Патенты автора Беляев Михаил Юрьевич (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.
Изобретение относится к медицине, а именно к способу мониторинга воздействия невесомости на двигательную активность находящегося на борту космического аппарата оператора. При исполнении способа измеряют биомеханические параметры двигательной активности оператора, включая углы в суставах. Сравнивают значения биомеханических параметров. Определяют воздействие невесомости на биомеханику движений оператора с учетом результатов сравнения. Дополнительно осуществляют измерение биомеханических параметров двигательной активности оператора в космическом полете в процессе выполнения оператором локомоторных движений с использованием заданного положения опорной поверхности относительно оператора, при этом измеряют углы в суставах между последовательно соединенными сегментами тела оператора, начиная с сегмента, ближайшего к опорной поверхности, расстояние от опорной поверхности до конечной точки ближайшего к опорной поверхности сегмента тела оператора, длину проекции на опорную поверхность перемещения конечной точки ближайшего к опорной поверхности сегмента тела оператора и продолжительность выполнения движения. Регистрируют биомеханическую структуру выполненных оператором локомоторных движений, включая последовательность и длительность интервалов движений. Через задаваемый отрезок времени повторно измеряют упомянутые величины биомеханических параметров в процессе выполнения оператором локомоторных движений, биомеханическая структура которых идентична зарегистрированной, с использованием заданного положения опорной поверхности относительно оператора. По измеренным значениям величин биомеханических параметров и моментам измерений определяют прогнозируемые интервалы времени, отсчитываемые от момента последнего измерения, через которые прогнозируемые значения упомянутых величин биомеханических параметров достигнут задаваемых критических значений. Через время после момента последнего измерения, не превышающее минимальное из определенных прогнозируемых интервалов времени, повторяют измерение упомянутых величин биомеханических параметров в процессе выполнения оператором локомоторных движений, биомеханическая структура которых идентична зарегистрированной, с использованием заданного положения опорной поверхности относительно оператора. Обеспечивается повышение точности мониторинга воздействия невесомости на биомеханику движений оператора за счет точного определения моментов изменения величин биомеханических параметров, характеризующих воздействие невесомости на биомеханику движений оператора в космическом полете. 1 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к медицине, а именно к способу определения воздействия невесомости на двигательную активность находящегося на борту космического аппарата оператора. При исполнении способа измеряют в наземных условиях биомеханические параметры двигательной активности оператора, включая углы в суставах. Сравнивают значения биомеханических параметров. Определяют воздействие невесомости на биомеханику движений оператора с учетом результатов сравнения. Дополнительно осуществляют измерение биомеханических параметров двигательной активности оператора в наземных условиях в процессе выполнения оператором локомоторных движений с использованием заданного положения опорной поверхности относительно оператора и интерьера. При этом измеряют углы в суставах между последовательно соединенными сегментами тела оператора, начиная с сегмента, ближайшего к опорной поверхности, расстояние от опорной поверхности до конечной точки ближайшего к опорной поверхности сегмента тела оператора, длину проекции на опорную поверхность перемещения конечной точки ближайшего к опорной поверхности сегмента тела оператора и продолжительность выполнения движения. Регистрируют биомеханическую структуру выполненных оператором локомоторных движений, включая последовательность и длительность интервалов движений, измеряют упомянутые угловые, линейные и временные величины биомеханических параметров в космическом полете в процессе выполнения оператором локомоторных движений, биомеханическая структура которых идентична зарегистрированной, с использованием заданного положения опорной поверхности относительно оператора. Результат воздействия невесомости на двигательную активность находящегося на борту космического аппарата оператора определяют по результатам сравнения значений величин биомеханических параметров, определенных в наземных условиях, и значений данных величин, определенных в космическом полете. Обеспечивается повышение точности определения воздействия невесомости на биомеханику движений оператора с учетом первичных наземных и последующих бортовых измерений анализируемых величин биомеханических параметров. 1 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к способам определения параметров движения объектов, в частности смещающихся природных масс ледника и оползня. Сущность: выполняют построение и поддержание задаваемой ориентации космического аппарата, снабженного радиоприемопередающими средствами. Измеряют параметры орбиты космического аппарата и определяют по ним моменты времени прохождения космического аппарата над объектом. Определяют параметры движения объекта по получаемым аппаратурным данным. Дополнительно по радиосигналам от спутников системы спутниковой навигации, принятым размещенным на объекте приемопередающим радиоустройством, определяют координаты местоположения радиоустройства. По определенным координатам с учетом значений параметров орбиты космического аппарата определяют время нахождения радиоустройства в зоне видимости передающей антенны космического аппарата. В течение данного времени выполняют прием радиоустройством передаваемого с космического аппарата радиосигнала с текущими значениями параметров орбиты. По параметрам орбиты и определенным текущим координатам местоположения радиоустройства определяют время нахождения радиоустройства в зоне видимости приемной антенны космического аппарата. В течение данного времени выполняют передачу радиоустройством радиосигнала с координатами местоположения радиоустройства, определенными для задаваемого количества моментов через задаваемые промежутки времени, и значения моментов времени, на которые выполнено определение данных координат. Выполняют прием данного радиосигнала на космическом аппарате. Параметры движения объекта определяют по принятым координатам местоположения радиоустройства и моментам времени, на которые выполнено их определение. Технический результат: повышение точности определения параметров движения объекта. 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.
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) вытянутой формы с солнечными батареями (СБ). Способ включает определение высоты орбиты КА и длительности ΔT теневой части витка орбиты, угла β между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА, разворот КА до совмещения его продольной оси с плоскостью орбиты и закрутку КА вокруг его продольной оси. К моменту закрутки совмещают продольную ось КА с направлением, перпендикулярным направлению на Солнце, при достижении углом α между нормалью к рабочей поверхности СБ, перпендикулярной продольной оси КА, и проекцией направления на Солнце на плоскость орбиты значения α0, задаваемого условием α=β в момент выхода КА на первую из числа витков поддержания одноосной ориентации КА световую часть орбиты. Закрутку КА выполняют с угловой скоростью ω1>3ω (ω - орбитальная угловая скорость). Технический результат состоит в повышении энергоотдачи СБ при поддержании одноосной инерциальной ориентации КА. 2 ил.
Изобретение относится к радиотехнике и может использоваться для мониторинга с орбитального космического аппарата (КА) движения объекта преимущественно смещающихся природных масс ледника и оползня. Технический результат состоит в повышении точности мониторинга движения объекта. Для этого способ включает построение задаваемой ориентации КА, снабженного радиосредствами, определение моментов прохождения КА над объектом и определение параметров движения объекта по получаемым аппаратурным данным. Дополнительно определяют координаты РУ, по которым с учетом значений параметров орбиты КА определяют время нахождения приемопередающего радиоустройства (РУ) в зоне видимости передающей антенны КА. Выполняют прием РУ передаваемого с КА сигнала с текущими значениями параметров орбиты. По параметрам орбиты и определенным текущим координатам РУ определяют время нахождения РУ в зоне видимости приемной антенны КА. Передают с РУ на КА сигнал с временами и координатами РУ, определенными для задаваемого количества моментов через задаваемые промежутки времени, по которым определяют параметры движения объекта и прогнозируют время ΔТр перемещения РУ на задаваемое расстояние, определяемое требуемой точностью мониторинга. 1 ил.
Изобретение относится к радиолокации и может использоваться для дистанционного мониторинга с космического аппарата движения потенциально опасного объекта (ПОО). Технический результат состоит в повышении точности контроля движения потенциально опасного объекта относительно наземного пункта, достижение которого потенциально опасным объектом может привести к катастрофическим последствиям. Для этого по радиосигналам от спутников системы спутниковой навигации, принятым размещенным на потенциально опасном объекте приемо-передающим радиоустройством определяют координаты радиоустройства (РУ), по которым с учетом значений параметров орбиты КА определяют время нахождения РУ в зоне видимости передающей антенны КА. Выполняют прием РУ передаваемого с КА сигнала с текущими значениями параметров орбиты. По параметрам орбиты и определенным текущим координатам РУ определяют время нахождения РУ в зоне видимости приемной антенны КА. Передают с РУ на КА сигнал с временами и координатами РУ, определенными для задаваемого количества моментов через задаваемые промежутки времени. Определяют параметры движения ПОО и прогнозируют наиболее ранний момент Тсоб, когда ПОО предположительно достигнет наземного пункта. 1 ил.
Изобретение относится к способам слежения за полётом космических аппаратов (КА). Способ включает измерение исходных параметров орбиты КА и определение по ним времени и координат КА. Дополнительно выполняют с КА первичную и через заданное время повторную съемку объекта наблюдения, находящегося вне плоскости орбиты на подстилающей поверхности (ПП) с измеренными координатами точек местности. По ортотрансформированным первичному и повторному снимкам определяют координаты точек ПП, соответствующих идентифицируемым точкам снимка. Из этих точек определяют наборы, координаты точек которых с задаваемой точностью удовлетворяют уравнениям определения вершины конуса, лучи и ось которого проходят через данные точки ПП, а угол раствора равен углу поля зрения съемочной аппаратуры. Определяют вектор с началом в точке из набора для первичного снимка и концом в точке из набора для повторного снимка, составляющий наименьший угол с расчетным вектором скорости КА при прохождении КА над объектом наблюдения. За текущую орбиту КА принимают линию, проходящую в моменты выполнения снимков через начало и конец упомянутого вектора. Технический результат состоит в определении параметров орбиты вне зон траекторных измерений. 2 ил.
Изобретение относится к бортовому оборудованию космического корабля (КК). Способ включает определение плотности атмосферы на высоте орбиты КК, положения центра масс и ориентации КК, прогнозирование границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты КК, формирование команд на управление аппаратурой наблюдения (АН). На задаваемом интервале наблюдения определяют наиболее подходящий для этого иллюминатор КК. Разворачивают размещенное на КК подвижное зеркало (ПЗ) так, чтобы обеспечить видимость АН, через иллюминатор, ПЗ и размещенное на КК стационарное зеркало, определённых точек в области расположения объекта наблюдения. Съемку выполняют в течение всего времени переориентации ПЗ. Технический результат состоит в обеспечении гарантированной регистрации данных от объекта наблюдения различной сменной АН с использованием описанной системы зеркал. 1 ил.
Изобретение относится к бортовому оборудованию космического корабля (КК). Система управления содержит блок определения плотности атмосферы на высоте орбиты КК, блок определения положения центра масс и ориентации КК, блок определения границ области расположения объекта наблюдения относительно орбиты КК и блок формирования команд на выполнение измерений аппаратурой наблюдения (АН). На иллюминаторе КК установлено устройство управления наведением АН со стационарным и подвижным (ПЗ) зеркалами и узлами разъемного крепления и съемной установки АН на иллюминатор. Предусмотрены также блоки: определения иллюминатора для наблюдения, определения точек наведения АН, определения текущего положения ПЗ, контроля положения ПЗ относительно точек наведения, АН и стационарного зеркала, формирования команд управления положением ПЗ. Технический результат состоит в обеспечении гарантированной регистрации данных от объекта наблюдения различной сменной АН. 2 ил.
Изобретение относится к бортовому оборудованию космического корабля (КК). Система управления содержит блок определения положения объекта наблюдения относительно КК и блок формирования команд управления аппаратурой наблюдения (АН). На иллюминаторе КК установлено устройство управления наведением, снабженное стационарным и подвижным зеркалами, узлами разъемного крепления и съемной установки АН на иллюминатор. Предусмотрены блоки: определения параметров положения устройства управления наведением относительно КК, контроля положения объекта наблюдения относительно устройства управления наведением, определения параметров текущего положения подвижного зеркала, формирования команд управления положением подвижного зеркала, контроля положения подвижного зеркала относительно объекта, АН и стационарного зеркала. Технический результат состоит в обеспечении высокоточного наведения и отслеживания заданных объектов наблюдения на подстилающей поверхности посредством сменной аппаратуры наблюдения. 2 ил.
Изобретение относится к эксплуатации оборудования космического корабля (КК). Способ включает определение относительного положения объекта наблюдения на подстилающей поверхности, КК и аппаратуры наблюдения (АН). Дополнительно по определяемым параметрам движения и ориентации КК определяют, у какого из иллюминаторов линия следа нормали к плоскости иллюминатора наиболее близка к трассе полета. Разворачивают размещенное на КК подвижное зеркало до совмещения нормали к этому зеркалу с биссектрисой угла между направлениями от подвижного на стационарное зеркало КК и на прогнозируемое местоположение объекта наблюдения. Осуществляют поиск последнего по отображению подстилающей поверхности в поле зрения АН. При этом совмещают нормаль к плоскости стационарного зеркала с биссектрисой угла между направлением на подвижное зеркало и осью чувствительности АН. Разворачивают подвижное зеркало до попадания объекта наблюдения в требуемую область поля зрения АН, после чего выполняют съемку. Технический результат состоит в повышении точности наведения и отслеживания объектов наблюдения различной сменной АН. 1 ил.
УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ РАЗМЕЩЕННОЙ НА КОСМИЧЕСКОМ КОРАБЛЕ ПЕРЕНОСНОЙ АППАРАТУРОЙ НАБЛЮДЕНИЯ // 2717603
Изобретение относится к оборудованию космического корабля (КК). Устройство управления размещенной на космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения (АН) (1) содержит корпус (4), двухстепенной подвес с датчиками (12, 15) угла и приводами (13, 16) на его осях, а также вычислительное устройство (17). В корпусе выполнены отверстия (5, 6) и установлены стационарное (9) и подвижное (10) зеркала. На отверстии (5) расположен узел разъемного крепления АН (1). На отверстии (6) расположен узел съемной установки корпуса на иллюминатор (3). Стационарное зеркало (9) установлено с совмещением нормали N1 к его плоскости с биссектрисой прямого угла между лучами (20) и (21), отражаемыми зеркалом вдоль направлений к АН (1) и зеркалу (10). Аналогичная нормаль N2 зеркала (10) совмещена с биссектрисой угла между лучом (20) и лучом (23), проходящим через отверстие (6) и иллюминатор (3) к подстилающей поверхности (19). Зеркала обеспечивают наведение оси чувствительности АН (1) на заданные объекты наблюдения без поворота самой АН. Технический результат направлен на повышение точности наведения и отслеживания заданных объектов посредством различной сменной АН. 1 ил.
СПОСОБ ПРИВЯЗКИ ВЫПОЛНЕННЫХ С ОРБИТАЛЬНОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА СНИМКОВ ПОДСТИЛАЮЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ // 2712781
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Способ привязки выполненных с орбитального космического аппарата (КА) снимков подстилающей поверхности включает ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка. Дополнительно в течение заданного интервала времени выполняют дополнительную съемку подстилающей поверхности при последовательно меняющих знак изменениях угла между нормалью к плоскости орбиты и проекцией оси визирования съемочной аппаратуры на плоскость, перпендикулярную направлению полета космического аппарата, на моменты выполнения снимков. По ортотрансформированным первичному и дополнительным не менее чем двум снимкам определяют географические координаты точек поверхности планеты, соответствующих задаваемым точкам снимка, и определяют наборы точек, координаты которых с задаваемой точностью удовлетворяют уравнениям определения вершины конуса, лучи и ось которого проходят через точки поверхности планеты, соответствующие задаваемым точкам снимка, а угол раствора равен углу поля зрения съемочной аппаратуры. Определяют комбинацию точек, в которую входят по одной точке из определенных наборов точек, через которые проходят линии, составляющие между собой углы, сумма которых минимальна. Привязку выполненных снимков к точкам выполнения съемки производят по точкам данной комбинации, которые принимают за точки, из которых производилась съемка. Технический результат – повышение точности привязки выполненных с КА снимков подстилающей поверхности к точкам выполнения съемки. 2 ил.
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРБИТЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С АППАРАТУРОЙ ДЛЯ СЪЁМКИ ПОДСТИЛАЮЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ // 2711834
Изобретение относится к способам слежения за полётом космических аппаратов (КА). Способ включает определение по ортотрансформированным снимкам подстилающей поверхности (ПП) географических координат точек областей этой ПП, над которыми находится КА. Снимки делают при последовательно меняющих знак изменениях угла визирования съемочной аппаратуры. Определяют наборы точек, с заданной точностью являющихся вершинами конуса, угол раствора которого равен углу поля зрения съемочной аппаратуры, а ось и образующие проходят через точки ПП, соответствующие задаваемым точкам снимка. Определяют комбинацию точек, по одной из каждого набора, через которые проходят линии, сумма углов между которыми минимальна. Через заданное время действия повторяют. За текущую орбиту КА принимают прогнозируемую линию, проходящую на моменты снимков с заданной точностью через найденные комбинации точек. Технический результат состоит в возможности определения параметров орбиты КА вне зон траекторных измерений. 2 ил.
Изобретение относится, главным образом, к спутникам для наблюдения Земли. Привязка включает измерение параметров орбиты спутника, ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка. Через заданное время после первого снимка выполняют второй снимок подстилающей поверхности при другом значении угла между осью визирования съемочной аппаратуры и плоскостью орбиты. По ортотрансформированным первому и второму снимкам определяют географические координаты точек поверхности планеты, соответствующих задаваемым точкам снимка. Определяют два набора точек с координатами, достаточно точно удовлетворяющими уравнениям для определения, по указанным точкам снимка, вершины конуса поля зрения съемочной аппаратуры. По измеренным параметрам орбиты определяют положение её плоскости в период съемки. Определяют комбинацию точек, по одной из каждого набора, через которые проходит линия с минимальным углом к плоскости орбиты. Точки данной комбинации принимают за точки, из которых производилась съемка. Технический результат состоит в точном определении точек пространства, из которых производилась съемка. 2 ил.
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРБИТЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С АППАРАТУРОЙ ДЛЯ СЪЕМКИ ПОДСТИЛАЮЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ // 2709978
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Способ включает измерение исходных значений параметров орбиты и прогнозирование по ним значений времени и координат местоположений КА. В течение заданного интервала времени выполняют съемку с КА подстилающей поверхности при различных значениях угла γ между направлением нормали к плоскости орбиты и проекцией оси визирования съемочной аппаратуры на плоскость, перпендикулярную вектору скорости КА. Определяют географические координаты точек поверхности планеты, соответствующих задаваемым точкам снимка, и определяют наборы точек, координаты которых удовлетворяют уравнениям определения вершины конуса, лучи и ось которого проходят через точки поверхности планеты, соответствующие задаваемым точкам снимка, а угол раствора равен углу поля зрения съемочной аппаратуры. Определяют положение плоскости орбиты и определяют комбинацию точек. Повторяют действия и за определяемую текущую орбиту КА принимают прогнозируемые значения времени и координат, составляющие линию, проходящую в моменты снимков через точки найденных комбинаций точек. Обеспечивается определение параметров орбиты вне зон траекторных навигационных измерений. 2 ил.
Изобретение относится к технологическому контролю, преимущественно космических объектов (КО). Способ включает измерение угла (α) между направлением от ориентира на КО к источнику освещения (Солнцу) и нормалью к поверхности КО в точке ориентира. Измеряют также угол (β) между оптической осью съемочной аппаратуры (СА), установленной на КО, и направлением на источник освещения. Изменяют ориентацию КО до достижения углом α значений, дающих заданный уровень освещённости ориентира, а углом β - значений, исключающих засветку СА. Съемку ориентира выполняют в моменты, когда измеряемые датчиком микроускорения от вибраций корпуса КО не превышают пороговых значений. Для установления деформации корпуса КО (по смещению изображений ориентира) отбирают снимки, сделанные в моменты времени, определяемые из условия затухания амплитуды вибраций, с учётом рассогласования временной привязки измерений микроускорений и снимков. Технический результат состоит в минимизации помех от вибрации корпуса КО. 1 ил.
Изобретение относится к способам технологического контроля технических средств. Способ определения деформации корпуса объекта, преимущественно космического аппарата, включает измерение острого угла α между направлением от ориентира на поверхности объекта к источнику освещения и нормалью к плоскости, касательной к поверхности объекта в точке ориентира, измерение острого угла β между оптической осью установленной на объекте съемочной аппаратуры и направлением от съемочной аппаратуры на источник освещения, сравнение данного угла с задаваемой величиной, определяемой характеристикой поля зрения съемочной аппаратуры, изменение ориентации корпуса объекта до достижения углом α заданного значения, а углом β значения, превышающего сравниваемую с ним величину, выполнение серии снимков ориентира и определение деформации корпуса объекта по смещению изображения ориентира на снимках. Дополнительно измеряют угол γ между нормалью к упомянутой плоскости и направлением от ориентира к съемочной аппаратуре, контролируют значение угла δ между проекциями направлений от ориентира к съемочной аппаратуре и к источнику освещения на упомянутую плоскость, при упомянутом изменении ориентации корпуса объекта ориентацию объекта на моменты выполнения съемок изменяют до превышения задаваемого значения, причем при упомянутом сравнении угла β данный угол сравнивают с полураствором конуса поля зрения съемочной аппаратуры. Технический результат заключается в исключении помех от бликов на выполняемых для определения деформации корпуса объекта снимках ориентиров. 1 ил.
Изобретение относится к области дистанционного мониторинга. Способ контроля лесного пожара с космического аппарата. Способ контроля лесного пожара с космического аппарата включает выполнение съемки с космического аппарата подстилающей поверхности и определение по получаемому изображению контура пожара. Дополнительно запоминают момент, на который определен контур пожара. Определяют и запоминают параметры поля ветра. Определяют границы областей различных видов подстилающей поверхности и расстояния от контура пожара до данных границ и области подстилающей поверхности, распространение пожара до которой исследуют. Определяют интервал времени Δt, отсчитываемый от запомненного момента tp, как наименьший из интервалов времени до касания контуром пожара указанных границ и указанной области, и до момента времени, в который отклонения прогнозируемых параметров поля ветра от их запомненных значений превышают задаваемую величину. Определяют контур пожара на определенный момент tp+Δt, запоминают данный момент и прогнозируемые параметры поля ветра. При расположении указанной области вне определенного контура пожара повторяют действия, начиная с определения расстояний. Линию наиболее быстрого распространения пожара до указанной области определяют как линию от данной области до определенного по снимку контура пожара, разделенную определенными контурами пожара на отрезки. Технический результат заключается в определении линии наиболее быстрого распространения пожара до области, до которой исследуют распространение пожара. 2 ил.
Изобретение относится к области дистанционного мониторинга. Способ контроля лесного пожара с космического аппарата. Способ контроля лесного пожара с космического аппарата включает выполнение съемки с космического аппарата и определение по изображению контура пожара. Дополнительно запоминают момент, на который определен контур пожара. Определяют и запоминают параметры поля ветра. Определяют границы областей различных видов подстилающей поверхности и расстояния от контура пожара до данных границ и области, распространение пожара до которой исследуют. Определяют интервал времени Δt, отсчитываемый от запомненного момента времени, как наименьший из интервалов до касания контуром пожара указанных границ и указанной области, и до момента отклонения прогнозируемых параметров поля ветра от их запомненных значений на задаваемую величину. Определяют контур пожара на момент tp+Δt, запоминают данный момент и прогнозируемые параметры поля ветра. При расположении указанной области вне контура пожара повторяют действия. Выполняют повторную съемку, по определенным снимкам, контурам пожара уточняют скорости распространения пожара и продолжают повторение. При касании контуром пожара указанной области определяют линию наиболее быстрого распространения пожара до данной области как линию от данной области до определенного по последнему снимку контура пожара, разделенную определенными после съемок контурами пожара на отрезки. Технический результат - в определении линии наиболее быстрого распространения пожара до области, распространение пожара до которой исследуют. 4 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при тарировке датчика микроускорений на космическом аппарате (КА) в условиях штатного космического полета. Сущность изобретения заключается в том, что в способе тарировки датчика микроускорений в условиях космического полета дополнительно воздействие на жесткозакрепленный на КА датчик микроускорений выполняют путем приложения к КА калибровочного импульса посредством включения двигательной установки КА, до и после интервала приложения калибровочного импульса измеряют параметры орбиты КА, по изменению параметров орбиты КА определяют фактическое значение приложенного к КА импульса, по показаниям датчика определяют значения микроускорений на интервале приложения калибровочного импульса, производят сравнение величины импульса, определенной по показаниям датчика на интервале приложения калибровочного импульса, с фактическим значением приложенного калибровочного импульса, определенным по изменению параметров орбиты КА, и по результатам данного сравнения осуществляют тарировку датчика. Технический результат – повышение эффективности выполнения тарировки. 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.
Изобретение относится к методам и средствам наблюдения свободно движущегося по орбите космического аппарата (КА), ориентацию которого поддерживают с помощью гиродинов. При этом измеряют параметры движения центра масс и параметры вращательного движения КА. По параметрам ориентации КА и положению его подвижных частей определяют площадь миделя КА. Гасят возмущающие воздействия на калиброванный объект (КО), свободно перемещаемый внутри КА, и измеряют параметры движения КО относительно корпуса КА, в т.ч. – непрерывно с момента, когда эти параметры станут менее заданных значений, до момента контакта КО с корпусом КА. Плотность атмосферы на высоте полета КА определяют по площади миделя, массе, радиус-вектору центра масс и вектору скорости КА, а также – по векторам расстояния и ускорения движения центра масс КО относительно центра масс КА. Технический результат состоит в возможности определения локальной плотности атмосферы по параметрам относительного движения КО. 1 з.п. ф-лы.
СПОСОБ ЗОНДИРОВАНИЯ ВЕРХНЕЙ АТМОСФЕРЫ // 2655645
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для зондирования верхней атмосферы. Сущность: измеряют и прогнозируют орбиту космического аппарата. Определяют момент времени начала зондирования верхней атмосферы. Выпускают с космического аппарата на тросе капсулу с научной аппаратурой. В процессе выпуска стабилизируют капсулу по направлению ее вектора скорости посредством формирования управляющего восстанавливающего момента. Для развертывания троса на капсулу воздействуют силой, направленной в сторону Земли, до прекращения зондирования и начала операций спуска космического аппарата. Причем указанная сила превышает действующие на капсулу возмущения в направлении, противоположном направлению развертывания троса. Технический результат: обеспечение надежного развертывания троса.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки снимков земной поверхности с космического аппарата (КА). В способе определения временной привязки производимых с КА снимков земной поверхности осуществляют генерацию на борту значения времени и передачу его с производимыми снимками в массиве телеметрических данных на наземный приемный пункт, поддерживают на борту КА постоянную температуру для стабильной работы аппаратуры генерации значений времени в процессе съемки, выполняют ортотрансформирование выбранного снимка, определяют по ортотрансформированному снимку положение в пространстве точки, из которой выполнялась съемка. Измеряют параметры орбиты КА и определяют по ним момент времени нахождения КА на минимальном расстоянии от точки, из которой производился выбранный снимок. Определяют погрешность временной привязки выбранного снимка как разность между определенным моментом времени и генерируемым на борту значением времени, после чего определяют временную привязку снимков земной поверхности. Техническим результатом изобретения является обеспечение точной временной привязки снимков земной поверхности с КА. 1 ил.
Изобретение относится к области дистанционного мониторинга опасных природных процессов и может быть использовано для контроля движения ледника относительно наземного объекта, столкновение с которым с вероятностью приведет к катастрофическим последствиям. Сущность: выполняют съемку с космического аппарата ледника и неподвижных характерных наземных точек в моменты, взятые через задаваемый промежуток времени. Определяют скорость движения фронтальной части ледника по получаемым изображениям. Дополнительно выполняют одну или более съемку ледника и характерных точек вокруг ледника через отсчитываемое от момента выполнения предшествующей съемки ледника время, взятое из заранее рассчитанного диапазона значений. По полученным изображениям определяют расстояния от характерных наземных точек до фронтальной части ледника. С учетом указанных расстояний определяют параметры, по которым контролируют движение фронтальной части ледника относительно наземного объекта. Технический результат: повышение точности контроля движения ледника относительно наземного объекта.
Изобретение относится к области дистанционного мониторинга опасных природных процессов. Способ контроля положения фронтальной части ледника с находящегося на околокруговой орбите космического аппарата (КА) включает определение текущих параметров орбиты, съемку с КА ледника и неподвижных характерных наземных точек в моменты, взятые через задаваемый промежуток времени, и определение скорости движения фронтальной части ледника по получаемым изображениям. Дополнительно корректируют орбиту КА, изменяя ее высоту в выделенных пределах, выполняют съемку через задаваемый интервал времени, выбираемый из условия определения перемещения фронтальной части ледника по получаемым изображениям, выполняют съемку через промежутки времени, отсчитываемые от момента выполнения предшествующей съемки, менее или равные прогнозируемому по получаемым изображениям текущему минимальному времени до достижения фронтальной частью ледника наземного объекта, уменьшенному на задаваемое время для принятия решения по подготовке к катастрофическому событию на наземном объекте. По получаемым изображениям определяют расстояния от характерных наземных точек до фронтальной части ледника. Техническим результатом изобретения является повышение точности контроля движения ледника.
Изобретение относится к области дистанционного мониторинга опасных природных процессов и может быть использовано для определения параметров движения фронтальной части ледника. Сущность: с космического аппарата выполняют съемку ледника и неподвижных характерных наземных точек в моменты, взятые через задаваемый промежуток времени. Определяют скорость движения фронтальной части ледника по получаемым изображениям. Дополнительно выполняют две или более съемки ледника и характерных точек вокруг ледника через отсчитываемое от момента выполнения предшествующей съемки ледника время, взятое из заранее рассчитанного диапазона значений. По полученным изображениям определяют расстояния от характерных наземных точек до фронтальной части ледника, по которым определяют скорость, ускорение и производную ускорения движения фронтальной части ледника. Технический результат: повышение точности определения параметров движения ледника.
Предложенный способ относится к области дистанционного мониторинга природных процессов, в частности роста и движения ледников. Способ определения положения фронтальной части ледника с находящегося на околокруговой орбите КА включает определение текущих параметров орбиты, съемку с КА ледника и неподвижных характерных наземных точек в моменты, взятые через задаваемый промежуток времени, и определение скорости движения фронтальной части ледника по получаемым изображениям. Дополнительно корректируют орбиту КА, изменяя ее высоту в выделенных пределах до значения, исходя из значения аргумента широты us подсолнечной точки орбиты на момент начала сезона абляции ледника. Начиная с момента начала сезона абляции ледника, выполняют съемку ледника и неподвижных характерных точек вокруг ледника в моменты, взятые через задаваемый интервал времени, выбираемый из условия определения перемещения фронтальной части ледника по получаемым изображениям, после чего выполняют съемку ледника и неподвижных характерных точек вокруг ледника через промежутки времени, отсчитываемые от момента выполнения предшествующей съемки ледника, начинающиеся прогнозируемым по получаемым изображениям текущим временем, через которое фронтальная часть ледника переместится на расстояние, равное углу разрешения съемочной системы КА, умноженному на высоту орбиты, и оканчивающиеся прогнозируемым по получаемым изображениям текущим временем до достижения фронтальной частью ледника задаваемой наземной точки, уменьшенным на задаваемое время для подготовительных операций перед достижением ее фронтальной частью ледника, при этом по получаемым изображениям определяют расстояния от характерных наземных точек до фронтальной части ледника, по которым определяют скорость, ускорение и производную ускорения фронтальной части ледника. Технический результат, достигаемый от осуществления изобретения, заключается в формировании околокруговой орбиты КА для определения параметров движения ледника, начиная с момента начала сезона абляции ледника.
Изобретение относится к методам слежения за полётом космического аппарата (КА), на борту которого возникают магнитные помехи. Способ включает генерацию на борту КА временных меток и передачу их вместе с телеметрическими данными на наземный приемный пункт. При этом измеряют параметры орбиты КА и определяют по ним напряженность () магнитного поля Земли (МПЗ). На борту КА измеряют фактическую напряженность () МПЗ, причём к фиксированному моменту времени t0 гасят вращение КА относительно центра масс (для уменьшения вихревых токов). Ошибку временной привязки () телеметрических измерений в момент t0, коэффициент (k) накопления временной ошибки и погрешность () измерения МПЗ из-за влияния собственного магнитного поля КА определяют из условия минимума суммы квадратов разностей между модулями и (зависящей от , k и ) по последовательным моментам измерений. Техническим результатом изобретения является обеспечение точной временной привязки телеметрических измерений с КА в случае наличия изменяющихся во времени погрешностей в формировании бортовых временных меток.
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ С КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА КООРДИНАТ ИСТОЧНИКА КОЛЬЦЕВЫХ ВОЛН НА ВОДНОЙ ПОВЕРХНОСТИ // 2640944
Изобретение относится к методам наблюдения планеты из космоса и обработки результатов этого наблюдения. Способ включает регистрацию на снимке кольцевых волн, одновременно с которыми регистрируют часть суши, выбирая и идентифицируя на ней не менее четырех характерных объектов, не лежащих на одной прямой. Затем производят ортотрансформирование снимка (преобразование изображения от центральной к ортогональной проекции). Фиксируют на полученном снимке (ортофотоплане) не менее трех точек, лежащих на изображении кольцевой волны, и определяют по этому снимку координаты данных точек. Координаты источника кольцевых волн определяют по конечным формулам, полученным с использованием геометрических свойств ортофотоплана. Технический результат изобретения заключается в повышении оперативности, надежности и точности определения координат источника кольцевых волн на водной поверхности при неизвестной заранее ориентации съемочной системы. 3 ил.
Изобретение относится к космической технике. Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) включает разворот СБ относительно направления на Солнце, измерение значений тока от СБ, сравнение измеренных значений тока с задаваемыми значениями и контроль текущего состояния панели СБ по результатам сравнения. Дополнительно для каждой структурной группы фотоэлементов панели СБ поворачивают СБ относительно КА в задаваемое исходное положение, строят задаваемую исходную ориентацию КА и выполняют его поворот вокруг задаваемого вектора поворота до прохождения положений, в одном из которых все фотоэлементы группы освещены Солнцем, а в другом - затенены от Солнца корпусом КА. В процессе поворота КА непрерывно измеряют ток от СБ и определяют параметры ориентации КА. Поворачивают СБ относительно КА в другое задаваемое исходное положение и повторяют вышеуказанные операции. После выполнения операций для всех структурных групп фотоэлементов панели СБ сравнивают измеренные значения токов от СБ с их расчетными значениями. По результатам сравнения определяют работоспособность групп фотоэлементов. Техническим результатом изобретения является обеспечение определения работоспособности конкретных структурных групп фотоэлементов панели СБ. 2 ил.
СПОСОБ НАБЛЮДЕНИЯ НАЗЕМНЫХ ОБЪЕКТОВ С ДВИЖУЩЕГОСЯ ПО ОКОЛОКРУГОВОЙ ОРБИТЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2629694
Способ наблюдения наземных объектов с движущегося по околокруговой орбите космического аппарата (КА) относится к области дистанционного мониторинга природных и техногенных процессов. Способ наблюдения наземных объектов с движущегося по околокруговой орбите КА включает определение текущих параметров орбиты, съемку с КА объектов в моменты, взятые через задаваемый промежуток времени, и определение скорости изменения состояния объектов по получаемым изображениям. При этом дополнительно корректируют орбиту КА, изменяя ее высоту в выделенных пределах до значения, при котором для каждого исследуемого объекта аргументы широты , подсолнечной точки орбиты на моменты времени начала и окончания требуемого интервала наблюдения объекта, соответственно, определяются соотношениями
,где В - широта объекта,hS - требуемая минимальная высота Солнца над объектом при его наблюдении,ι>0 - наклонение орбиты,β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты,для каждого исследуемого объекта, начиная с момента равенства высоты Солнца над объектом значению hS при ее увеличении, выполняют съемку объекта в моменты, взятые через задаваемый интервал времени, выбираемый из условия определения изменения состояния объекта по получаемым изображениям, после чего выполняют съемку объекта через промежутки времени, отсчитываемые от момента выполнения предшествующей съемки объекта, начинающиеся временем, выбираемым из условия определения изменения состояния объекта по получаемым изображениям, и оканчивающиеся уменьшенным на задаваемое время прогнозируемым по получаемым изображениям текущим временем до достижения критического состояния объекта. Технический результат заключается в формировании околокруговой орбиты КА для наблюдения с КА наземных объектов с учетом времени для подготовки к их критическим состояниям.
Изобретение относится к электроснабжению космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает разворот панели СБ в рабочее положение и измерение тока от СБ в моменты, когда излучение от Земли поступает на нерабочую сторону панели СБ. Определяют текущее значение угла падения (α) солнечного излучения на поверхность СБ. При значении α в заданном диапазоне, определяемом характеристиками оптического защитного покрытия рабочей поверхности СБ и геометрическими параметрами её зоны чувствительности, измеряют текущее значение тока (I) от СБ. Выходной ток СБ определяют по величине I с поправочным коэффициентом, зависящим от α и k - абсолютного показателя преломления защитного покрытия СБ. Технический результат состоит в обеспечении учета влияния преломления и отражения солнечного излучения оптическим защитным покрытием на измеряемый выходной ток СБ. 1 ил.
Способ определения момента времени схода наблюдаемого с космического аппарата ледника основан на определении перемещения ледника за заданный промежуток времени, определении неподвижных характерных точек на склонах ледника. Осуществляют первую съемку ледника и неподвижных характерных точек с космического аппарата. Определяют момент пересечения изображения ледника контрольного створа, измеряют по полученному изображению расстояние от контрольного створа до максимально удаленной крайней точки языка ледника. В случае если изображения ледника и контрольного створа не пересекаются, проводят дополнительную съемку. Определяют изменение измеряемого расстояния от контрольного створа до крайней точки языка ледника и далее определяют расстояние от фронтальной части ледника до объекта, достижение которого ледником приведет к катастрофическому событию, и определяют время. Технический результат заключается в определении момента времени катастрофического схода ледника дистанционно с космического аппарата и в повышении точности определения момента времени катастрофического схода ледника. 1 ил.
Изобретение относится к космической технике. В способе определения деформации корпуса КА в полете фиксируют на внутренней поверхности иллюминатора КА в заданном положении фотокамеру, выбирают в качестве реперных точек ориентиры на внешней поверхности КА, попавшие в поле зрения фотокамеры, и фиксируют направления от фотокамеры на реперные точки. В процессе полета измеряют острый угол α между нормалью к плоскости, касательной к внешней поверхности КА в реперной точке, и направлением на Солнце. Измеряют острый угол β между оптической осью фотокамеры и направлением на Солнце. Для достижения требуемой освещенности фотографируемой реперной точки изменяют ориентацию КА до достижения углом α заданного значения, а углом β значения, превышающего величину угла поля зрения фотокамеры. Выполняют серию снимков реперной точки за выбранный интервал полета. Последовательно накладывают полученные снимки реперной точки друг на друга и по смещению изображения реперной точки на снимке определяют деформацию корпуса КА. Техническим результатом изобретения надежное и точное определении деформации корпуса КА.
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной). Перед закруткой совмещают продольную ось КА с плоскостью, образованной нормалью к плоскости орбиты и радиус-вектором КА. Закрутку производят при достижении углом между продольной осью КА и плоскостью орбиты некоторого значения, зависящего от скорости закрутки и отношения миним. момента инерции КА к среднему значению поперечных моментов инерции. Скорость закрутки (порядка орбитальной) выбирают в зависимости от указанных угла и
отношения моментов инерции КА. При этом угол между радиус-вектором КА и вектором, направленным из центра масс КА в центр аэродинамического давления солнечных батарей КА, должен быть более 90°. Технический результат изобретения состоит в реализации длительного режима гравитационной ориентации КА с закруткой, при эволюции вращения КА в сторону ускорения.
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной). Перед закруткой совмещают продольную ось КА с плоскостью, образованной нормалью к плоскости орбиты и радиус-вектором КА. Закрутку производят при достижении углом между продольной осью КА и плоскостью орбиты некоторого значения, зависящего от скорости закрутки и соотношения моментов инерции КА. Угловую скорость закрутки выбирают из условия нерезонансности вращения КА по отношению к колебаниям его продольной оси в окрестности номинального положения. Технический результат изобретения состоит в обеспечении устойчивого характера движения КА в окрестности его номинального положения.
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ включает закрутку КА вокруг оси его минимального момента инерции (продольной). Перед закруткой совмещают продольную ось КА с плоскостью, образованной нормалью к плоскости орбиты и радиус-вектором КА. Закрутку производят при достижении углом между продольной осью КА и плоскостью орбиты величины максимального допустимого отклонения (β0) продольной оси КА от местной вертикали. При этом угол между радиус-вектором КА и вектором, направленным из центра масс КА в центр аэродинамического давления солнечных батарей КА, должен быть менее 90°. Угловую скорость закрутки (порядка орбитальной) выбирают в зависимости от угла β0 и
отношения минимального момента инерции КА к среднему значению поперечных моментов инерции. Технический результат изобретения состоит в реализации длительного режима гравитационной ориентации КА с закруткой, при эволюции вращения КА в сторону замедления.
Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает ориентацию КА и стабилизацию в инерциальной системе координат (ИСК) его строительной оси, ближайшей к оси максимального момента инерции. Далее выполняют закрутку КА вокруг этой оси с угловой скоростью не менее 2°/с. Измеряют в системе строительных осей КА направления на регистрируемые звезды и угловую скорость КА до определённого момента времени. Последний зависит от времени закрутки КА и интервала движения КА, слабо возмущенного действием гравитационного градиента и вычисляемого с некоторым коэффициентом надежности. Опознают указанные звезды и определяют в ИСК направления на них. Тензор инерции КА определяют по указанным направлениям на звезды и значениям угловой скорости КА. Технический результат изобретения заключается в повышении достоверности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.
Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах. Остаток топлива должен превышать суммарный его расход на ориентацию и маневры орбиты спуска. При выполнении указанных требований переводят КА на орбиту спуска. Технический результат изобретения состоит в повышении разрешения и количества наблюдений наземных пунктов при спуске КА.
Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Согласно способу при совпадении направления на Солнце с плоскостью орбиты КА совмещают строительную ось КА, отвечающую его максимальному моменту инерции, с этим направлением. Выставляют неподвижные относительно КА солнечные батареи перпендикулярно указанной оси, активной стороной к Солнцу. Выполняют закрутку КА вокруг данной оси с угловой скоростью не менее 2°/c. Измеряют угловую скорость КА, ток солнечных батарей и угол между осью закрутки и направлением на Солнце. При достижении этим углом значения не менее 10° определяют тензор инерции КА по измеренным значениям угловой скорости КА и тока солнечных батарей. Технический результат изобретения заключается в повышении надёжности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.
Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает измерение острого угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. При достижении этим углом максимального значения выставляют строительную ось КА, отвечающую максимальному моменту инерции, перпендикулярно плоскости орбиты. Панели неподвижных относительно КА солнечных батарей направляют активной стороной к Солнцу. Далее выполняют закрутку КА вокруг указанной оси с угловой скоростью не менее 2°/с. Измеряют угловую скорость КА и ток солнечных батарей в течение оборота КА вокруг Земли. По измеренным значениям определяют тензор инерции КА. Технический результат изобретения заключается в повышении надёжности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при опознавании фотографируемых с космического аппарата (КА) объектов. Технический результат изобретения заключается в оперативном, надежном и точном опознавании любых фотографируемых объектов даже при неизвестной ориентации съемочной системы. Способ определения координат фотографируемых с космического аппарата земных объектов включает регистрацию объекта на снимке и идентификацию характерного объекта. При этом выбирают и идентифицируют на снимке не менее четырех характерных объектов, не лежащих на одной прямой, последовательно фиксируют один из выбранных и идентифицированных объектов и фиксируют направления из него на снимке и карте на остальные выбранные объекты и опознаваемый фотографируемый объект. Также фиксируют пересечения направлений из выбранных объектов на опознаваемый фотографируемый объект на карте и определяют координаты опознаваемого фотографируемого объекта снимка как среднее значение координат пересечения на карте фиксированных направлений на опознаваемый фотографируемый объект. 2 ил.
Изобретение относится к технологии запуска спутников на орбиту. Способ включает размещение спутника внутри космического корабля (КК) перед его выведением на орбиту. После выведения и стыковки КК с орбитальной станцией размещают спутник на внешней поверхности КК. Приводят в рабочее положение раскрывающиеся элементы спутника, контролируя и фиксируя их раскрытие. Отделяют КК со спутником от орбитальной станции и переводят его на заданную орбиту, после чего отделяют спутник от КК. Технический результат изобретения заключается в повышении надежности выведения спутника на заданную орбиту в рабочем состоянии.
