Патенты автора Карцев Юрий Александрович (RU)

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) реактивными и аэродинамическими средствами. На заключительном этапе реализации способа - после снижения аэродинамической силы до величины меньшего порядка, чем гравитационная - вектором тяги двигателя управляют из условий минимизации потребных энергозатрат и обеспечения высокой точности формирования заданной орбиты. Первое условие обеспечивается минимально возможными углами атаки, допускающими выведение на орбиту. Второе - применением адаптивного алгоритма, формирующего управляющее воздействие в зависимости от текущего и конечного положений КА. Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности управления выведением КА на орбиту искусственного спутника планеты путем улучшения показателей энергетики, точности и устойчивости. 1 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты. Траектория спуска КА делится на два условных участка. На первом из них производят интенсивный разворот КА по курсу в положение, при котором вектор его скорости попадает в вертикальную плоскость, проходящую через заданную точку посадки. Затем осуществляют полет КА в сформированной вертикальной плоскости, где путем управления углом атаки достигают требуемой продольной дальности спуска. Техническим результатом изобретения является повышение точности посадки КА в заданную область поверхности планеты. 2 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), главным образом на атмосферном участке траектории выведения. Способ включает автономное оперативное определение бортовыми средствами КА высоты условного перицентра траектории сразу после входа КА в атмосферу. Затем проводят реактивную коррекцию траектории КА вблизи нижней границы коридора входа. В ходе маневра рикошетирования отрабатываются рациональные программы управления аэродинамическими силами до вылета КА из атмосферы. Тем самым полет КА вблизи нижней границы коридора входа может ббыть осуществлен в более разреженных слоях атмосферы с достижением большей скорости в апоцентре переходной орбиты. В указанном апоцентре КА сообщается импульс разгона для формирования заданной орбиты искусственного спутника планеты. Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности управления КА на участке аэродинамического торможения и снижении суммарного расхода топлива. 2 ил.

Изобретение относится к управлению выведением космического аппарата (КА) с подлетной траектории на орбиту искусственного спутника планеты (ИСП) с атмосферой. В способе используются аэродинамическое торможение КА и реактивная коррекция орбиты КА на внеатмосферном участке. Пологий вход КА в атмосферу осуществляют с прицельным углом входа, вычисляемым из условия достижения требуемой скорости КА в результате его рикошета (по завершении аэродинамического торможения) от атмосферы на определенной высоте. Многократное прохождение КА верхних слоев атмосферы обеспечивает снижение апоцентра его орбиты до допустимой величины. В этом апоцентре отрабатывают импульс характеристической скорости для выхода КА на орбиту ИСП. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности управления КА аэродинамическими и реактивными средствами без применения высокоточных систем и алгоритмов управления аэродинамическим качеством в атмосфере. 1 ил.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА. При этом отрабатывается рациональное управление вектором тяги двигательной установки. Способ заключается в последовательной подаче двух импульсов характеристической скорости. Первый импульс подается в плоскости движения КА против вектора его скорости для обеспечения схода аппарата с орбиты. Второй импульс подается в направлении, перпендикулярном к плоскости полета, для управления боковой дальностью. Техническим результатом изобретения является снижение потребных энергетических затрат, повышение оперативности управления, повышение точности посадки аппарата на полигоны малых размеров. 2 ил.

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) на внеатмосферном участке его схода с орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ). Способ заключается в двукратном включении реактивной двигательной установки КА: на орбите ИСЗ и при входе КА в атмосферу Земли. При первом включении вектор тяги направлен против вектора орбитальной скорости, обеспечивая траекторию входа КА в атмосферу с заданной величиной скорости. Второе включение обеспечивает требуемый угол входа КА в атмосферу при соответствующей ориентации (от Земли или к Земле) вектора тяги. Техническим результатом изобретения являются уменьшение энергозатрат для перевода КА на траекторию спуска в атмосфере Земли и повышение точности входа в атмосферу и посадки КА на заданный полигон. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске в атмосфере космического аппарата (КА). Осуществляют вход КА в атмосферу с максимальным значением эффективного аэродинамического качества, измеряют текущие значения параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, уменьшают текущую скорость движения КА до значения скорости входа КА в атмосферу, устанавливают текущие значения балансировочного аэродинамического качества КА в зависимости от параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, управляют в зависимости от параметров движения КА на изовысотном участке балансировочным аэродинамическим качеством и углом крена, осуществляют сход КА с изовысотного участка и дальнейший его полет в атмосфере с максимальным значением аэродинамического качества и нулевым углом крена. Изобретение позволяет уменьшить максимальную полную перегрузку на конструкцию КА. 2 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты). Плотность атмосферы еще мала и не вызывает значительного торможения КА. При достижении КА плотных слоев атмосферы его скорость начинает уменьшаться, и в момент достижения ею скорости входа в атмосферу переключают угол крена (γ) со значения γ=π на γ=0. Этим маневром обеспечивают перевод КА на траекторию движения с максимальным АК. В режиме полета с γ=0 реализуют продолжительную рикошетирующую траекторию, на которой скорость КА монотонно уменьшается. При достижении максимальной высоты рикошета происходит увеличение угла атаки КА и, следовательно, более интенсивное торможение КА. Техническим результатом изобретения является снижение конечной скорости КА при вводе системы мягкой посадки и сокращение тем самым расхода топлива на осуществление мягкой посадки КА. 1 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию. При движении КА по ИТУ сначала увеличивают угол крена (γ), снижая АК и поддерживая постоянную температуру в критической области поверхности КА. Затем, по мере снижения скорости полета, угол γ уменьшают от его максимального значения. На ИТУ увеличение АК не приводит к последующему росту температуры сверх ее первого максимума. Поэтому выбором момента переключения на γ=0 можно достичь эффективного гашения скорости КА на последующем этапе полета. Наилучшим является сход КА с ИТУ в момент достижения углом γ максимального значения. В этот момент устанавливают угол атаки КА соответствующим максимальному АК. Этим увеличивают продолжительность заключительного участка полета и интенсивность торможения КА. Возрастание угла атаки после схода КА с ИТУ и завершения набора высоты полета приводит к увеличению коэффициента лобового сопротивления и, тем самым, к большему снижению скорости на момент ввода системы мягкой посадки КА. Техническим результатом изобретения является минимизация конечной скорости КА и максимальной температуры в критической области его поверхности, и снижение тем самым массы теплозащитного покрытия КА и потребных энергетических затрат. 2 ил.

Изобретение относится к способам определения орбит космических объектов (КО), например космического мусора, бортовыми средствами космического аппарата (КА). Способ заключается в вычислении фокального параметра, истинной аномалии, эксцентриситета и наклонения орбиты интересующего КО по аналитическим формулам, основанным на законах кеплеровского движения. Вычисления ведутся без использования итерационных процедур, на базе определения в последовательные моменты времени расстояний между КО и КА и некоторых углов. Эти исходные данные получают обработкой на борту КА изображений КО, получаемых с помощью бинокулярной системы оптических датчиков и ПЗС-матриц. Техническим результатом изобретения является повышение оперативности определения орбит КО на борту КА и тем самым - безопасности полетов КА. 3 ил.

Изобретение относится к области вычислительной техники и может быть использовано в сетевых системах обеспечения управления объектами экономики, топливно-энергетического комплекса, транспорта, связи, энергетики, сельского хозяйства, промышленности, космонавтики и в других областях. Техническим результатом является сокращение временных потерь на ожидание выделения требуемых системных ресурсов, а также повышение оперативности и готовности устройства к работе. В контроллер распределения ресурсов введены буферная память, содержащая схемы управления, схему И, счетчик, и интерфейсная часть устройства, содержащая два стандартных разъема СОМ-портов, две группы элементов И, два распределителя импульсов, три схемы И, два инвертора НЕ и два универсальных асинхронных приемопередатчика, электрически соединенных таким образом, что обеспечивается прием входной информации и фиксация моментов времени начала и окончания приема устройством информации, после чего в автоматическом режиме осуществляется перевод работы устройства в режим контроля и запуск процедуры выполнения контроля распределения ресурсов с последующей записью информации о тупиках в буферной памяти устройства и ее считыванием через первый приемопередатчик в управляющий компьютер или в локальную сеть. 3 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра. На этапе аэродинамического торможения прогнозируют значения скорости КА, угла ее наклона к местному горизонту и высоты апоцентра переходной орбиты - на момент выхода КА из атмосферы планеты. При этом в каждый из последовательных моментов прогноза рассматривают движение КА на оставшихся участках полета в атмосфере при углах крена γ = 0 рад и γ = π. Для каждого из этих углов находят указанные выше прогнозируемые параметры маневра. Их значения используются при управлении углом атаки КА (вблизи его значения, отвечающего максимальному качеству) и выдачей импульса скорости КА в апоцентре переходной орбиты. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности аэродинамического маневра КА вследствие указанного управления. 1 ил.

Изобретение относится к области контроля тупиковых ситуаций в системах автоматики, связи и вычислительной техники (инфокоммуникации), преимущественно в ракетно-космической технике, в космическом и наземном сегментах управления. Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности определения тупиковых ситуаций, особенно в случае наличия множества разнотипных ресурсов, при неполной априорной информации о требуемых процессам ресурсах, с учетом атрибутов критических ресурсов - показателей надежности технических, программных ресурсов и размеров буферной памяти узлов инфокоммуникационной системы. Указанный технический результат достигается тем, что заявленный способ контроля тупиковых ситуаций инфокоммуникационной системы заключается в том, что определяют значения: λ r i т - математического ожидания интенсивности отказов i-гo критического технического ресурса riт, где i=1, 2, 3,…, h r j п - математического ожидания интенсивности отказов j-гo критического программного ресурса rjп, где j=1, 2, 3,…, размера q зоны буферной памяти узла инфокоммуникационной системы, задают tвнп - значение временного интервала планируемого выполнения процессов и вычисляют значение коэффициента готовности - Кгтр по формуле: К г т р = ∏ i = 1 r i т e × − λ r i т t в н п ∏ j = 1 r j п e − h r j п t в н п × ∏ n = 1 N e − k @ э q n ∑ i = 1 k − 1 ( k @ э q n ) i i ! где i=1,2,3,…, - количество критических ресурсов riт; j=1, 2, 3,…, - количество критических программных ресурсов rjп; λ r i т - математическое ожидание интенсивности отказов i-го критического технического ресурса riт; tвнп - временной интервал планируемого выполнения процессов; h r j п - математическое ожидание интенсивности отказов j-гo критического программного ресурса rjп; k - порядок аппроксимирующего распределения Эрланга с параметром @э - интенсивности пуассоновского потока в узел для целого значения размера q зоны буферной памяти узла инфокоммуникационной системы; N - общее количество зон буферной памяти в инфокоммуникационной системе; q - размер зоны буферной памяти узла инфокоммуникационной системы, сравнивают определенный коэффициент готовности - Кгтр с пороговым уровнем Кгтр (0) и при выполнении условия: Кгтр < Кгтр (0) делают вывод о наличии в инфокоммуникационной системе тупиковых ситуаций. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретения относятся к области динамического контроля тупиковых ситуаций и могут быть использованы в системах автоматики, связи и вычислительной техники (инфокоммуникации), преимущественно в ракетно-космической технике, в космическом и наземном секторах управления. Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности контроля, особенно в случае наличия множества разнотипных ресурсов и при неполной априорной информации о требуемых процессам ресурсах. Устройство содержит пункт размещения инфокоммуникационной системы, состоящий из линии передачи информации, блока управления режимами тестирования, блока тестирования интенсивности отказов i-го критического технического ресурса, блока тестирования интенсивности отказов j-го критического программного ресурса, блока тестирования размера зоны буферной памяти узла инфокоммуникационной системы, ключей и блока включения автономного режима тестирования, пункт контроля, состоящий из линии передачи информации, формирователя управляющих сигналов пункта контроля, блока выбора режима тестирования, блока управления параметрами управляющих сигналов, блока вычисления значения коэффициента готовности, блока задания временного интервала планируемого выполнения процессов, блока сравнения, блока задания порогового уровня. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

 


Наверх