Устройство управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения

Изобретение относится к оборудованию космического корабля (КК). Устройство управления размещенной на космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения (АН) (1) содержит корпус (4), двухстепенной подвес с датчиками (12, 15) угла и приводами (13, 16) на его осях, а также вычислительное устройство (17). В корпусе выполнены отверстия (5, 6) и установлены стационарное (9) и подвижное (10) зеркала. На отверстии (5) расположен узел разъемного крепления АН (1). На отверстии (6) расположен узел съемной установки корпуса на иллюминатор (3). Стационарное зеркало (9) установлено с совмещением нормали N1 к его плоскости с биссектрисой прямого угла между лучами (20) и (21), отражаемыми зеркалом вдоль направлений к АН (1) и зеркалу (10). Аналогичная нормаль N2 зеркала (10) совмещена с биссектрисой угла между лучом (20) и лучом (23), проходящим через отверстие (6) и иллюминатор (3) к подстилающей поверхности (19). Зеркала обеспечивают наведение оси чувствительности АН (1) на заданные объекты наблюдения без поворота самой АН. Технический результат направлен на повышение точности наведения и отслеживания заданных объектов посредством различной сменной АН. 1 ил.

 

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения управления размещенной на пилотируемом космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения подстилающей поверхности.

Известна система управления телевизионным видеоспектральным комплексом космического аппарата (патент РФ 2068801, МПК 6: B64G 9/00), содержащая функциональные блоки автоматического наведения и отслеживания заданных целей, координаты которых вводятся в систему, функциональные блоки управления наведением поворотной платформы и переориентации комплекса аппаратуры от экипажа и функциональные блоки контроля и квитирования управляющей информации, в том числе система включает: автоматическую стабилизированную платформу с целевой научной аппаратурой и телевизионной системой, блок задания параметров движения космического аппарата (КА), блок задания текущей ориентации КА, блоки задания координат целей в инерциальной, орбитальной и гринвичской системах координат, наземную и бортовую телефонно-телеграфные системы, блок синхронизации приема телефонно-телеграфных сообщений, блоки формирования углового положения, блок определения угловой скорости наведения, блок формирования управляющих воздействий.

Функционирование системы включает наведение и отслеживание целей, при которых выполняется переориентация оси визирования установленной на поворотной платформе телевизионной и научной аппаратуры на выбираемую в реальном времени по ТВ-изображению цель с последующим автоматическим отслеживанием цели, в том числе выполняется определение пространственного положения прибора наведения относительно КА, задание координат целей, определение положения целей относительно прибора наведения, расчет углов поворота прибора наведения и повороты прибора наведения.

К недостаткам системы относится, в частности, то, что допускается наведение только на цели, с одной стороны, ограниченные диапазоном углов поворота поворотной платформы, а с другой стороны, ограниченные попаданием в текущий кадр ТВ-изображения, который, кроме упомянутого ограничения по диапазону углов поворота поворотной платформы, имеет ограниченный охват, определяемый полем зрения ТВ-камеры. При этом сам факт размещения аппаратуры наведения на поворотной платформе ограничивает свободу перемещения аппаратуры при ее нацеливании и сопровождении цели экипажем КА.

Известно устройство ориентации целевой аппаратуры КА на основе автоматических поворотных платформ (Лобанов B.C., Тарасенко Н.В., Шульга Д.Н., Зборошенко В.Н., Федосеев С.В., Хаханов Ю.А. Системы наведения целевой аппаратуры на основе автоматических поворотных платформ для PC МКС. XIV Санкт-Петербургская Международная Конференция по интегрированным навигационным системам, 28-30 мая 2007, стр. 206-213. Санкт-Петербург, Россия, 2007), включающее установленную на КА в двух- или трех- степенном кардановом подвесе с приводами по каждой из осей платформу, установленные на платформе измерители угловой скорости (ИУС), астродатчик, вычислительное устройство, сумматоры и интеграторы.

При использовании устройства система управления угловым движением платформы обеспечивает измерение проекций абсолютной угловой скорости вращения платформы на ее связанные оси. Сигнал с ИУС поступает на соответствующие сумматоры, куда также поступают сигналы управления, вычисляемые в вычислительном устройстве, разности этих сигналов интегрируются и поступают в вычислительное устройство, где пересчитываются в управляющие воздействия на приводы. Астродатчик системы управления платформой используется для измерения начального положения платформы.

К недостатками устройства относится, в частности, то, что автоматические поворотные платформы с целевой аппаратурой возможно размещать только на КА, инерционно-массовые характеристики (масса, моменты инерции) которых на два, три и более порядка превышают инерционно-массовые характеристики автоматических поворотных платформ с целевой аппаратурой.

Известно устройство ориентации целевой аппаратуры КА (Аншаков Г.П., Макаров В.П., Мантуров А.И., Мостовой Я.А. Методы и средства управления в высокоинформативном наблюдении Земли из космоса. XIV Санкт-Петербургская Международная конференция по интегрированным навигационным системам, 28-30 мая 2007, стр. 165-173. Санкт-Петербург, Россия, 2007), содержащее бортовую вычислительную систему, астродатчики, измерители угловой скорости вращения КА, силовые гироскопы и магнитную систему сброса аккумулируемого силовыми гироскопами кинетического момента.

При использовании устройства осуществляется измерение параметров углового движения КА, формирование и выдача на приводы инерционных исполнительных органов управляющих сигналов, создание минимальных моментов инерции КА путем перемещения аппаратуры и элементов конструкции к центру масс КА, изменение параметров углового движения инерционных масс инерционных исполнительных органов и соответствующее ему изменение параметров углового движения КА с неподвижно установленной на нем целевой аппаратурой, определение накопленного инерционными массами инерционных исполнительных органов кинетического момента, формирование и выдача управляющих сигналов в систему сброса кинетического момента.

К недостаткам устройства относится, в частности, то, что для обеспечения переориентации (программных поворотов) и стабилизации в требуемом положении целевой аппаратуры необходимо использовать инерционные массы инерционных исполнительных органов.

Известно устройство ориентации целевой аппаратуры КА (патент РФ 2412873(13) С1; МПК B64G 1/24 (2006.01), B64G 1/22 (2006.01); заявка №2009140630/11, 02.11.2009; опубликовано: 27.02.2011 Бюл. №6 - прототип), особенность которого состоит в исключении традиционно используемых в инерционных исполнительных органах инерционных масс (роторов, маховиков) и применение в их качестве элементов конструкции КА (ЭККА) с обеспечивающими системами. Устройство в виде, например, бесплатформенной инерциальной системы управления содержит систему сброса кинетического момента, вычислительное устройство и подключенные к нему датчики и измерители угловой скорости. Имеются также подключенные к вычислительному устройству механизм перемещения ЭККА с указанным выше подвесом с подвижной относительно ЭККА целевой аппаратурой, датчики угла и приводы инерционных исполнительных органов.

При использовании устройства целевую аппаратуру размещают подвижно относительно ЭККА в подвесе, по осям которого устанавливают приводы указанных исполнительных органов и датчики угла, перемещают ЭККА от центра масс КА и от центра подвеса целевой аппаратуры, совмещают центры масс целевой аппаратуры и подвеса. Тем самым создают максимальные моменты инерции ЭККА и расположение продольной оси КА в положении устойчивого равновесия (по местной вертикали). По параметрам углового движения целевой аппаратуры и ЭККА определяют величину накопленного кинетического момента и формируют управляющие сигналы на приводы инерционных масс и систему сброса кинетического момента, обеспечивая требуемое изменение параметров углового движения целевой аппаратуры и ЭККА.

К недостаткам устройства - прототипа относится, в частности, то, что при использовании в качестве целевой аппаратуры аппаратуры для съемки подстилающей поверхности наведение оси чувствительности аппаратуры на объекты съемки выполняется путем поворотов непосредственно самой целевой аппаратуры. Это, с одной стороны, накладывает ограничения на месторасположение аппаратуры в моменты ее использования (данные ограничения связаны с необходимостью работы с аппаратурой в различных ее положениях относительно КА), а с другой стороны, предъявляет существенные требования к техническим характеристикам подвеса и его приводов (данные требования должны соответствовать масс - инерционным и габаритным характеристикам аппаратуры).

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение высокоточного целевого управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в обеспечении реализации высокоточного наведения и отслеживания заданных на подстилающей поверхности объектов наблюдения посредством различной сменной аппаратуры наблюдения с использованием снабженного стационарным и подвижным зеркалами устройства управления наведением аппаратуры наблюдения, устанавливаемого на иллюминатор космического корабля.

Технический результат достигается тем, что устройство управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения содержит корпус с двухстепенным подвесом с размещенными по осям подвеса датчиками угла и приводами, соединенными с вычислительным устройством, в отличие от прототипа в корпусе выполнены отверстия, на одном из которых расположен узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения, а на другом расположен узел съемной установки корпуса на иллюминатор, и введены стационарное и подвижное зеркала, размещенные в корпусе, при этом стационарное зеркало установлено с совмещением нормали к плоскости зеркала с биссектрисой прямого угла между лучами, выходящими из точки стационарного зеркала и проходящими соответственно через точку подвижного зеркала и через упомянутое отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения вдоль оси чувствительности закрепленной на корпусе аппаратуры наблюдения, а подвижное зеркало установлено на подвесе с совмещением нормали к плоскости зеркала с биссектрисой угла между лучами, выходящими из точки подвижного зеркала и проходящими соответственно через точку стационарного зеркала и через упомянутое отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор, при этом одна ось подвеса проходит через подвижное зеркало и упомянутое отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор, а другая ось подвеса размещена в плоскости подвижного зеркала перпендикулярно первой оси повеса на расстоянии от плоскости узла съемной установки корпуса на иллюминатор, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора, определяемом формулой где R и K - радиус и толщина иллюминатора, Н - расстояние от космического корабля до подстилающей поверхности, L - требуемое значение радиуса зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления аппаратурой наблюдения, причем выход вычислительного устройства соединен с аппаратурой наблюдения.

Изобретение поясняется рисунком, на котором представлена схема, поясняющая предлагаемое устройство.

На рисунке введены обозначения:

1 - аппаратура наблюдения;

2 - устройство управления аппаратурой наблюдения;

3 - иллюминатор;

4 - корпус;

5 - отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения;

6 - отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор;

7 - узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения;

8 - узел съемной установки корпуса на иллюминатор;

9 - стационарное зеркало;

10 - подвижное зеркало;

11 - первая ось подвеса;

12 - датчик угла, размещенный на первой оси подвеса;

13 - привод, размещенный на первой оси подвеса;

14 - вторая ось подвеса;

15 - датчик угла, размещенный на второй оси подвеса;

16 - привод, размещенный на второй оси подвеса;

17 - вычислительное устройство;

18 - ось чувствительности аппаратуры наблюдения;

19 - подстилающая поверхность;

20 - направление от одного зеркала на другое (направление от стационарного зеркала на подвижное зеркало / направление от подвижного зеркала на стационарное зеркало);

20- луч, выходящий из точки стационарного зеркала и проходящий через точку подвижного зеркала;

21- луч, выходящий из точки стационарного зеркала и проходящий через отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения вдоль оси чувствительности закрепленной на корпусе аппаратуры наблюдения;

22 - луч, выходящий из точки подвижного зеркала и проходящий через точку стационарного зеркала;

23 - луч, выходящий из точки подвижного зеркала и проходящий через отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор;

N1 - нормаль к плоскости стационарного зеркала;

N2 - нормаль к плоскости подвижного зеркала;

b1 - угол нижней границы диапазона значений углов плоскости

подвижного зеркала с первой осью подвеса;

b2 - угол верхней границы диапазона значений углов плоскости

подвижного зеркала с первой осью подвеса;

М - расстояние от второй оси подвеса до плоскости узла съемной установки корпуса на иллюминатор, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора;

R - радиус иллюминатора;

K - толщина иллюминатора;

H - расстояние от космического корабля до подстилающей поверхности,

L - требуемое значение радиуса зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления аппаратурой наблюдения.

Поясним предлагаемое устройство.

Устройство содержит непрозрачный (затеняющий попадающий на него световой поток) корпус 4 с двумя отверстиями 5, 6.

На одном отверстии расположен узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения 7.

На другом отверстии расположен узел съемной установки корпуса на иллюминатор 8.

Устройство содержит установленные в корпусе 4 двухстепенной подвес с размещенными по осям подвеса датчиками угла 12, 14 и приводами 13, 16; вычислительное устройство 17; стационарное зеркало 9 и подвижное зеркало 10.

Выходы датчиков угла 12, 14 и входы приводов 13, 16 соединенным с соответственно входами и выходами вычислительного устройства 17.

Выход вычислительного устройства 17 соединен с аппаратурой наблюдения 1.

Стационарное зеркало 9 установлено с совмещением нормали к плоскости стационарного зеркала N1 с биссектрисой прямого угла между лучами, выходящими из точки стационарного зеркала и проходящими соответственно через точку подвижного зеркала и через упомянутое отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения вдоль оси чувствительности закрепленной на корпусе аппаратуры наблюдения 20, 21.

Подвижное зеркало 10 установлено на подвесе с совмещением нормали к плоскости подвижного зеркала с биссектрисой угла между лучами, выходящими из точки подвижного зеркала и проходящими соответственно через точку стационарного зеркала и через упомянутое отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор 22,23.

Первая ось подвеса 11 проходит через подвижное зеркало 10 и упомянутое отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор 6.

Вторая ось подвеса 14 размещена в плоскости подвижного зеркала 10 перпендикулярно первой оси повеса 11 на расстоянии от плоскости узла съемной установки корпуса на иллюминатор 8, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора 3, определяемом формулой

где R и K- радиус и толщина иллюминатора,

L - требуемое значение радиуса зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления аппаратурой наблюдения;

Н - расстояние от космического корабля до подстилающей поверхности.

Привод поворота подвижного зеркала по расположенной в плоскости подвижного зеркала второй оси подвеса (привод, размещенный на второй оси подвеса 16) выполнен обеспечивающим поворот подвижного зеркала 10 в диапазоне углов плоскости подвижного зеркала 10 с первой осью подвеса 11

или

Соотношения (1) и (2) обеспечивают требуемый размер мгновенной зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления аппаратурой наблюдения 2, включая возможность наведения оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18 через устройство управления аппаратурой наблюдения 2 на точки подстилающей поверхности в пределах всей мгновенной зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления аппаратурой наблюдения 2.

В качестве значения Н расстояния от космического корабля до подстилающей поверхности может быть использовано максимальное значение высоты полета космического корабля.

Корпус 4 устройства выполнен непрозрачным, а именно, затеняющим попадающий на него световой поток, что исключает возможность попадания внешнего светового потока через иллюминатор внутрь космического корабля, и, следовательно, исключает возможность нежелательного попадания данного потока на глаза космонавта при его работе с аппаратурой наблюдения - при выполнении операций по наведению оси чувствительности аппаратуры наблюдения на объекты и/или поиску объекта с использованием видоискателя аппаратуры наблюдения.

Опишем работу с предлагаемым устройством.

Устройство управления аппаратурой наблюдения 2 устанавливается на иллюминатор 3 космического корабля посредством узла съемной установки корпуса на иллюминатор 8.

На устройство управления аппаратурой наблюдения 2 размещается аппаратура наблюдения 1 посредством узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения 7.

По данным о текущем положении подвижного зеркала 10 в вычислительном устройстве 17 формируются команды управления положением подвижного зеркала 10, обеспечивающие выставку подвижного зеркала 10 в расчетное положение, при котором обеспечивается наведение оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18 через устройство управления аппаратурой наблюдения 2 на расчетную точку местоположения требуемого объекта наблюдения на подстилающей поверхности 19.

Когда положение подвижного зеркала 10 обеспечивает наведение оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18 через устройство управления аппаратурой наблюдения 2 на требуемый объект наблюдения на подстилающей поверхности вычислительное устройство 17 формирует и выдает на аппаратуру наблюдения 1 команду на выполнение съемки.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предложенное техническое решение обеспечивает реализацию высокоточного наведения и отслеживания заданных на подстилающей поверхности объектов наблюдения посредством различной сменной аппаратуры наблюдения с использованием предложенного снабженного стационарным и подвижным зеркалами устройства управления аппаратурой наблюдения, устанавливаемого на иллюминатор космического корабля.

Предлагаемое устройство управления аппаратурой наблюдения, устанавливаемое на иллюминатор космического корабля, обеспечивает управление наведением аппаратуры наблюдения путем наведения оси чувствительности аппаратуры наблюдения на наблюдаемые объекты подстилающей поверхности через систему зеркал - стационарного и подвижного (поворотного), т.е. без выполнения поворотов непосредственно самой аппаратуры наблюдения.

Это, с одной стороны, повышает удобство работы с аппаратурой наблюдения - за счет обеспечения постоянства ориентации самой аппаратуры при выполнении наблюдений, в том числе расширяет возможности использования аппаратуры в условиях ограниченного пространства космического корабля и различных возможных ограничениях доступа к его иллюминаторам, а, с другой стороны, снижает требования к техническим характеристикам подвеса и его приводов.

Значимость указанного эффекта при применении предлагаемого технического решения на КА в полете обусловливается тем, что, с одной стороны, в полете отсутствует или существенно ограничена (как технически, так и организационно) оперативная возможность проверки качества зарегистрированных аппаратурой наблюдения данных, а с другой стороны, регистрируемые данные обладают уникальностью и их потеря или несвоевременная регистрация могут нести невосполнимый ущерб (как научный, так и экономический).

Предложенный узел съемной установки корпуса на иллюминатор обеспечивает возможность установки устройства на различные иллюминаторы космического корабля, что позволяет как выбирать и использовать иллюминатор, наблюдение через который обеспечивает наилучшие условия наблюдения задаваемых/требуемых объектов наблюдения, так и использовать именно тот иллюминатор, через который обеспечивается единственная возможность выполнения наблюдения задаваемых/требуемых объектов наблюдения при отсутствии такой возможности через другие иллюминаторы космического корабля.

Предложенный узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения обеспечивает возможность использования для реализации наблюдений различной сменной аппаратуры наблюдения.

Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено по известным технологиям.

Устройство управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения, содержащее корпус с двухстепенным подвесом с размещенными по осям подвеса датчиками угла и приводами, соединенными с вычислительным устройством, отличающееся тем, что в корпусе выполнены отверстия, на одном из которых расположен узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения, а на другом расположен узел съемной установки корпуса на иллюминатор, и введены стационарное и подвижное зеркала, размещенные в корпусе, при этом стационарное зеркало установлено с совмещением нормали к плоскости зеркала с биссектрисой прямого угла между лучами, выходящими из точки стационарного зеркала и проходящими соответственно через точку подвижного зеркала и через упомянутое отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения вдоль оси чувствительности закрепленной на корпусе аппаратуры наблюдения, а подвижное зеркало установлено на подвесе с совмещением нормали к плоскости зеркала с биссектрисой угла между лучами, выходящими из точки подвижного зеркала и проходящими соответственно через точку стационарного зеркала и через упомянутое отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор, при этом одна ось подвеса проходит через подвижное зеркало и упомянутое отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор, а другая ось подвеса размещена в плоскости подвижного зеркала перпендикулярно первой оси повеса на расстоянии от плоскости узла съемной установки корпуса на иллюминатор, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора, определяемом формулой где R и K - радиус и толщина иллюминатора, Н - расстояние от космического корабля до подстилающей поверхности, L - требуемое значение радиуса зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления аппаратурой наблюдения, причем выход вычислительного устройства соединен с аппаратурой наблюдения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам вооружения и военной техники, в частности к комплексам вооружения боевых машин (БМ) пехоты, десанта, танков, бронетранспортеров и т.п.

Изобретение относится к области боевого применения артиллерии и может быть использовано для доставки БПЛА в район цели и корректировки стрельбы реактивной артиллерии с закрытых огневых позиций.

Изобретение относится к области бронетанкового вооружения и может быть использовано для автоматизации процессов проведения внутреннего от командира наводчику целеуказания и индикации целей и важных объектов на танках, боевых машинах пехоты и десанта, бронетранспортерах, артиллерийских системах и т.п.

Изобретение относится к области военного назначения, а именно к способам применения артиллерии в условиях локальных войн и военных конфликтов. Для применения артиллерии создают зоны сплошного огневого воздействия по назначенным рубежам в зоне безопасности населенного пункта.

Изобретение относится к способам прицеливания при стрельбе из пушки самолета-истребителя по маневрирующей воздушной цели. Для прицеливания определяют тип цели (8), вводят размах ее крыльев (3) в вычислитель, вычисляют прогнозируемую трассу снарядов (5).

Прицел может быть применен в оптико-электронных приборах систем управления огнем бронетанковой техники. Прицел содержит головную часть, состоящую из защитного стекла и головного зеркала, визуальный, телевизионный, тепловизионный каналы и приемный канал лазерного дальномера, оптические оси входных зрачков которых объединены в одну оптическую ось с возможностью одновременной работы всех четырех каналов с помощью трех дихроических элементов: первый дихроический элемент, отражающий видимый RGB и NIR спектральные диапазоны и пропускающий MWIR, LWIR и SWIR спектральные диапазоны излучения, второй дихроический элемент, выполненный в виде зеркальной плоскости полупентапризмы БУ-45° оборачивающей системы визуального канала и отражающий видимый RGB и пропускающий NIR спектральные диапазоны, третий дихроический элемент, отражающий SWIR и пропускающий MWIR и LWIR диапазоны.

Изобретение относится к области авиастроения и безопасности полетов и может быть использовано для исследования процессов ударного воздействия в процессе взлета и посадки на конструктивные элементы летательных аппаратов, в том числе при попадании на вход авиационных газотурбинных двигателей птиц, града и других посторонних предметов.

Прибор может быть применен в оптико-электронных приборах систем управления огнем бронетанковой техники. Прибор содержит головную часть, состоящую из защитного стекла и оптического элемента с отражением для вертикального наведения, визуальный, телевизионный, тепловизионный каналы и приемный канал лазерного дальномера, оптические оси входных зрачков которых объединены в одну оптическую ось с возможностью одновременной работы всех четырех каналов с помощью трех дихроических элементов.

Изобретение предназначено для мониторинга окружающей обстановки с возможностью обнаружения и сопровождения цели в дневное и ночное время. Оптико-электронное устройство содержит видеокамеру, тепловизор, лазерный дальномер, блок видеообработки.

Изобретение относится к области оптико-электронной техники и может быть применено в системе управления огнем бронетанковой техники. Прибор наблюдения-прицел со встроенным лазерным дальномером содержит головную часть и вертикально расположенные оптический и оптико-электронный каналы.

Изобретение относится к космической технике, а более точно к космическим аппаратам, которые могут использоваться для борьбы с космическим мусором. Система для очистки космического пространства от объектов космического мусора содержит взаимосвязанные посредством сборочных операций космический аппарат (КА), гелиоконцентратор и систему развертывания.

Группа изобретений относится к изготовлению и эксплуатации конструкции и оборудования космического аппарата (КА), преимущественно ИСЗ. По окончании срока активного существования КА его элементы переводят в газообразное состояние под воздействием факторов космического пространства.

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения ориентирования экипажем пилотируемого корабля аппаратуры, перемещаемой относительно движущегося корабля.

Изобретение относится к аэрокосмической технике. Система содержит блок формирования командной информации на поворот перемещаемой аппаратуры (ПА), блок воспроизведения командной информации на поворот ПА, блок определения текущего положения ориентира относительно ПК, блок определения положения ПА относительно ПК и блок определения положения ориентира относительно ПА.

Изобретение относится к аэрокосмической технике. Определяют положение ориентира и перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно пилотируемого корабля (ПК), определяют положение ориентира относительно ПА.

Изобретение относится к аэрокосмической технике. Определяют положение ориентира и перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно пилотируемого корабля (ПК), определяют положение ориентира относительно ПА.

Группа изобретений относится к автономной космической навигации космических аппаратов (КА), в частности, на обеих сторонах поверхности Луны. Способ включает измерения в аппаратной системе координат ориентации местной вертикали в точке позиционирования КА бортовым датчиком вертикали, а также положений двух навигационных звезд бортовыми звездными датчиками.

Изобретение относится к аэрокосмической технике. Система ориентирования перемещаемой на борту пилотируемого корабля (ПК) аппаратуры включает блок определения текущего положения ориентира относительно ПК, ультразвуковые излучатели, датчик температуры, ультразвуковые приемники, блок преобразования сигналов, блок формирования команд управления излучателями, контроллеры, приемо-передающие устройства, блок измерения времени задержки сигналов, синхронизатор, блок определения пространственного положения перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно ПК, блок определения положения ориентира относительно оси ориентирования ПА.

Изобретение относится к методам и средствам мониторинга и определения орбит объектов космического мусора с борта космического аппарата (КА). КА размещают на орбите ниже геостационарной (ГСО), снабжают обычными служебными системами, а также аппаратурой связи с наземным пунктом.
Изобретение относится к космической технологии, а именно к созданию строительных элементов на космическом объекте. Роботизированный комплекс для создания строительных элементов включает исполнительное оборудование с каркасом, транспортную платформу с роботами и источники энергии комплекса.

Изобретение относится к эксплуатации оборудования космического корабля (КК). Способ включает определение относительного положения объекта наблюдения на подстилающей поверхности, КК и аппаратуры наблюдения (АН). Дополнительно по определяемым параметрам движения и ориентации КК определяют, у какого из иллюминаторов линия следа нормали к плоскости иллюминатора наиболее близка к трассе полета. Разворачивают размещенное на КК подвижное зеркало до совмещения нормали к этому зеркалу с биссектрисой угла между направлениями от подвижного на стационарное зеркало КК и на прогнозируемое местоположение объекта наблюдения. Осуществляют поиск последнего по отображению подстилающей поверхности в поле зрения АН. При этом совмещают нормаль к плоскости стационарного зеркала с биссектрисой угла между направлением на подвижное зеркало и осью чувствительности АН. Разворачивают подвижное зеркало до попадания объекта наблюдения в требуемую область поля зрения АН, после чего выполняют съемку. Технический результат состоит в повышении точности наведения и отслеживания объектов наблюдения различной сменной АН. 1 ил.

Изобретение относится к оборудованию космического корабля. Устройство управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения содержит корпус, двухстепенной подвес с датчиками угла и приводами на его осях, а также вычислительное устройство. В корпусе выполнены отверстия и установлены стационарное и подвижное зеркала. На отверстии расположен узел разъемного крепления АН. На отверстии расположен узел съемной установки корпуса на иллюминатор. Стационарное зеркало установлено с совмещением нормали N1 к его плоскости с биссектрисой прямого угла между лучами и, отражаемыми зеркалом вдоль направлений к АН и зеркалу. Аналогичная нормаль N2 зеркала совмещена с биссектрисой угла между лучом и лучом, проходящим через отверстие и иллюминатор к подстилающей поверхности. Зеркала обеспечивают наведение оси чувствительности АН на заданные объекты наблюдения без поворота самой АН. Технический результат направлен на повышение точности наведения и отслеживания заданных объектов посредством различной сменной АН. 1 ил.

Наверх