Патенты автора Абезяев Илья Николаевич (RU)
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). Для восстановления ориентации КА отключают ДЗ на весь период времени восстановления ориентации, заменяют его показания прогнозными значениями, которые получают путем интегрирования соответствующего уравнения Пуассона. Достигается повышение точности в процессе восстановления ориентации КА и исключение сбоя в работе ДЗ. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
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. По аналитической модели МПЗ вычисляют вектор магнитной индукции (В0) МПЗ в проекциях на оси орбитальной системы координат (ОСК). Приравнивают поворот КА относительно ОСК обратному повороту вектора: В→А относительно ОСК, при этом повернутому вектору A присваивают координаты вектора B в ССК, по которым вычисляют кватернион взаимной ориентации векторов А и В0 в ОСК. По измеренным проекциям абсолютной угловой скорости КА на оси ССК вычисляют соответствующий кватернион угловой скорости. Способ позволяет восстанавливать ориентацию КА в ОСК из произвольного положения, а также – производить без ограничений программную ориентацию КА в ОСК. Технический результат состоит в применимости способа практически к любым типам КА, наиболее же эффективно - к КА небольших размеров. 4 ил.
Система восстановления курсовой ориентации (ВО) космического аппарата (КА) с использованием орбитального гирокомпаса (ОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), навигационно-баллистический блок (НББ), содержащий центральный бортовой компьютер (ЦБК) и аппаратуру спутниковой навигации (АСН), девять сумматоров, три модуля усиления и преобразования (МУП1, МУП2, МУП3), косинусный (КПУ) и синусный (СПУ) преобразователи углов, четыре блока компенсации взаимовлияния каналов ориентации (БКВК), три интегратора, модуль логического нуля (МЛН), модуль вычисления курсового угла (МВКУ), модуль формирования команды (МФК), модуль расчета программного поворота (МРПП), пять нормально-замкнутых ключей (КНЗ1÷КНЗ5), пять нормально-разомкнутых ключей (КНР1÷КНР5), систему стабилизации (СС). Обеспечивается повышение качества и уменьшение времени переходного процесса при восстановлении курсовой ориентации КА с применением ОГК бесплатформенного типа. 3 ил.
Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса, прибора ориентации на Землю и гироскопических измерителей угловой скорости. При этом предварительно оценивают положение КА в орбитальной системе координат, а затем выполняют координированный курсовой программный поворот КА в плоскость орбиты. В процессе поворота компенсируют связи между всеми каналами ориентации. Техническим результатом является повышение качества переходного процесса одновременно в каналах курса, крена и тангажа при существенном уменьшении времени переходного процесса восстановления курсовой ориентации КА. 2 ил.
Способ ориентации орбитального космического аппарата с программно-управляемыми батареями солнечными // 2613097
Изобретение относится к управлению относительным движением космических аппаратов (КА), преимущественно с одноосно вращающимися панелями солнечных батарей (СБ). В процессе полета ориентированный по местной вертикали КА непрерывно вращается по курсу, а панели СБ синхронно и непрерывно поворачиваются нормалью к Солнцу. Алгоритм такого управления КА и СБ реализуется по полученным в конечном виде математическим зависимостям. Для сохранения ориентации СБ на Солнце на теневых участках орбиты запоминаются и сохраняются угловые скорости вращения КА и СБ в момент входа в тень. Техническим результатом изобретения является упрощение и повышение автономности средств управления КА и СБ. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика. Восстановление ориентации КА производится из демпфированного относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат произвольного положения КА. При этом демпфирование осуществляется до угловых скоростей КА, при которых восстанавливается работоспособность астродатчика. Восстановление ориентации КА выполняется одним поворотом вокруг оси Эйлера с упреждающим отключением программного поворота для снижения угловой скорости КА и снятия ограничений на включение контура коррекции от астродатчика. Техническим результатом изобретения является сокращение времени восстановления ориентации КА. 3 ил.
Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может найти применение для пространственной угловой ориентации орбитальных космических аппаратов (КА), в которых применяются системы ориентирования, построенные по принципу орбитального гирокомпасирования. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого в него введены модуль контроля курса в канале крена (МКК-К), блок задания программных движений (БЗПД), модуль расчета программных движений (МРПД) и модуль компенсации взаимовлияния каналов ориентации (МКВК), функциональные связи между которыми позволяют КА обеспечить программные повороты одновременно по курсу, крену и тангажу, сохраняя при этом устойчивый режим гирокомпасирования. 6 ил.
Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может найти применение для повышения точности угловой ориентации орбитальных космических аппаратов (КА), в которых применяются системы ориентирования с использованием орбитальных гирокомпасов (ОГК). Технический результат - повышение точности. Для этого обеспечивают автокомпенсацию ошибки ОГК, обусловленные собственными детерминированными ошибками построителя местной вертикали (ПМВ) по крену и тангажу, а также ошибки ОГК, обусловленные постоянными составляющими собственного дрейфа гироскопических датчиков измерителя угловых скоростей в каналах курса, тангажа и крена. Измерение указанных ошибок достигается за счет создания условий их наблюдаемости. 2 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может быть использовано в системах управления угловым положением космических аппаратов (КА), в которых применяются системы ориентирования с использованием бесплатформенных орбитальных гирокомпасов (БОГК). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого в выходные цепи построителя местной вертикали (ПМВ) по крену и тангажу введены сумматоры по одному на каждый канал так, что их входы подключены к соответствующим выходам ПМВ, модуль контроля ориентации (МКО), первый и второй входы МКО по крену и тангажу подключены к выходам соответствующих сумматоров на выходе ПМВ, а выходы МКО по крену и тангажу подключены к входам первого и восьмого сумматоров соответственно, в выходные цепи первого, второго и третьего интеграторов введен первый модуль прямого преобразования (МПП) углов стабилизации КА, первый, второй и третий входы которого подключены к выходам первого, второго и третьего интеграторов соответственно. При этом система управления позволяет совершать КА программные повороты относительно орбитальной системы координат (ОСК) одновременно по каналам курса, тангажа и крена, в то время как БОГК продолжает нормально функционировать, не нарушая режим орбитального гирокомпасирования. 9 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим аппаратом (КА). Устройство орбитального гирокомпаса (ОГК) для управления угловым движением КА содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), сумматоры, интеграторы, вновь введенные сумматоры и интеграторы, модули коррекции, модули компенсации взаимовлияний каналов, гироскопический блок измерителей угловых скоростей (БИУС). Измеряют разность сигналов ПОЗ и выходного сигнала ОГК в каналах крена, добавляют сигнал автокомпенсации, определяемый в зависимости от нового и старого сигналов коррекции, сигнала ПОЗ по крену, выходного сигнала ОГК по крену, коэффициентов интегрирования, корректируют показания БИУС одновременно в каналах крена и курса, осуществляют построение ориентации КА в каналах крена и курса. Изобретение позволяет повысить точность управления угловым движением КА. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Система ориентации КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), одиннадцать сумматоров, три модуля усиления (МУ), пять интеграторов, четыре модуля компенсации взаимовлияния каналов (МКВК), косинусный преобразователь (КП), синусный преобразователь (СП), два ключа. В установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов ПОЗ и выходных сигналов БОГК в каналах крена и тангажа, корректируют показания БИУС в каналах крена и курса, тангажа, поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, продолжают ориентированный орбитальный полет, вводят в сигнал коррекции в канале тангажа сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу, вычисляют сигнал коррекции БОГК в канале тангажа, дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу, производят обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК, вводят в канал коррекции БОГК по тангажу значение сигнала автокомпенсации в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, вычисляют сигнал коррекции в канале тангажа, вводят в разностный сигнал для каналов крена и курса сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену, вычисляют новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса. Изобретение позволяет компенсировать ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу. Связи между элементами устройства выполнены так, что позволяют управлять поворотом КА по курсу на произвольный угол без потери точности ориентации КА относительно орбитальной системы координат (ОСК). При этом контур коррекции от построителя местной вертикали остаётся в рабочем режиме. КА может либо свободно вращаться по курсу, либо находиться в определенном положении относительно ОСК по курсу без потери точности ориентации. Технический результат заключается в повышении точности ориентации КА в пространстве. 5 ил.
Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите. При работе таких КА требуется исключение бокового сдвига изображения наземных объектов, например, в фокальной плоскости АН, вызванного суточным вращением Земли. Для этого КА разворачивают на путевой курсовой угол по закону косинуса с круговой частотой, равной орбитальной угловой скорости. Согласно предлагаемому способу одновременно с поворотом КА по курсу поворачивают КА на путевой угол крена по закону синуса с той же частотой. В результате приборная путевая плоскость, образованная осями крена и курса, оказывается повернутой относительно линии узлов орбиты на постоянный угол, равный амплитуде путевого угла. Поэтому в установившемся режиме энергия затрачивается не на повороты по курсу и крену, а лишь на угловую стабилизацию КА для противодействия внешним возмущающим воздействиям. Поворот визирной оси АН по крену относительно орбитальной системы координат в сторону наблюдаемых наземных объектов выполняют с учетом текущего программного угла поворота по крену. Предлагаемое устройство включает в себя приборное обеспечение для реализации описанного выше способа. Техническим результатом изобретений является исключение колебательного движения КА по курсу относительно плоскости орбитальной системы координат, а также запаздывания отработки программного угла курса и снижение тем самым расхода энергии, потребного для работы КА на орбите. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
БЕСПЛАТФОРМЕННЫЙ ОРБИТАЛЬНЫЙ ГИРОКОМПАС С ПРОИЗВОЛЬНОЙ КУРСОВОЙ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2488774
Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может быть использовано при создании бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) с произвольной курсовой ориентацией космического аппарата (КА) на около круговой орбите
