Патенты автора Нехамкин Леонид Иосифович (RU)
Изобретение относится к области управления относительным движением космических аппаратов (КА) с солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) батареями. С помощью СБ обеспечивают положительный энергобаланс источника питания. Ориентируют КА на заданной орбите с использованием бесплатформенного инерциального блока с блоком звездных датчиков. Посредством исполнительных органов в виде гиродинов и электромагнитной системы управления (ЭМСУ) формируют управляющие моменты воздействия на корпус КА. Вместе с ЭМСУ используют блок реактивных двигателей с малым расходом рабочего тела в режимах успокоения и стабилизации КА при хаотично изменяющемся моменте, создаваемом ЭМСУ. Обеспечивают плавную раскрутку роторов гиродинов и доводят величину зарядной емкости АБ до оптимального значения энергообеспечения указанных режимов КА и его длительного штатного режима. Техническим результатом являются высокие эффективность и надежность управления КА при обеспечении его длительной высокоточной ориентации. 2 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА) для обеспечения ориентации на Солнце. Способ ориентации КА обеспечивает ориентацию КА относительно направления на Солнце с использованием дополнительного автономного контура управления. Используется контроль временного теневого интервала орбиты с помощью таймера, запускаемого импульсным сигналом терминатора или по информации от бортового баллистического программного обеспечения бортового компьютера. При первом входе в теневой интервал орбиты генератор импульсных сигналов терминатора может быть запущен не только по информации от исправного бортового баллистического программного обеспечения бортового компьютера, но также по сигналу от солнечного датчика или по сигналу с наземного комплекса управления (НКУ). Использование дополнительного автономного контура управления в штатном режиме осуществляют в случае отсутствия управляющих сигналов, поступающих в него из бортового компьютера в течение устанавливаемого контрольного времени. После восстановления работоспособности бортового компьютера по командам с НКУ его включают в штатную работу и исключают дополнительный автономный контур управления из штатного режима управления КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и живучести КА. 1 ил.
Использование: для определения градиентов силы тяжести или вторых производных потенциала силы тяжести Земли. Сущность изобретения заключается в том, что размещают в центре масс корпуса космического аппарата вытянутой обтекаемой формы градиентометр, в котором на каждой оси x, y, z устанавливают по паре неподвижных линейных акселерометров с заданным расстоянием между ними, с помощью двигательной установки обеспечивают равномерное движение космического аппарата на заданной траектории, параметры движения космического аппарата контролируют с помощью системы GPS или ГЛОНАСС и системами слежения с Земли, солнечные батареи жестко закрепляют на корпусе космического аппарата, при этом ориентацию космического аппарата на заданной орбите обеспечивают с помощью бесплатформенного инерциального блока, для создания необходимого крутящего момента, воздействующего на корпус космического аппарата, используют электромагнитную систему. Технический результат: обеспечение возможности достижения высокой точности и надежности спутниковой гравитационной градиентометрии при длительной автономной эксплуатации космического аппарата в космосе. 1 ил.
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2736522
Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию КА относительно направления на Солнце с использованием дополнительного автономного контура управления (АКУ), подключаемого при нарушении указанной ориентации КА. При этом СБ фиксируют относительно корпуса КА. При входе в теневой участок орбиты от исправного бортового компьютера (БК) запускают таймер максимальной продолжительности этого участка. После выхода из теневого участка при возникновении неисправности БК по сигналу таймера КА переводят в режим работы с АКУ, а при исправном БК таймер отключают. Таймер запускают от импульсного сигнала терминатора или по информации от БК. При зафиксированных СБ для их ориентации на Солнце КА вводят в режим пассивной закрутки. При отрицательном энергобалансе в случае потери ориентации СБ на Солнце используют экономичный режим работы аккумуляторных батарей. Техническим результатом является высокая надежность и живучесть КА при обеспечении устойчивого электропитания в течение всего срока активного существования КА. 1 ил.
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2724111
Использование: в области электротехники при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей. Технический результат - повышение энергетической эффективности и срока активного существования системы электропитания космического аппарата. Система электропитания космического аппарата включает в себя солнечную батарею; основную аккумуляторную батарею из N аккумуляторов; микроЭВМ; разрядное устройство; зарядное устройство, первый вывод которого соединен с плюсовой шиной солнечной батареи, а второй - с первым выводом разрядного устройства; нагрузку, первый вывод которой соединен с вторым выводом разрядного устройства, а второй - с минусовой шиной основной аккумуляторной батареи из N аккумуляторов и с минусовой шиной солнечной батареи; блок контроля и выравнивания аккумуляторов, первый выход которого соединен с первым входом микроЭВМ, (N+1) выходы - с аккумуляторами основной аккумуляторной батареи из N аккумуляторов, а вход - с первым выходом микроЭВМ, второй выход которой соединен с первым входом зарядного устройства. Дополнительно введены блок из N шунтирующих байпасных переключателей, входы которых соединены с третьим выходом микроЭВМ, а выходы - параллельно с каждым аккумулятором основной аккумуляторной батареи из N аккумуляторов; дополнительная аккумуляторная батарея из n аккумуляторов, минусовой вывод которой соединен с плюсовой шиной основной аккумуляторной батареи из N аккумуляторов; блок из n шунтирующих байпасных переключателей, входы которого соединены с четвертым выходом микроЭВМ, а выходы - параллельно с каждым аккумулятором дополнительной аккумуляторной батареи из n аккумуляторов, блок из n последовательных байпасных переключателей, входы которого соединены с пятым выходом микроЭВМ, а выходы - последовательно с каждым аккумулятором дополнительной аккумуляторной батареи из n аккумуляторов и между собой, при этом последний выход (5-n) соединен с вторым выводом зарядного устройства, последовательный регулятор напряжения, первый вход которого соединен с первым выводом зарядного устройства, а выход - с первым выводом нагрузки, экстремальный регулятор мощности с формирователем управления, первый вход которого соединен с первым выводом зарядного устройства, второй вход соединен с первым выводом нагрузки, первый выход соединен с вторым входом зарядного устройства, а второй выход - с вторым входом последовательного регулятора напряжения, формирователь одиночного импульса тока, первый вывод которого соединен с плюсовой шиной солнечной батареи, второй вывод соединен с вторым выводом зарядного устройства, третий вывод соединен с минусовой шиной солнечной батареи, а четвертый вывод - с шестым выходом микроЭВМ, система терморегулирования, вход которой соединен с седьмым выходом микроЭВМ. 3 ил.
Изобретение относится к космической технике, в частности к способам управления ориентацией и стабилизацией космического аппарата. Способ динамичной высокоточной ориентации и стабилизации космического аппарата заключается в использовании гиродинов в качестве исполнительных органов, которые позволяют обеспечить управление космическим аппаратом при поворотах КА на заданные углы по крену, рысканью и тангажу. В высокодинамичном режиме используется в приводе управления гироузлом двигатель, вал которого соединяется с ним напрямую. Для стабилизации КА используется в приводе управления гироузлом двигатель, вал которого соединяется с ним через редуктор. Обеспечивается возможность переключения режима работы гиродина с высокой динамикой на режим с высокой стабилизацией, и наоборот. 2 ил.
Группа изобретений относится к космической технике. Способ управления движением КА заключается в автоматической компенсации ошибок бесплатформенной системы ориентации, входящей в систему управления ориентацией КА, вызванных систематическими погрешностями блока датчиков угловой скорости, используя сравнение показаний блока датчиков угловой скорости с показаниями блока звездных датчиков в устройствах коррекции ошибки. Устройство управления включает в себя центральную ЭВМ, бесплатформенную систему ориентации, блок звездных датчиков, исполнительные органы, устройство ориентации КА, содержащее солнечный датчик и трехмерный магнитометр или датчик ИК-вертикали, соединенные с микро-ЭВМ, устройство управления ориентацией солнечных батарей, приемник спутниковой навигации, электромагнитную систему управления, электромагниты которой устанавливаются непосредственно на корпусе КА по осям X, Y, Z. Трехмерный магнитометр является общим для устройства ориентации КА и электромагнитной системы управления. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение надежности и живучести КА при высокой точности ориентации. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Группа изобретений относится к способам и средствам магнитной ориентации спутников, преимущественно малых космических аппаратов (КА). Способ включает измерение векторов индукции магнитного поля Земли и кинетического момента, накопленного системой «корпус КА-маховик». По измеренным параметрам формируют сигналы на исполнительные электромагнитные устройства для предварительного успокоения КА. С помощью двигателя-маховика (установленного по оси тангажа) проводят гиростабилизацию и управление движением КА по тангажу. Разгрузку маховика проводят с помощью указанных электромагнитных устройств. Управление этими процессами осуществляет микроЭВМ, взаимодействующая с бортовой ЭВМ, связанной по каналу телеметрии с наземным центром. Техническим результатом группы изобретений является повышение технико-эксплуатационных характеристик и надежности системы ориентации, главным образом малых КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Группа изобретений относится к бесплатформенным системам ориентации (БСО) космических аппаратов (КА) с гироинерциальными и астронавигационными элементами. Предлагаемый способ состоит в компенсации ошибок БСО, вызванных систематическими погрешностями датчиков угловой скорости (ДУС). Он основан на сравнении показаний ДУС и датчиков астроориентации (ДАО). Оценку погрешности ДУС формируют изодромным преобразованием результата сравнения сигналов углового положения КА, измеренного блоком ДАО и вычисленного в вычислительном устройстве БСО по показаниям ДУС. Сигнал оценки погрешности ДУС на выходе изодромного звена формируют во время подключения к управлению блока ДАО. Этот сигнал запоминают на время отключения от управления блока ДАО. Одновременно осуществляют непрерывное вычитание полученного сигнала из показаний ДУС. В составе показаний этих ДУС отражены абсолютная угловая скорость КА и ошибка, вызванная систематическими погрешностями. Устройство, реализующее предлагаемый способ, содержит БСО, блок ДАО, исполнительные органы. Блок гироинерциальных измерителей БСО составлен из однокомпонентных ДУС. Вычислительное устройство осуществляет интегрирование кинематических уравнений по информации от ДУС. Вычислительные модули включают в себя изодромные звенья, сумматоры и элементы сравнения. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности ориентации КА при непрерывном режиме эксплуатации КА за счет постоянной автоматической компенсации ошибок БСО. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
