Патенты автора Сармин Эрик Эдуардович (RU)
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Способ управления размещенной на космическом аппарате (КА) аппаратурой наблюдения (АН) на двухстепенной поворотной платформе (ПП) включает определение параметров углового движения ПП по каждой из осей поворота, формирование управляющих воздействий на приводы ПП при выполнении наблюдения объектов на подстилающей поверхности. Перед началом сеанса наблюдения направление вектора угловой скорости (ВУС) поворота оси визирования (ОВ) АН, определенное в связанной с ПП системе координат (СК) в период воздействия на один из приводов ПП, совмещают с определяемым в связанной с аппаратом СК направлением, составляющим минимальный угол с вектором скорости КА. Во время сеанса выставку ОВ АН в требуемые для наблюдения объектов положения осуществляют формированием управляющих воздействий на данный привод ПП и измеряют время наработки привода. В начальных сеансах с направлением, составляющим минимальный угол с вектором скорости аппарата, совмещают поочередно направление ВУС поворота ОВ АН в период воздействия соответственно на один и на другой привод ПП. В последующих сеансах с направлением, составляющим минимальный угол с вектором скорости аппарата, совмещают направление ВУС поворота ОВ АН в период воздействия на привод с наибольшим временем наработки. Технический результат заключается в повышении надежности за счет равномерной наработки приводов. 1 ил.
УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ РАЗМЕЩЕННОЙ НА КОСМИЧЕСКОМ КОРАБЛЕ ПЕРЕНОСНОЙ АППАРАТУРОЙ НАБЛЮДЕНИЯ // 2772766
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Устройство управления размещенной на космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения (ПАН) содержит узел разъемного крепления ПАН и узел съемной установки устройства управления на иллюминатор (УСУУИ). Узел разъемного крепления снабжен отверстием, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия с осью чувствительности ПАН. УСУУИ снабжен отверстием, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия с осью иллюминатора, соединенные с подвесом, снабженным датчиком угла и приводом, соединенными с вычислительным устройством, и соединен с подвесом через шарнир, снабженный угловой шкалой и фиксатором. Ось шарнира совмещена с осью отверстия УСУУИ. Оси отверстий узлов пересекаются в точке, лежащей на оси подвеса. Ось подвеса перпендикулярна оси отверстия УСУУИ и отстоит от плоскости внешней поверхности узла на расстояние М<(R/tanγ–K), где R - радиус иллюминатора, К - толщина корпуса КК в месте расположения иллюминатора, γ - величина угла полураствора прямого конуса, граница основания которого совпадает с границей требуемой зоны обзора подстилающей поверхности ПАН, а высота равна минимальному расстоянию от КК до подстилающей поверхности. Повышается точность ориентирования ПАН на объекты, находящиеся на подстилающей поверхности, при их наблюдении через иллюминатор КК. 1 ил.
УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ РАЗМЕЩЕННОЙ НА КОСМИЧЕСКОМ КОРАБЛЕ ПЕРЕНОСНОЙ АППАРАТУРОЙ НАБЛЮДЕНИЯ // 2771488
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Устройство управления размещенной на космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения (ПАН) содержит узел разъемного крепления ПАН и узел съемной установки устройства управления на иллюминатор (УСУУИ). Узел разъемного крепления ПАН снабжен отверстием, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия с осью чувствительности ПАН. УСУУИ снабжен отверстием, выполненным с возможностью совмещения осей отверстия и иллюминатора, соединенные с двухстепенным подвесом с взаимно перпендикулярными осями и размещенными по осям подвеса датчиками угла и приводами, соединенными с вычислительным устройством. Первая ось подвеса перпендикулярна оси отверстия УСУУИ и отстоит от внешней поверхности узла, на которую выходит отверстие, на расстояние М. УСУУИ выполнен неподвижным относительно положения первой оси подвеса. Отверстие узла разъемного крепления ПАН выполнено так, что ось отверстия перпендикулярна второй оси подвеса, положение которой фиксировано относительно узла разъемного крепления ПАН. Оси отверстий проходят через точку пересечения осей подвеса. Повышается точность наведения и отслеживания объектов наблюдения. 1 ил.
СПОСОБ КОНТРОЛЯ СИСТЕМЫ ЭНЕРГОПИТАНИЯ СНАБЖЕННОГО СОЛНЕЧНЫМИ БАТАРЕЯМИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2665145
Изобретение относится к космической технике. Способ контроля системы энергопитания снабженного солнечными батареями (СБ) космического аппарата (КА) включает измерение тока СБ и параметров углового положения СБ, определение параметров эффективности СБ и контроль системы энергопитания по результатам сравнения измеренных и расчетных значений тока СБ. На интервале измерения тока СБ определяют расстояние от Земли до Солнца, производят поворот СБ. Производят съемку освещенных Солнцем элементов конструкции КА в видимом спектральном диапазоне. По измерениям яркости элементов конструкции КА, параметрам относительного положения съемочной аппаратуры, снимаемых элементов конструкции КА, Солнца, СБ и КА, определенному расстоянию от Земли до Солнца и измерениям тока СБ уточняют значения параметров эффективности СБ. Прогнозируют ток СБ под воздействием излучения, поступающего от Солнца и освещенных Солнцем элементов конструкции КА. При выявлении рассогласования измеренных и расчетных значений тока СБ их сравнение выполняют с учетом измеренных параметров углового положения СБ относительно Солнца и элементов конструкции КА. Техническим результатом изобретения является повышение точности прогнозирования выходного тока СБ. 1 ил.
