Система управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения
Владельцы патента RU 2725012:
Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" (RU)
Изобретение относится к бортовому оборудованию космического корабля (КК). Система управления содержит блок определения плотности атмосферы на высоте орбиты КК, блок определения положения центра масс и ориентации КК, блок определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты КК и блок формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения (АН). На иллюминаторе КК установлено устройство управления наведением АН со стационарным и подвижным (ПЗ) зеркалами и узлами разъемного крепления и съемной установки АН на иллюминатор. Предусмотрены также блоки: определения иллюминатора для наблюдения, определения точек наведения АН, определения текущего положения ПЗ, контроля положения ПЗ относительно точек наведения, АН и стационарного зеркала, формирования команд управления положением ПЗ. Технический результат состоит в обеспечении гарантированной регистрации данных от объекта наблюдения различной сменной АН. 2 ил.
Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения управления размещенной на пилотируемом космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения подстилающей поверхности.
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 используют 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), 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.
Известна система, реализующая способ ориентирования перемещаемой на борту пилотируемого корабля аппаратуры (патент РФ 2695739 С1, заявка №2018136716 от 17.10.2018, МПК F41G 3/00 (2006.01) B64G 1/66 (2006.01), опубликовано: 25.07.2019 Бюл. №21 - прототип), содержащая блок определения положения перемещаемой аппаратуры относительно пилотируемого корабля, блок формирования командной информации на перенос и поворот перемещаемой аппаратуры, блок приема-передачи информации, блок воспроизведения командной информации на перенос и поворот перемещаемой аппаратуры, блок определения границ области расположения ориентира относительно пилотируемого корабля, блок определения требуемого местоположения перемещаемой аппаратуры, блок сравнения требуемого и текущего местоположений перемещаемой аппаратуры, блок определения требуемых угловых положений перемещаемой аппаратуры, блок определения моментов пересечения поля зрения перемещаемой аппаратуры с областью расположения ориентира, блок формирования команд управления перемещаемой аппаратурой.
Система-прототип обеспечивает учет погрешности определения положения ориентира относительно пилотируемого корабля при одновременном обеспечении гарантированного управления функционированием аппаратуры, свободно перемещаемой внутри пилотируемого корабля и не имеющей с ним механической связи, ориентируемой по задаваемым ориентирам.
К недостаткам системы-прототипа относится, в частности, то, что она предусматривает ручное управление работой перемещаемой ориентируемой аппаратуры, что может привести к ошибочному или несвоевременному функциональному задействованию аппаратуры, что в свою очередь может привести к потере уникальных целевых данных и/или регистрации аппаратурой данных, которые являются неликвидными. Такая ситуация может возникать как следствие, например, возможной технологической несогласованности в функциональной работе перемещаемой аппаратуры и используемых бортовых систем пилотируемого корабля.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение высокоточного управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения.
Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в учете погрешности определения положения задаваемых относительно подстилающей поверхности объектов наблюдения при обеспечении гарантированной регистрации данных от объекта наблюдения на задаваемом интервале времени различной сменной аппаратурой наблюдения с использованием устанавливаемого на иллюминатор космического корабля снабженного зеркалами устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения.
Технический результат достигается тем, что в системе управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения, содержащей блок определения плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля, блок определения положения центра масс и ориентации космического корабля, блок определения границ области расположения объекта относительно космического корабля и блок формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения, в отличие от прототипа блок определения границ области расположения объекта относительно космического корабля выполнен в виде блока определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля и дополнительно введены установленное на иллюминаторе космического корабля устройство управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения, снабженное стационарным и подвижным зеркалами и узлами разъемного крепления аппаратуры наблюдения и съемной установки на иллюминатор, блок определения иллюминатора установки устройства управления наведением, блок определения точек наведения, блок определения параметров текущего положения подвижного зеркала, блок контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала, блок формирования команд управления положением подвижного зеркала, при этом выход блока определения плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля соединен со входом блока определения положения центра масс и ориентации космического корабля, выход которого соединен со входом блока определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля и первыми входами блока определения иллюминатора установки устройства управления наведением и блока определения точек наведения, вторые входы которых соединены с выходом блока определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля, а выходы которых соединены с соответственно третьим входом блока определения точек наведения и первым входом блока контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала, первый и второй выходы и второй вход которого соединены соответственно со входом блока формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения, входом блока формирования команд управления положением подвижного зеркала и выходом блока определения параметров текущего положения подвижного зеркала, соответственно выход и вход двух последних из которых соединены с соответственно входом и выходом устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения.
Изобретение поясняется фиг. 1 и 2.
На фиг. 1 представлена блок-схема, поясняющая предлагаемую систему.
На фиг. 2 представлена схема, поясняющая предназначенное для установки на иллюминатор космического корабля устройство управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения, снабженное стационарным и подвижным зеркалами и узлами разъемного крепления аппаратуры наблюдения и съемной установки на иллюминатор.
На фиг. 1 введены обозначения:
1 - аппаратура наблюдения;
2 - устройство управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения;
3 - иллюминатор;
4 - блок определения плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля;
5 - блок определения положения центра масс и ориентации космического корабля;
6 - блок определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля;
7 - блок определения иллюминатора установки устройства управления наведением;
8 - блок определения точек наведения;
9 - блок определения параметров текущего положения подвижного зеркала;
10 - блок контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала;
11 - блок формирования команд управления положением подвижного зеркала;
12 - блок формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения.
На фиг. 2 дополнительно введены обозначения:
13 - первая ось подвеса;
14 - вторая ось подвеса;
15 - привода;
16 - датчики угла;
17 - вычислительное устройство;
18 - ось чувствительности аппаратуры наблюдения;
19 - подстилающая поверхность;
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;
24 - корпус устройства управления наведением;
25 - отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения;
26 - отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор;
27 - узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения;
28 - узел съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор;
29 - стационарное зеркало;
30 - подвижное зеркало;
31 - линия пересечения нормали к плоскости иллюминатора с поверхностью планеты;
32 - граница области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля;
33 - точки наведения;
34 - линия пересечения луча, выходящего из точки подвижного зеркала и проходящего через отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор, с поверхностью планеты в процессе переориентации подвижного зеркала;
N1 - нормаль к плоскости стационарного зеркала;
N2 _ нормаль к плоскости подвижного зеркала;
Nиллюм - нормаль к плоскости иллюминатора.
Система содержит установленное на иллюминаторе 3 космического корабля устройство управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2, снабженное стационарным и подвижным зеркалами 29 и 30 и узлами разъемного крепления аппаратуры наблюдения и съемной установки на иллюминатор 27 и 28, блок определения плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля 4, блок определения положения центра масс и ориентации космического корабля 5, блок определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля 6, блок определения иллюминатора установки устройства управления наведением 7, блок определения точек наведения 8, блок определения параметров текущего положения подвижного зеркала 9, блок контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала 10, блок формирования команд управления положением подвижного зеркала 11 и блок формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения 12.
Выход блока определения плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля 4 соединен со входом блока определения положения центра масс и ориентации космического корабля 5.
Выход блока определения положения центра масс и ориентации космического корабля 5 соединен со входом блока определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля 6 и первыми входами блока определения иллюминатора установки устройства управления наведением 7 и блока определения точек наведения 8.
Вторые входы блока определения иллюминатора установки устройства управления наведением 7 и блока определения точек наведения 8 соединены с выходом блока определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля 6.
Выход блока определения иллюминатора установки устройства управления наведением 7 соединен с третьим входом блока определения точек наведения 8.
Выход блока определения точек наведения 8 соединен с первым входом блока контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала 10.
Первый и второй выходы и второй вход блока контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала 10 соединены соответственно со входом блока формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения 12, входом блока формирования команд управления положением подвижного зеркала 11 и выходом блока определения параметров текущего положения подвижного зеркала 9.
Выход блока формирования команд управления положением подвижного зеркала 11 и вход блока определения параметров текущего положения подвижного зеркала 9 соединены с соответственно входом и выходом устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2.
Устройство управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2 установлено на иллюминаторе 3 космического корабля посредством узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 28.
На устройстве управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2 закреплена аппаратура наблюдения 1 посредством узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения 27.
Аппаратура наблюдения 1 электрически соединена с блоком формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения 12.
В качестве переносной аппаратуры наблюдения 1 могут быть рассмотрены различные оптические приборы для выполнения визуально-инструментальных наблюдений объектов, задаваемых относительно подстилающей поверхности (наземных исследуемых объектов, объектов мониторинга и т.д.), через иллюминатор космического корабля.
Устройство управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2 содержит корпус устройства управления наведением 24 с двумя отверстиями 25, 26. На одном отверстии расположен узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения 27. На другом отверстии расположен узел съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 28.
Устройство управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2 содержит установленные в корпусе устройства управления наведением 24 двухстепенной подвес с размещенными по осям подвеса 13 и 14 приводами 15 и датчиками угла 16; вычислительное устройство 17; стационарное зеркало 29 и подвижное зеркало 30.
Выходы датчиков угла 16 и входы приводов 15 соединены с соответственно входами и выходами вычислительного устройства 17.
Выход вычислительного устройства 17 соединен с аппаратурой наблюдения 1.
Стационарное зеркало 29 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 и 21.
Подвижное зеркало 30 установлено на подвесе с совмещением нормали к плоскости подвижного зеркала N2 с биссектрисой угла между лучами, выходящими из точки подвижного зеркала и проходящими соответственно через точку стационарного зеркала и через упомянутое отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 22 и 23.
Первая ось подвеса 13 проходит через подвижное зеркало 30 и упомянутое отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 26.
Вторая ось подвеса 14 размещена в плоскости подвижного зеркала 30 перпендикулярно первой оси повеса 13 на задаваемом расстоянии от плоскости узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 28, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора 3.
Привод поворота подвижного зеркала по расположенной в плоскости подвижного зеркала второй оси подвеса (привод, размещенный на второй оси подвеса 14) выполнен обеспечивающим поворот подвижного зеркала 30 в задаваемом диапазоне углов плоскости подвижного зеркала 30 с первой осью подвеса 13.
Опишем функционирование предлагаемой системы.
В блоке определения плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля 4 осуществляется определение параметров плотности атмосферы на высоте орбиты КК с определением данных о погрешности их определения.
С блока определения плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля 4 данные о плотности атмосферы поступают в блок определения положения центра масс и ориентации космического корабля 5.
В блоке определения положения центра масс и ориентации космического корабля 5 выполняется определение (прогнозирование на рассматриваемым интервале полета) параметров положения центра масс и ориентации КК с определением данных о погрешности их определения. Определение положения центра масс КК выполняется посредством решения уравнений движения КК, сформулированных с учетом определенных параметров плотности атмосферы на высоте орбиты КК. Возможная погрешность определения положения центра масс и ориентации КК определяются как точностью определения (прогнозирования) плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля на рассматриваемом интервале полета КК, так и точностью методических предположений, используемых при формулировании и решении уравнений движения КК.
С блока определения положения центра масс и ориентации космического корабля 5 данные о положении центра масс и ориентации КК поступают в блок определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля 6, блок определения иллюминатора установки устройства управления наведением 7 и блок определения точек наведения 8.
В блоке определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля 6 осуществляется задание объекта наблюдения (например, задание координат исследуемого наземного объекта на подстилающей поверхности) и для заданного объекта наблюдения и задаваемого интервала времени выполнения наблюдений по данным о положении центра масс и ориентации КК и данным о погрешностях их определения осуществляют определение границ возможной области расположения объекта наблюдения относительно орбиты КК на данном интервале времени полета - определяют расчетные параметры, описывающие границы области, задаваемой относительно линии и плоскости орбиты КК, в которой гарантированно будет находиться объект наблюдения в течение задаваемого интервала времени выполнения наблюдений.
Положение данной области относительно линии и плоскости орбиты КК определятся с учетом всех возможных реализаций определяемых (прогнозируемых) координат линии орбиты КК на рассматриваемом интервале полета ЮС и включает в свой состав области расположения объекта наблюдения относительно отдельных возможных местоположений КК на рассматриваемом интервале полета.
А именно, определение границ данной области выполняется с использованием навигационных измерений текущей орбиты ЮС и определения (измерения текущих и расчета прогнозируемых) параметров плотности атмосферы на высоте орбиты КК, по которым осуществляют прогнозирование положения центра масс и ориентации КК. При этом прогнозируют циклограмму ориентаций КК, по которой осуществляют прогнозирование значений миделя КК, используемых при выполнении прогнозирования движения КК, а также определяют величины погрешностей определения положения центра масс и ориентации КК, которые учитываются при определении границ области расположения объекта наблюдения относительно линии и плоскости орбиты КК орбиты КК. Указанная область определяется как минимальная область, охватывающая/содержащая все возможные точки местоположений объекта наблюдения относительно линии и плоскости орбиты КК, - область, образованная множеством местоположений относительно линии и плоскости орбиты КК, в которых может находиться объект наблюдения с учетом всех указанных погрешностей определения (прогнозирования) положения центра масс и ориентации КК.
В блоке определения иллюминатора установки устройства управления наведением 7 по данным о положении центра масс и ориентации КК и по параметрам границы области расположения объекта наблюдения относительно линии и плоскости орбиты КК определяют иллюминатор 3, нормаль к плоскости которого на рассматриваемом интервале полета КК (задаваемом интервале времени выполнения наблюдений) проходит наиболее близко к данной области.
На определенный таким образом иллюминатор 3 КК устанавливают устройство управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2 (посредством узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 28), на котором закрепляют аппаратуру наблюдения 1 (посредством узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения 27).
При этом аппаратура наблюдения 1 размещена с совмещением нормали к плоскости стационарного зеркала 29 с биссектрисой угла, образованного направлениями от стационарного зеркала 29 на подвижное зеркало 30 и на аппаратуру наблюдения 1, причем последнее из упомянутых направлений проходит вдоль оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18,
По данным, поступающим от устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2 (по данным от датчиков углов 16), в блоке определения параметров положения подвижного зеркала 9 формируются данные о положении подвижного зеркала 30 и передаются в блок контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала 10.
С учетом установки устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения на определенный (выбранный) иллюминатор 3 КК и по данным о положении центра масс и ориентации КК на рассматриваемом интервале полета в блоке определения точек наведения 8 осуществляется определение набора последовательных точек подстилающей поверхности, которые покрывают с задаваемым шагом всю определенную область возможного расположения объекта наблюдения относительно орбиты КК.
Данные точки называем точками наведения, поскольку на них в дальнейшем осуществляется наведение через систему зеркал устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения.
На фиг. 2 показан пример варианта определения точек наведения 33, покрывающих с задаваемым шагом всю определенную область возможного расположения объекта наблюдения относительно орбиты КК. Поскольку покрытие области расположения ориентира относительно КК можно реализовать разным образом, то рекомендуется, например, минимизировать сумму углов поворота подвижного зеркала 30, требуемых для реализации наведения на данные точки наведения 33 через систему зеркал оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18. Например, минимизация суммы углов поворота подвижного зеркала 30 может быть обеспечена минимизацией длины показанной на фиг. 2 линии пересечения луча, выходящего из точки подвижного зеркала и проходящего через отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор, с поверхностью планеты в процессе переориентации подвижного зеркала 34.
Полученная последовательность точек наведения поступает в блок контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала 10.
В блоке контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала 10 осуществляется контроль взаимного положения подвижного зеркала 30 относительно точек наведения 33, аппаратуры наблюдения 1 и стационарного зеркала 29.
Блок контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала 10 формирует и передает данные в блок формирования команд управления положением подвижного зеркала 11, в котором формируются команды управления положением подвижного зеркала 30, обеспечивающие осуществление разворотов подвижного зеркала 30, в каждом из которых производят последовательно совмещения нормали к плоскости подвижного зеркала 30 с биссектрисой соответствующего угла, образованного направлением от подвижного зеркала 30 на стационарное зеркало 29 и проходящим через иллюминатор 3 направлением от подвижного зеркала 30 на точки наведения 33.
Указанные развороты подвижного зеркала 30 реализуют последовательно выставку подвижного зеркала 30 в расчетные положения, при которых обеспечивается наведение оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18 на точки наведения 33 через систему зеркал устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2.
Данные команды управления передаются и выполняются в устройстве управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2.
По текущим данным, поступающим от устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2, в блоке определения параметров текущего положения подвижного зеркала 9 формируются данные о текущем положении подвижного зеркала 30 и передаются в блок контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала 10.
При достижении указанных расчетных положений подвижного зеркала 30 относительно точек наведения 33, аппаратуры наблюдения 1 и стационарного зеркала 29, при которых обеспечивается наведение оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18 на точки наведения 33 через систему зеркал устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 2, блок контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала 10 формирует сигнал, по которому в блоке формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения 12 осуществляется формирование командной информации на выполнение измерений аппаратурой наблюдения 1, которая передается на аппаратуру наблюдения 1.
В соответствии с поступившей командной информацией осуществляется выполнение измерений аппаратурой наблюдения 1 с регистрацией получаемых в результате измерений данных - например, автоматическая реализация циклов включений и выключений аппаратуры наблюдения для выполнения измерений (съемки фото/видео аппаратурой, измерения яркости уходящего от подстилающей поверхности излучения спектральной оптической аппаратурой и т.д.),
Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.
Предложенное техническое решение обеспечивает учет погрешности определения положения задаваемых относительно подстилающей поверхности объектов наблюдения при обеспечении гарантированной регистрации данных от объекта наблюдения на задаваемом интервале времени различной сменной аппаратурой наблюдения с использованием предложенного устанавливаемого на иллюминатор космического корабля снабженного системой зеркал (стационарным и подвижным зеркалами) устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения.
Учет погрешности определения положения наблюдаемого объекта относительно линии и плоскости орбиты космического корабля на рассматриваемом интервале полета КК (задаваемом интервале времени выполнения наблюдений) обеспечивает возможность гарантированного попадания в поле зрения аппаратуры наблюдения, закрепленной на снабженном системой зеркал устройстве управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения, установленном на предложенными образом выбранном иллюминаторе КК, через систему зеркал устройства управления наведением регистрируемого оптического излучения от объекта наблюдения, местоположение которого на моменты выполнения наблюдений определено (гарантированно ограничено) границами определяемой с учетом упомянутой погрешности областью расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля.
Предлагаемая система управления аппаратурой наблюдения 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, используемых в технических средствах, обеспечивающих наведение аппаратуры наблюдения на объекты наблюдения.
Значимость указанного эффекта при применении предлагаемого технического решения на космических аппаратах 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 в составе устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения узел съемной установки 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 в составе устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения 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.
Система управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения, содержащая блок определения плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля, блок определения положения центра масс и ориентации космического корабля, блок определения границ области расположения объекта относительно космического корабля и блок формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения, отличающаяся тем, что блок определения границ области расположения объекта относительно космического корабля выполнен в виде блока определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля и дополнительно введены установленное на иллюминаторе космического корабля устройство управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения, снабженное стационарным и подвижным зеркалами и узлами разъемного крепления аппаратуры наблюдения и съемной установки на иллюминатор, блок определения иллюминатора установки устройства управления наведением, блок определения точек наведения, блок определения параметров текущего положения подвижного зеркала, блок контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала, блок формирования команд управления положением подвижного зеркала, при этом выход блока определения плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля соединен со входом блока определения положения центра масс и ориентации космического корабля, выход которого соединен со входом блока определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля и первыми входами блока определения иллюминатора установки устройства управления наведением и блока определения точек наведения, вторые входы которых соединены с выходом блока определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля, а выходы которых соединены соответственно с третьим входом блока определения точек наведения и первым входом блока контроля положения подвижного зеркала относительно точек наведения, аппаратуры наблюдения и стационарного зеркала, первый и второй выходы и второй вход которого соединены соответственно со входом блока формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения, входом блока формирования команд управления положением подвижного зеркала и выходом блока определения параметров текущего положения подвижного зеркала, при этом выход и вход двух последних блоков соединены соответственно с входом и выходом устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения.
