Патенты автора Овчинников Андрей Викторович (RU)
Способ ориентации космического аппарата // 2735120
Изобретение относится к космической технике. В способе ориентации космического аппарата (КА) перед началом режима начальной ориентации на Землю осуществляют отклонение второй оси КА от направления на Солнце в плоскости, проходящей через первую и вторую оси КА, путем разворота вокруг третьей оси по информации с прибора ориентации на Солнце на угол, затем осуществляют поисковое вращение КА вокруг направления на Солнце до момента попадания Земли в поле зрения прибора ориентации на Землю с последующей ориентацией первой оси КА на центр Земли. Техническим результатом изобретения является обеспечение начальной ориентации КА на Землю на всем освещенном участке орбиты при сохранении ориентации панелей солнечных батарей на Солнце. 3 ил.
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для уменьшения погрешности прогнозирования движения центра масс навигационного космического аппарата (КА). Способ прогнозирования движения центра масс навигационного КА включает прогнозирование ухода центра масс навигационного КА от номинального положения под действием внешних возмущающих сил. При модуле угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце меньше заданного значения, в наземном баллистическом комплексе на каждом витке рассчитывают угол между плоскостью орбиты и направлением на Солнце на момент начала упреждающего разворота вокруг оси ОХ. По рассчитанному углу с помощью табличных зависимостей определяют параметры упреждающего разворота вокруг оси ОХ. Вычисляют время начала и окончания упреждающего разворота вокруг оси ОХ. Осуществляют моделирование упреждающего разворота вокруг оси ОХ с последующим расчетом сил от солнечного давления, влияющих на движение центра масс космического аппарата. Достигается повышение точности прогноза. 4 ил.
Способ ориентации космического аппарата // 2720577
Изобретение относится к космической технике. В способе ориентации космического аппарата (КА) ориентируют КА относительно направления на Солнце и Землю. После обеспечения ориентации КА относительно направления на Солнце в заданном диапазоне углов с использованием автономного контура управления по информации системы определения угловых положений корпуса КА относительно осей ориентации выставляют запрет на поиск Солнца. Во время прохождения орбитального теневого участка при пропадании информации о наличии Солнца в поле зрения солнечного прибора включают таймер на время, равное максимальному времени прохождения орбитального теневого участка, при этом ориентацию КА относительно направления на Солнце осуществляют с использованием измерителя угловых скоростей путем интегрирования угловых скоростей относительно осей ориентации КА. При появлении Солнца в поле зрения солнечного прибора таймер сбрасывают и управление ориентацией КА осуществляют по информации с солнечного прибора. При срабатывании таймера снимают запрет на поиск КА Солнца. Техническим результатом изобретения является обеспечение максимальной освещенности панелей солнечных батарей КА.
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2711656
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА. Вектор тяги двигателя коррекции (ДК) устанавливают по первой оси КА, ориентируемой по вектору линейной скорости КА путём разворотов КА вокруг его второй и третьей осей. Для ориентации на Солнце панели СБ сперва разворачивают относительно первой оси КА до совмещения второй оси с плоскостью, проходящей через вектор линейной скорости КА и направление на Солнце. Затем разворачивают панели вокруг оси, параллельной третьей оси КА. Техническим результатом является уменьшение возмущающих моментов от воздействия струи ДК на элементы КА при поддержании в процессе коррекции ориентации СБ на Солнце. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю, а также ориентацию панелей СБ на Солнце путем разворота КА относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - КА - Земля по информации с прибора ориентации на Солнце (ПОС). Панели СБ ориентируют на Солнце путём их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА, приводом СБ по информации с ПОС. При этом на каждом цикле управления определяют расчетный угол между нормалью к поверхности СБ и второй осью КА путем интегрирования расчетной угловой скорости вала привода СБ, по которой сформировано управление СБ на предыдущем цикле управления. По величине данного угла управляют скоростью вала привода СБ, уточняя величину этого угла при каждом прохождении реперного концевого контакта. Технический результат состоит в возможности обеспечить ориентацию панелей СБ на Солнце при отсутствии датчика угла поворота вала привода СБ или его неисправности. 3 ил.
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем его разворотов вокруг второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю. Ориентацию второй оси КА относительно плоскости Солнце - КА - Земля проводят путем создания и поддержания скорости вращения вокруг первой оси КА по информации с блока измерения угловых скоростей. Изменяют знак этой скорости каждый раз при уменьшении сигнала с панелей СБ. Нормаль к поверхности СБ совмещают с направлением на Солнце путем разворота панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА по расчетной баллистической информации с использованием привода солнечных батарей. На особых участках орбиты: при малых и больших углах Солнце - КА - Земля управляют вращением КА вокруг первой оси по баллистической информации и интегралу от скорости указанного вращения (курсовому углу). Техническим результатом изобретения является обеспечение рабочей ориентации панелей СБ при неисправности прибора ориентации на Солнце. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме. Первый контур реализует необходимую ориентацию КА и накапливает импульс внешнего возмущающего момента (МВ), а второй контур формирует момент разгрузки (МР). МР противоположен по знаку суммарному кинетическому моменту системы КА - управляющий ДМ. На каждом цикле управления формируют с помощью реактивных двигателей (РД) импульс МР, равный по величине импульсу МВ и противоположный МВ по знаку. Время включения РД на цикле управления рассчитывают пропорционально разности между текущим и заданным значениями суммарного кинетического момента системы КА - управляющий ДМ. Технический результат изобретения состоит в уменьшении погрешности ориентации КА на заданный ориентир во время разгрузки ДМ при увеличении допустимого возмущающего момента. 4 ил.
СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ НАВИГАЦИОННОГО СПУТНИКА // 2569999
Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце. Последняя достигается разворотом спутника вместе с панелями СБ вокруг указанной первой оси и разворотом панелей СБ вокруг второй оси, перпендикулярной первой. При прохождении особых участков орбиты, включающих теневые участки и участки больших углов Солнце-спутник-Земля (больше 175°), организуют прогнозируемое движение спутника. Для этого проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси спутника, симметричные относительно точек орбиты, отвечающих максимальному и минимальному углам Солнце-спутник-Земля. Техническим результатом изобретения является уменьшение ошибки прогнозирования движения центра масс спутника и погрешности знания положения фазового центра антенны. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.
Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2). При нарушении точности данной ориентации прекращают ориентацию ИСЗ с использованием бортового компьютера одновременно относительно направлений на Солнце и на Землю (1). При этом включают указанный АК, а СБ (5) устанавливают в фиксированное положение относительно корпуса ИСЗ для получения максимальной их освещенности. Возобновление ориентации ИСЗ с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли. Точность ориентации ИСЗ на Солнце м.б. оценена по текущим параметрам системы электропитания ИСЗ. Признаком нарушения данной ориентации может служить начало работы системы электропитания в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей, при полете вне теневых участков орбиты (4). Техническим результатом изобретения является обеспечение живучести ИСЗ при его длительной автономной эксплуатации в космосе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
