Управляющие устройства летательного аппарата, например для управления его положением в пространстве (B64G1/24)
B64 Воздухоплавание; авиация; космонавтика(13655)
B64G1 Космические летательные аппараты(2160)
Способ восстановления орбитальной ориентации космического аппарата по показаниям датчика звезд // 2790354
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке режима восстановления орбитальной ориентации космического аппарата (КА) из произвольного неориентированного положения с использованием датчика звезд (ДЗ).
Изобретение относится к управлению, преимущественно информационными спутниковыми системами. Способ, обеспечивающий приведение геостационарного космического аппарата (ГКА) в точку стояния и его перевод в новую орбитальную позицию, включает измерение текущих навигационных параметров ГКА, расчет параметров коррекции орбиты и работу двигателей системы коррекции.
Способ относится к области космической техники и может использоваться для коррекции параметров движения космического аппарата (КА) от работы двигателей коррекции (ДК). В предлагаемом способе c борта КА снимают телеметрическую информацию - скорости по крену, тангажу, рысканию.
Космический аппарат для очистки околоземного космического пространства от космического мусора // 2784740
Изобретение относится к области космической техники, а конкретно, к космическим аппаратам (КА) для очистки околоземного пространства от космического мусора (КМ). КА содержит корпус с силовыми элементами, энергетическую установку, систему бесконтактного воздействия на удаляемый объект КМ, содержащую газоразрядный инжектор ионов с трехэлектродной электростатической системой ускорения ионов, и управляющую электроракетную двигательную установку.
Способ ускорения схода с орбиты космического аппарата, завершившего активное функционирование // 2783669
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ускорения схода с орбиты космического аппарата (КА), выработавшего свой ресурс. Для торможения КА на орбите разворачивают сеть из углеродных нанотрубок, причем внутрь сети в виде объемной геометрической конструкции помещают надувные баллоны из пленки из углеродных нанотрубок.
Изобретение относится к системам ориентации космических аппаратов (КА) в магнитном поле Земли (МПЗ). Согласно изобретению в качестве датчиков положения КА применяют только магнитометры, измеряющие вектор магнитной индукции (В) МПЗ в связанной системе координат (ССК) КА.
Изобретения относятся к средствам и методам обслуживания спутниковых систем различного назначения, преимущественно в эпоху достаточно развитой индустриализации околоземного и окололунного пространства. Космическая инфраструктура содержит на базовой орбите (БО), близкой к геостационарной орбите (ГСО), центры ремонта, модификации, производства и сборки элементов и систем космических объектов (КО), а также средства обслуживания КО.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ускорения схода с орбиты космического аппарата (КА), выработавшего свой ресурс. Способ ускорения схода с орбиты космического аппарата заключается в том, что осуществляют торможение связки КА и крупноячеистой сети из углеродных нанотрубок с надувными баллонами, наполненных газом, в сильно разреженных слоях атмосферы Земли за счет аэродинамического торможения надувных баллонов, наполненных газом, и взаимодействия электропроводящих нитей крупноячеистой сети из углеродных нанотрубок с магнитным полем Земли.
Изобретение относится к способам обработки и преобразования телеметрических (ТМ) данных и может быть использовано в системах автоматического сбора данных с датчиков, расположенных на борту КА. Для обеспечения измерения и преобразования информации с датчиков используется программируемый логический компаратор, на один вход которого подается информация с опрашиваемого датчика, а на другой – пороговое значение, позволяющее получить преобразованное в значение «1» или «0» значение напряжения, формируемое в виде 8-разрядного цифрового кода.
Изобретение относится к управлению движением, преимущественно сверх- и гиперзвуковых транспортных космических аппаратов (ТКА) с аэродинамическим качеством. Управляющие поверхности установлены по периметру донного среза корпуса ТКА и выполнены, каждая, в форме отклоняемого составного аэродинамического щитка с корневой и концевой частями, развернутыми друг относительно друга на угол 172°…165°.
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для коллокации (баллистического обеспечения гарантированного сосуществования) в одной и той же области околостационарной орбиты (ОСО) по долготе и широте относительно точки стояния космических аппаратов (КА).
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). В предлагаемом способе определяют корректирующие ускорения (ai) от работы двигателей коррекции (ДК), используя телеметрическую информацию (ТМИ) от системы ориентации и стабилизации КА.
Изобретение относится к области управления относительным движением космических аппаратов (КА) с солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) батареями. С помощью СБ обеспечивают положительный энергобаланс источника питания.
Изобретение относится к способу определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников. Для определения ориентации излучают радиосигналы навигационными спутниками с известными параметрами орбиты, на космическом аппарате формируют и производят выдачу команд на прием сигналов выбранных спутников, выделяют из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналы, соответствующие выданным командам, при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из антенн приемного устройства, определяют координаты космического аппарата и его ориентацию определенным образом.
Изобретение относится к радиотехнике и может использоваться для мониторинга с орбитального космического аппарата (КА) движения объекта преимущественно смещающихся природных масс ледника и оползня. Технический результат состоит в повышении точности мониторинга движения объекта.
Изобретение относится к радиолокации и может использоваться для дистанционного мониторинга с космического аппарата движения потенциально опасного объекта (ПОО). Технический результат состоит в повышении точности контроля движения потенциально опасного объекта относительно наземного пункта, достижение которого потенциально опасным объектом может привести к катастрофическим последствиям.
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с электроракетным двигателем коррекции (ЭРДК), включающему оперативное уточнение тяги ЭРДК для формирования долговременных планов коррекции орбиты КА.
Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) включает математическое моделирование орбиты КА, измерение параметров его углового движения, определение, построение и поддержание по ним заданной ориентации КА, измерение кинетического момента в системе силовых гироскопов, определение действующих на КА возмущающих моментов по измеренным параметрам углового движения и значениям кинетического момента силовых гироскопов.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА) для обеспечения ориентации на Солнце. Способ ориентации КА обеспечивает ориентацию КА относительно направления на Солнце с использованием дополнительного автономного контура управления.
Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок на околоземные орбиты с помощью многоступенчатых ракет с разгонными блоками. Согласно способу, на отделяемые элементы ракеты (в т.ч.
Изобретение относится к управлению относительным движением активного (АКА) и пассивного (ПКА) космических аппаратов. Способ включает введение в систему наблюдения и управления АКА программы с визуальным образом ПКА, например свернутым до индикаторной линии на контуре ПКА.
Развертываемая орбитальная система // 2749821
Изобретение относится к объектам, удерживаемым в заданных конфигурациях электромагнитными силами. Космический корабль (КК) (1) снабжен сверхпроводящими катушками (СК) одноименной полярности, образующими периодическую структуру, опоясывающую КК и эквивалентную двум кольцевым СК (7) на корпусе (4) КК.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. В способе компенсации потери тяги двигателями ориентации разгонного блока используют алгоритм диагностики отказов двигателей ориентации и при критической потере тяги двигателями ориентации в канале тангажа или рысканья используют двигатели ориентации в канале крена.
Энергоэффективное маневрирование спутника // 2737644
Группа изобретений относится к искусственным спутникам, маневрирующим в области околопланетных орбит. Способ включает маневр приведения главной оси чувствительности (ГОЧ) спутника (по которой на спутник действует максимальный гравитационно-градиентный вращательный момент) в плоскость орбитальной системы координат.
Способ наблюдения за движущимся телом // 2737193
Изобретение относится к способу наблюдения за движущимся телом. Технический результат заключается в обеспечении точного обнаружения движущегося тела с помощью способа наложения.
Способ ориентации космического аппарата // 2736522
Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию КА относительно направления на Солнце с использованием дополнительного автономного контура управления (АКУ), подключаемого при нарушении указанной ориентации КА.
Способ управления космическим аппаратом // 2735655
Изобретение относится к способу управления космическим аппаратом (КА). Для управления КА в процессе его эксплуатации реализуют различные режимы изменения его параметров и бортовых систем.
Изобретение относится к космической технике. Способ управляемого спуска космического аппарата с околоземной орбиты на участке гиперзвуковых скоростей заключается в управлении аппаратом за счет создания дополнительной реактивной силы, направленной вдоль вектора центробежной силы.
Способ приведения геосинхронного космического аппарата к рабочей долготе двигателями малой тяги // 2731831
Изобретение относится к приведению космического аппарата (КА) к номинальным параметрам его геостационарной орбиты при больших начальных отклонениях этих параметров от заданных значений. Согласно способу, ориентированному на применение двигателей малой тяги, приведение КА выполняют через выбираемые и достигаемые с ошибками промежуточные расчетные долготу и период обращения.
Изобретение относится к области оптико-электронного приборостроения и предназначено для применения в системах управления движением космического аппарата. Заявленное устройство контроля взаимной ориентации космических аппаратов (КА)заключается в том, что на кооперируемый КА устанавливается устройство, в корпусе которого имеется выходное окно с элементом в форме креста, задающим систему координат.
Способ коллокации на геостационарной орбите // 2729347
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для удержания космических аппаратов (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите без помех другим КА. В способе коллокации на геостационарной орбите общая номинальная область удержания по долготе (ОУД) делится поровну между участниками коллокации; средняя за виток долгота подспутниковой точки находится в центре ОУД с минимальным люфтом, благодаря выбору оптимальной зависимости сидерического периода обращения после коррекции удержания от текущего положения КА по долготе относительно центра ОУД и последовательным включениям двигателей коррекции на расчетные длительности.
Способ определения и уточнения ускорений от работы двигателей коррекции космического аппарата // 2723349
Способ относится к области космической техники и может быть использован для повышения точности коррекции орбитального движения космического аппарата (КА), оборудованного автономной аппаратурой радионавигации и работающего на прием радиосигналов от глобальных навигационных систем в режиме ежесуточных траекторных измерений и определений.
Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) и верхних ступеней (ВС) ракет-носителей (РН) во время работы маршевой жидкостной двигательной установки с отклоняемым двигателем. Отклонением маршевого двигателя реализуется программное движение РБ (ВС РН), его стабилизация, а также компенсация внешних и технологических возмущений.
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с самоколлокацией (КАСК) вблизи заданной рабочей позиции на геостационарной орбите в процессе его коллокации со смежными КА (СКА), находящимися с КАСК в единой области удержания.
Акселерометр космический // 2721589
Изобретение относится к области космической техники. Акселерометр содержит корпус, физический маятник в виде осесимметричного стержня, измеритель периода колебаний, включающий электрическую схему со встроенным в маятник вдоль его оси светодиодом, в месте, смещенном от середины рабочего цикла качания маятника внутри панели, крепящейся к корпусу акселерометра, имеется фотодатчик, включающий в себя объемную щелевую диафрагму и фотоэлемент.
Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА), производящих инспекцию других КА на орбите. Способ включает выведение КА-инспектора на опорную орбиту, аргумент широты которой совпадает с аргументом широты инспектируемого КА.
Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА), в частности, при удалении крупногабаритных фрагментов космического мусора (ФКМ) из области рабочих орбит КА в зону захоронения. Способ включает облучение ФКМ с борта КА пучком ускоренных ионов в направлении увода ФКМ.
Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) вблизи точек стояния на стационарной орбите. КА с самоколлокацией (КАСК) постоянно удерживают в заданной области удержания (ОУ) по долготе.
Изобретение относится к управлению движением сервисных космических аппаратов (СКА) реактивными двигателями коррекции (ДК) в операциях по удалению объектов космического мусора (ОКМ) с геостационарной орбиты.
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) с помощью двигателей преимущественно сверхмалой тяги (~ 0,1 Н). Отклонения орбитальных параметров от заданных начальных значений считаются большими.
Группа изобретений относится к системам навигации космических аппаратов (КА). В способе определяют углы между осями приемных антенн и направлениями на навигационные спутники (НС) с частотным разделением сигналов, включающие пары спутников, излучающих радиосигналы на одной частоте, определяют текущую высоту орбиты КА, фиксируют момент времени выхода из-за горизонта одного из пары спутников, отслеживание сигналов первого и второго спутников пары выполняют антеннами, для которых первый из спутников пары находится в поле зрения одной антенны, а второй из спутников пары находится в поле зрения другой антенны.
Устройство и способы удержания спутника на орбите. Спутник содержит северный электрический двигатель малой тяги и южный электрический двигатель малой тяги, установленные на стороне зенита, восточный химический двигатель малой тяги, установленный на восточной стороне, и западный химический двигатель малой тяги, установленный на западной стороне.
Способ ориентации космического аппарата // 2711656
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА.
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), к удержанию геостационарного КА в заданной области стояния. Способ включает удержание КА на геостационарной орбите путем выполнения циклов удержания, содержащих этапы измерений орбитальных параметров, расчета коррекций, выполнения коррекций периода, эксцентриситета и наклонения.
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), к удержанию КА на заданной долготе геостационарной орбиты. Выполняют циклы удержания содержащих измерения орбитальных параметров, расчет и выполнение коррекций.
Изобретение относится к космической технике. В способе удержания космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите рассчитывают коррекции наклонения на двух номинально противоположных активных участках (АУ), рассчитывают текущие векторы эксцентриситета на один и тот же момент - момент окончания второго АУ так, что в первом варианте учитывают тягу двигателя только на первом АУ, во втором варианте учитывают тягу двигателя только на втором АУ, по минимальному отклонению одного и другого векторов эксцентриситета от целевого вектора выбирают рабочий АУ и соответствующий ему двигатель.
Способ ориентации космического аппарата // 2706743
При управлении космическим аппаратом с использованием исправного бортового компьютера при входе в теневой участок запускают таймер, предусмотренный в блоке управления космического аппарата, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка; после выхода из теневого участка при неисправном бортовом компьютере, по сигналу таймера космический аппарат переводят в режим работы с использованием автономного контура управления, а при исправном бортовом компьютере по информации от бортового баллистического программного обеспечения отключают таймер, и управление космического аппарата осуществляют по информации исправного бортового компьютера.
Изобретение относится к области космической техники. Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников содержит этапы, на которых: включают излучение радиосигналов навигационными спутниками с известными параметрами орбиты; формируют и выдают команды на прием сигналов выбранных навигационных спутников на каналы приемного устройства, установленного на космическом аппарате; выделяют каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналы спутников, соответствующих выданным командам; принимают эти сигналы при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из антенн приемного устройства; определяют текущие координаты космического аппарата по принимаемым сигналам навигационных спутников; по координатам навигационных спутников и координатам космического аппарата определяют единичные векторы направлений от космического аппарата на навигационные спутники; определяют углы между найденным средним направлениями на все навигационные спутники; выбирают спутник, для которого эти углы минимальны; выдают команду на прием сигнала выбранного навигационного спутника; ориентацию космического аппарата в гринвичской системе координат определяют в соответствии с определенной матрицей.
Изобретение относится к космической технике, к управлению движением космических аппаратов (КА). Изобретение может быть использовано для изменения (уменьшения) величины отклонения направления импульса коррекции от фактического центра масс КА.
Изобретение относится к управлению движением группы (двух) космических аппаратов (КА) для удержания их в одной и той же узкой (по долготе) области в окрестности точки стояния. Один из КА работает в режиме автономной (или само-) коллокации (КАСК).
