Патенты автора Стекольщиков Олег Юрьевич (RU)
Группа изобретений относится к космической технике, а именно к способу и системе определения ориентации космического аппарата (КА) с автономной коррекцией эффекта аберрации света с помощью наблюдения звезд. Система включает не менее трех звездных датчиков (ЗД), установленных на общем основании таким образом, что оптические оси датчиков попарно не параллельны друг другу с заданными углами между их оптическими осями, определяемыми расположением ЗД на основании, блок обработки данных, полученных от звездных датчиков. Каждый из ЗД в блоке выполнен с возможностью определения направления оси визирования ЗД в инерциальной системе координат посредством определения координат центров полей зрения датчиков и угла разворота поля зрения вокруг его центра с получением предварительных параметров ориентации КА. Способ включает одновременное измерение координат центров полей зрения датчиков в процессе движения КА, определение углов между центрами полей зрения не менее трех пар датчиков, определение величины отклонений измеренных углов от заданных, определение вектора пространственной скорости КА, после чего определяют эффект аберрации света и учитывают его при определении пространственной ориентации КА. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.
Группа изобретений относится к машиностроению, в частности к соединительному блоку для соединения детали на двух и трех шаровых опорах. Техническим результатом изобретения является возможность перемещения шаровых опор относительно детали; а также возможность неизменного позиционирования детали относительно шаровых опор при расширении или сжатии детали, например, из-за изменения температуры. Соединительный блок для соединения детали на двух шаровых опорах при помощи двух крепежных элементов характеризуется следующими признаками: крепежные элементы выполнены в виде винта, содержащего головку и стержень; в каждой шаровой опоре выполнено глухое радиальное отверстие с резьбой, предназначенное для размещения стержня винта. Для соединения каждой шаровой опоры в детали выполнены сложнопрофильные сквозные отверстия переменного диаметра, предназначенные для размещения винтов, при этом данные сквозные отверстия включает участок сопряжения детали с шаровой опорой, цилиндрический участок для размещения стержня винта и участок для размещения головки крепежного винта. Каждое сложнопрофильное отверстие в детали размещено соосно отверстию в соответствующей шаровой опоре. Стержень каждого крепежного винта размещен в соответствующем цилиндрическом участке сквозного отверстия детали с зазором, обеспечивающим угловое смещение детали относительно соответствующей шаровой опоры, и закреплен посредством резьбы в глухом отверстии соответствующей шаровой опоры. Под каждой головкой винта установлены упругий компенсатор и коническая шайба, опирающаяся своей внутренней конической поверхностью на сферическую поверхность, образованную на участке для размещения головки соответствующего крепежного винта. Каждый центр выпуклой соответствующей сферической поверхности совпадает с центром соответствующей ей шаровой опоры. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 26 ил.
Изобретение относится к области контрольной и измерительной аппаратуры и техники и может использоваться в устройствах, где важно знать взаимное положение и ориентацию нескольких приборов, изобретение может быть применено на транспорте, космической и лабораторной технике. Техническим результатом изобретения является повышение точности совместных измерений приборов, установленных на основании устройства. Устройство для контроля взаимной ориентации и взаимного положения измерительных приборов содержит нижнюю плиту, боковые платформы, выполненные с возможностью размещения на них измерительных приборов, датчики смещения и блок обработки данных, соединенный с датчиками смещения. Нижняя плита и боковые платформы жестко закреплены посредством шаровых опор таким образом, что их плоскости образуют пирамидальную конструкцию, а сами боковые платформы соединены между собой в вершине образуемой пирамиды посредством одной шаровой опоры. Каждая боковая платформа соединена с тремя шаровыми опорами посредством соответственно трех крепежных элементов. При этом крепежные элементы выполнены в виде винта, содержащего головку и стержень; в каждой шаровой опоре выполнено глухое радиальное отверстие с резьбой, предназначенное для размещения соответствующего стержня винта. Для соединения третьей шаровой опоры в боковой платформе выполнено сложнопрофильное сквозное отверстие переменного диаметра, предназначенное для размещения третьего винта, при этом сквозное отверстие включает цилиндрический участок для размещения стержня винта и участок для размещения головки крепежного винта. Между боковой платформой и третьей шаровой опорой размещена коническая шайба, через которую проходит стержень винта и которая контактирует своей внутренней конической поверхностью со сферической поверхностью данной шаровой опоры. 11 з.п. ф-лы, 27 ил.
Изобретение относится к определению техники и может использоваться в тех системах, где важно знать взаимное положение и ориентацию нескольких приборов, в частности, оно может быть применено на транспорте, в космической и лабораторной технике. Устройство размещено на опоре и содержит нижнюю плиту, боковые платформы, средства крепления, предназначенные для закрепления боковых платформ и нижней плиты к опоре, а также датчики смещения и блок обработки данных, соединенный с датчиками смещения, при этом нижняя плита и боковые платформы выполнены с возможностью установки на опоре с образованием пирамидальной конструкции. При этом нижняя плита и боковые платформы взаимно расположены с зазорами вдоль ребер образуемой пирамидальной конструкции, достаточными для размещения в них датчиков смещения, при этом в каждом зазоре размещен по меньшей мере один датчик смещения. Устройство выполнено с возможностью размещения измерительных приборов на боковых платформах. Технический результат заключается в повышении точности совместных измерений приборов. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО (варианты) ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ИЛИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ // 2620853
Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации КА относительно астрономических объектов. Для каждого из указанных Д предусмотрены одномерные или двумерные (или их комбинации) Д измерения углов. Последние включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д определения ориентации. В варианте источники и приемники излучения Д измерения углов могут быть установлены на другом Д ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Учёт измеряемых Д углов (в блоке обработки данных) позволяет исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости их конструкции. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.
Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов. Каждый Д ориентации снабжен хотя бы шестью Д измерения расстояний, шарнирно закрепленными концами на Д ориентации и на основании устройства. При этом обеспечена непараллельность измеряемых отрезков. Д расстояний включают в себя механический эталон длины и Д смещения. Д связаны с блоком обработки их данных. Учёт смещений Д ориентации (в блоке обработки данных) имеет целью исключить влияние погрешностей положения этих Д в связанных осях ЛА или КА (напр., вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости и термостабильности их конструкции. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.
Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов. При этом устройство снабжено, для каждого из указанных Д, одномерными или двумерными (или их комбинацией) Д измерения углов. Последние включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д определения ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Углы измеряют, например, между рабочими осями Д ориентации и основанием. Учёт этих углов (в блоке обработки данных) имеет целью исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости их конструкции. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО (варианты) ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ИЛИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ // 2620149
Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов. При этом каждый из указанных Д снабжён несколькими Д измерения расстояний между этим Д ориентации и основанием (не менее 6 Д), а также (в варианте) между этим Д и другим (или несколькими) Д ориентации. Шарнирное закрепление концов Д расстояний выполнено с обеспечением непараллельности измеряемых отрезков. Д расстояний включает в себя механический эталон дины и Д смещения. Учёт этих смещений (в блоке обработки данных) имеет целью исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях КА или ЛА (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости и термостабильности их конструкции. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к космической навигации. Способ повышения точности определения ориентации по звездам заключается в проецировании изображения звезд через оптическую систему на матричный приемник излучения. Изображения звезд занимают область не менее 2х2 пикселя. Определяют положение взвешенного центра изображения звезд с учетом индивидуальных характеристик пикселей. Данные об индивидуальных характеристиках пикселей время от времени обновляют с помощью датчика путем проведения калибровки, при которой свет от оптической системы перекрывается светонепроницаемым затвором при помощи устройства управления затвором, а матричный приемник излучения однородно освещается калибровочным осветителем. Светонепроницаемый затвор установлен между оптической системой и матричным приемником излучения. Затвор состоит из качалки в виде экранирующего апертуру лепестка с заделанным в качалку магнитом и исполнительного соленоида. Технический результат - повышение точности определения ориентации и поддерживание точности в течение длительного времени в процессе функционирования датчика. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного точного определения ориентации космического аппарата относительно инерциальной системы координат. Устройство для определения ориентации объекта по звездам содержит корпус, оптическую систему, бленду, матричный приемник излучения, вычислительное устройство, электронную память, содержащую бортовой каталог навигационных звезд. При этом используется колодезная компоновка датчика, в которой оптическая система и бленда объединены в центральный модуль, частично расположенный внутри корпуса датчика, при этом бленда является держателем оптической системы, а центральный модуль является крышкой корпуса. Вокруг центрального модуля размещена электронная единая плата, которая закреплена к боковым стенкам и основанию корпуса винтами. Плата включает гибкие участки, по которым плата изогнута таким образом, чтобы основные тепловыделяющие элементы были прижаты к боковым стенкам корпуса, а матричный приемник излучения к основанию корпуса. При этом сброс тепла со стенок и основания корпуса осуществляется кондуктивным теплообменом за счет теплопроводности через, по меньшей мере, три крепежные лапки основания корпуса и частично за счет лучистого теплообмена с внутренней поверхностью встроенной бленды. В вырез платы под нижней поверхностью матричного приемника излучения установлен термоэлектрический охладитель Пельтье, контактирующий с основанием корпуса через теплопроводящую пасту или прокладку. Технический результат - снижение массы и габаритов устройства, а также увеличение отвода тепла. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
