несущая способность и габаритные размеры, способы соединения с космическим аппаратом. Приведены также способы группового запуска космических аппаратов и соответствующие им конструкции, дана оценка эффективности применения таких конструкций с точки зрения массы выводимого полезного груза.
Бесплатно
Статья научная
Представлен обзор конструкций зеркальных антенн космических аппаратов с твердотельными прецизионными размеростабильными рефлекторами. Изложена история эволюции технологии производства антенн для космических аппаратов. Сформулированы требования, предъявляемые к современным зеркальным антеннам космических аппаратов, предназначенными для передачи высочастотных радиосигналов. Рассмотрены особенности использования композиционных материалов при изготовлении рефлекторов антенн в контексте их отражающих способностей. Приведена классификация зеркальных антенн. Изложены особенности размещения антенн на космическом аппарате. Рассмотрены различные конструкции рефлекторов современных антенн. Проанализированы различные способы обеспечения точности формы и жесткости рефлекторов. Представлены различные варианты усиливающей конструкции, размещаемой на тыльной стороне рефлектора, такие как композитные рамы, ребра жесткости из сотовых панелей, изогридное подкрепление и другие варианты. Описан способ регулировки оболочки рефлектора для получения формы, близкой к идеальному параболоиду. Описаны антенны с контурной зоной обслуживания и дифхроичные антенны. Рассмотрены антенные сборки, размещаемые на космических аппаратах, и их преимущества. Подставлен обзор инженерных анализов, проводимых на этапе проектирования антенн. Рассмотрены типы испытаний, с помощью которых проверяется работоспособность антенн космических аппаратов.
Бесплатно
Обзор методов анализа микровибраций
Статья
Известно, что на сегодняшний день проблема микровибраций в конструкциях космических аппаратов является актуальной и широко исследуемой. Работа современных космических аппаратов систем спутниковой геодезии, связи, дистанционного зондирования Земли, космических телескопов связана с использованием бортовой аппаратуры, чувствительной к микровибрации. В большинстве случаев условия для нормального функционирования прецизионной аппаратуры космических аппаратов обеспечиваются за счет работы электромеханических устройств, которые, в свою очередь, являются источниками вибрации. В настоящей статье предпринята попытка осветить основные подходы к анализу микровибраций, которые существуют на данный момент. В этой связи проведен анализ как отечественных, так и зарубежных источников, в которых центральной является проблема анализа микровибраций. Сформулирована проблема микровибраций и ее роль в создании современных космических аппаратов. Приведен литературный обзор по методам и подходам к расчетному и расчетно- экспериментальному анализу микровибраций на космических аппаратах. На основе анализа публикаций по близкой тематике сформулированы задачи, которые должны быть решены в процессе анализа конструкции КА на микровибрации. Выявлены преимущества, недостатки и ограничения существующих подходов и методов.
Бесплатно
