Патенты автора Рулев Дмитрий Николаевич (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.
Изобретение относится к области техники, преимущественно космической, а именно к системам электропитания (СЭП) аппаратов, преимущественно космических, и может быть использовано при эксплуатации их солнечных батарей (СБ). Способ оценки эффективности СБ СЭП аппарата, преимущественно космического, включает повороты СБ, измерение тока СБ и определение текущего значения светового потока от Солнца и углов его падения на СБ. На выбранных временных отрезках разворачивают аппарат до полной освещенности соответственно лицевой и тыльной поверхностей СБ Солнцем. На других 2n-2 временных отрезках, n≥2 - количество СБ, разворачивают аппарат до полной освещенности разных поверхностей СБ Солнцем. Измерение суммарного тока СБ выполняют в моменты их полной освещенности на интервалах времени, когда точки пересечения каждой из плоскостей, в которых лежат СБ, с поверхностью окружающей внешней среды, видимой с СБ, затенены от Солнца. Эффективность отдельной СБ оценивают величинами тока, генерируемыми СБ при освещении соответственно ее лицевой и ее тыльной поверхностей солнечным излучением эталонной яркости по нормали к поверхности СБ. Повышается точность оценки при реализации. 1 ил.
Изобретение относится к управлению оборудованием пилотируемого корабля (ПК), в частности, космического. Способ включает определение положения аппаратуры наблюдения (АН) относительно ПК, задание параметров АН, прогнозирование границ области расположения ориентира (ОРО) относительно ПК на задаваемом интервале времени и формирование управляющих воздействий на АН. При этом перед выполнением наблюдений определяют переориентацию оси визирования АН в положения, отвечающие условию покрытия полем зрения АН прогнозируемой ОРО, и определяют угловое рассогласование (Е) между построенными и фиксированными положениями указанной оси. Задают минимальный угловой раствор поля зрения АН Р>2Е. Прогнозируемую ОРО разбивают на ячейки с линейным размером, зависящим от Р, Е, и Н – минимального расстояния от ПК до ориентира на интервале видимости (Т) с ПК указанной ОРО (площадью S). Выполняют съемку в моменты прохождения осью визирования АН центров ячеек через интервалы, зависящие от Р, Е, Н, S и Т. Технический результат состоит в гарантированной съемке всей ОРО относительно ПК. 1 ил.
Изобретение относится к электроснабжению космического аппарата (КА). Способ включает развороты солнечной батареи (СБ) для достижения минимального угла между нормалью к лицевой поверхности (ЛП) СБ и направлением на Солнце. Дополнительно разворачивают КА в положение полной освещенности ЛП СБ Солнцем и измеряют яркость обозреваемой с КА подстилающей земной поверхности (ПЗП) в видимом свете. Ток СБ измеряют на интервале, когда точки пересечения линии видимого с КА горизонта Земли с плоскостью СБ находятся на теневой части поверхности Земли. Производительность СБ определяют величиной тока СБ при освещении ее ЛП под прямым углом солнечным излучением эталонной яркости на указанном интервале. При этом учитывают текущую величину солнечного светового потока, углы его падения на ЛП СБ и указанную яркость ПЗП. Технический результат состоит в повышении точности контроля производительности СБ. 1 ил.
Изобретение относится к электроснабжению космического аппарата (КА). Способ включает развороты солнечной батареи (СБ) для достижения минимального угла между нормалью к лицевой поверхности (ЛП) СБ и направлением на Солнце. Дополнительно разворачивают КА в положение полной освещенности ЛП СБ Солнцем, а затем – СБ в положение, при котором точки пересечения линии видимого с КА горизонта Земли с плоскостью СБ находятся на теневой части поверхности Земли. Ток СБ измеряют на интервале, когда составляющая тока СБ от освещения ее ЛП исходящим от Земли световым потоком не превышает погрешности измерения тока СБ. Производительность СБ контролируют по результатам сравнения текущих и полученных ранее, на указанном интервале, значений тока СБ при освещении ее ЛП под прямым углом солнечным излучением эталонной яркости. При этом учитывают текущую величину солнечного светового потока на орбите КА. Технический результат состоит в повышении точности контроля производительности СБ. 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.
СПОСОБ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ СОЛНЕЧНЫХ ПАНЕЛЕЙ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2771552
Изобретение относится к электроснабжению космического аппарата (КА). Способ включает измерения текущего солнечного потока, углов его падения на поверхности солнечных панелей (СП) и тока, генерируемого СП. При этом разворачивают лицевую поверхность (ЛП) СП близко к направлению на Солнце, а КА - в положение полной освещенности ЛП Солнцем. Не менее n-1 СП из их общего числа n разворачивают так, чтобы угол между направлением на Солнце и нормалью к тыльной поверхности СП был менее заданного острого угла. Суммарный ток СП измеряют на интервалах времени, когда точки пересечения линии видимого с КА горизонта Земли с плоскостями, в которых лежат СП, находятся на теневой части поверхности Земли, а составляющая тока от освещения СП исходящим от Земли световым потоком не превышает погрешности измерения тока. Эффективность отдельной СП оценивают величиной ее тока, полученной по измерениям суммарного тока СП на упомянутых интервалах времени в не менее, чем n различных комбинациях указанных положений СП. Причем хотя бы в одной из комбинаций к Солнцу обращена ЛП одной СП и тыльная сторона другой СП. Технический результат состоит в определении характеристик отдельных СП. 2 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 аэрокосмической технике, а более конкретно к системам жизнеобеспечения. Способ регулирования температуры воздуха на борту пилотируемого космического аппарата (КА) включает определение положения относительно направления на Солнце корпуса КА и радиаторов-излучателей системы терморегулирования (СТР), задание параметров работы СТР, поддержание температуры воздуха в задаваемом диапазоне значений и контроль расхода теплоносителя в магистрали радиатора-излучателя. Дополнительно измеряют ток нагрузки бортовой электросети. Измеряют угол β между направлением на Солнце и плоскостью орбиты. Измеряют ток нагрузки и температуру воздуха. На последующих витках повторно измеряют ток нагрузки и температуру воздуха и при выходе последнего запомненного средневзвешенного значения температуры воздуха Тпосл за пределы диапазона комфортных температур для экипажа потребление электроэнергии изменяют до достижения током нагрузки прогнозируемого средневзвешенного значения. Продолжают вышеописанные действия, начиная с упомянутого повторного измерения тока нагрузки и температуры воздуха. Достигается повышение точности поддержания температуры воздуха. 2 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.
Изобретение относится к эксплуатации солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета. На световой части витка измеряют и прогнозируют, по параметрам углового положения СБ и КА, величину тока СБ на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части. Измеряют текущий уровень заряженности аккумуляторной батареи (АБ) и сравнивают его с задаваемым фиксированным значением. При их совпадении увеличивают текущее потребление электроэнергии бортовой аппаратурой на величину, определяемую из условия достижения полного уровня заряженности АБ на момент окончания световой части витка - при менее чем полном уровне заряженности АБ на интервале от текущего момента до момента окончания световой части витка. Технический результат состоит в обеспечении измерения полного тока СБ в сеансе контроля ее эффективности путём исключения неподдающихся контролю потерь тока СБ, влияющих на телеметрические данные.
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 к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета. К моменту выхода КА на световую часть орбиты разряжают аккумуляторные батареи (АБ) КА до минимально допустимого уровня зарядки. Измеряют текущий уровень зарядки АБ и сравнивают его с максимально допустимым уровнем. Измерения тока СБ выполняют в интервале времени от начала световой части орбиты до момента достижения измеряемым уровнем зарядки АБ максимально допустимого значения. Технический результат состоит в обеспечении измерения полного тока, генерируемого СБ в сеансе контроля эффективности СБ, путём исключения неподдающихся контролю потерь тока СБ, характерных для работы СБ при максимальной зарядке АБ.
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 области космической техники. Способ контроля производительности солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами содержит этапы, на которых:- включают ориентацию солнечной батареи нормалью к рабочей поверхности на Солнце;- измеряют ток от солнечной батареи и контроль производительности солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета; - выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации космического аппарата;- последовательно разворачивают солнечную батарею в фиксированные положения;- измеряют ток от солнечной батареи в моменты касания видимым с космического аппарата диском Солнца верхней границы атмосферы Земли на заходе Солнца на витках;- определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца;- в ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль производительности солнечной батареи выполняют по результатам сравнения текущих и полученных на предыдущих этапах полета значений тока от солнечной батареи. Достигается повышение точности замера производительности солнечной батареи космического аппарата. 2 ил.
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Система включает блок определения команд на поворот перемещаемой аппаратуры (ПА), блок воспроизведения команд на поворот ПА, блок определения текущего положения ориентира относительно пилотируемого корабля (ПК), блок определения положения ПА относительно ПК и блок определения положения ориентира относительно ПА. Дополнительно введены блок формирования командной информации на перенос и поворот ПА, содержащий блок определения команд на поворот ПА, блок воспроизведения командной информации на перенос и поворот ПА, содержащий блок воспроизведения команд на поворот ПА, блок определения скорости и точности переноса и поворота ПА, блок определения текущего и прогнозируемого положений ориентира относительно ПК, содержащий блок определения текущего положения ориентира относительно ПК, блок определения требуемого местоположения ПА, блок сравнения требуемого и текущего местоположений ПА, блок определения моментов достижения требуемого положения ПА, содержащий блок определения положения ориентира относительно ПА, и блок формирования команд управления ПА. Учитывается скорость и точность ориентирования, включая перенос и поворот ПА, при одновременном обеспечении управления ПА. 4 ил.
Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения ориентирования экипажем пилотируемого корабля аппаратуры, перемещаемой относительно движущегося корабля. Ориентирование перемещаемой на борту пилотируемого корабля (ПК) аппаратуры включает определение положения ориентира и перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно ПК, определение положения ориентира относительно ПА, определение и воспроизведение командной информации. Дополнительно измеряют и прогнозируют плотность атмосферы на высоте орбиты ПК, измеряют и прогнозируют положение центра масс и угловое положение ПК, с учетом погрешностей определения и прогнозирования положения центра масс и углового положения ПК определяют текущие и прогнозируемые на задаваемом интервале времени границы области расположения ориентира относительно ПК, определяют и воспроизводят командную информацию последовательно на перенос ПА в требуемое местоположение и на поворот ПА в требуемые угловые положения. Требуемое местоположение ПА определяют в системе координат ПК как вершину конуса, боковая поверхность которого касается области расположения ориентира относительно ПК и отстоит не менее чем на задаваемое расстояние от элементов конструкции ПК, непрозрачных для регистрируемого ПА излучения. Требуемые угловые положения ПА определяют положениями оси визирования ПА относительно ПК и выбирают исходя из условия покрытия полем зрения ПА области расположения ориентира относительно ПК. В моменты нахождения оси визирования ПА в области, охватываемой упомянутым конусом, формируют команды на управление ПА. Обеспечивается учет погрешности определения положения ориентира относительно пилотируемого корабля при одновременном обеспечении гарантированного управления функционированием аппаратуры, свободно перемещаемой относительно пилотируемого корабля и ориентируемой по задаваемым ориентирам. 3 ил.
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Система содержит блок формирования командной информации на поворот перемещаемой аппаратуры (ПА), блок воспроизведения командной информации на поворот ПА, блок определения текущего положения ориентира относительно ПК, блок определения положения ПА относительно ПК и блок определения положения ориентира относительно ПА. Дополнительно введены блок определения скорости и точности поворота ПА, блок определения текущего и прогнозируемого положений ориентира относительно ПК, включающий упомянутый блок определения текущего положения ориентира относительно ПК, блок определения моментов достижения требуемого положения ориентира относительно оси ориентирования ПА, включающий упомянутый блок определения положения ориентира относительно ПА, и блок формирования команд управления ПА. Обеспечивается учет скорости и точности поворота ПА при одновременном обеспечении целевого управления ПА. 2 ил.
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Определяют положение ориентира и перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно пилотируемого корабля (ПК), определяют положение ориентира относительно ПА. Дополнительно воспроизводят командную информацию (КИ) задаваемого набора операций переноса и поворота ПА относительно ПК до достижения моделируемых положений ПА относительно ПК и определяют скорость и точность переноса и поворота ПА. Выбирают ориентир для работы с ПА, определяют текущие и прогнозируемые на задаваемом интервале времени параметры положения ориентира относительно ПК, определяют и воспроизводят КИ последовательно на перенос ПА в требуемое местоположение и на поворот ПА в требуемое угловое положение. КИ определяют с учетом скорости и точности переноса и поворота ПА. Корректируют скорость и точность переноса и поворота ПА. Операции выполняют до достижения требуемых положений ПА. К моменту совпадения параметров формируют команду на управление ПА. Повторяют действия, начиная с выбора ориентира. Обеспечивается учет скорости и точности ориентирования, включая перенос и поворот ПА, при одновременном обеспечении управления ПА. 3 ил.
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Определяют положение ориентира и перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно пилотируемого корабля (ПК), определяют положение ориентира относительно ПА. Дополнительно воспроизводят командную информацию (КИ) задаваемого набора операций поворота ПА относительно ПК до достижения моделируемых положений ПА относительно ПК и определяют скорость и точность поворота ПА. Выбирают ориентир для штатной работы с ПА, определяют текущие и прогнозируемые на задаваемом интервале времени параметры положения ориентира относительно ПК, определяют и воспроизводят КИ на поворот ПА в определяемое требуемое угловое положение ПА. КИ определяют с учетом скорости и точности поворота ПА. По результатам сравнения прогнозируемых и текущих параметров положения ПА корректируют скорость и точность поворота ПА. Операции выполняют до достижения требуемого углового положения ПА. К моменту совпадения параметров, определяющих текущее и требуемое положения ориентира относительно оси ориентирования ПА, формируют команду на управление ПА, после чего повторяют действия, начиная с выбора ориентира. Обеспечивается учет скорости и точности поворота ПА при одновременном обеспечении целевого управления ПА. 1 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 аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения ориентирования экипажем пилотируемого корабля аппаратуры, перемещаемой относительно движущегося корабля. Ориентирование перемещаемой на борту пилотируемого корабля (ПК) аппаратуры (1) включает определение положения ориентира и перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно ПК, определение положения ориентира относительно ПА, определение углов поворота ПА и воспроизведение команд на поворот ПА. Дополнительно определяют и воспроизводят командную информацию на перенос ПА в местоположение, направление из которого на ориентир в течение задаваемого интервала времени отстоит не менее чем на задаваемое расстояние от элементов конструкции ПК, непрозрачных для регистрируемого ПА излучения, а определение и воспроизведение командной информации на поворот ПА в требуемое угловое положение выполняют начиная с момента совпадения параметров, определяющих соответственно требуемое и текущее местоположения ПА относительно ПК, при этом требуемое угловое положение ПА определяют из условия совмещения оси ориентирования ПА с направлением на ориентир. К моменту совпадения параметров, определяющих соответственно требуемое и текущее положения ориентира относительно оси ориентирования ПА, формируют команду на управление ПА. Обеспечивается гарантированная доступность выбранного ориентира наблюдению перемещаемой аппаратурой при одновременном обеспечении целевого управления аппаратурой, свободно перемещаемой относительно пилотируемого корабля и ориентируемой по задаваемым ориентирам. 2 ил.
Изобретение относится к аэрокосмической технике. Система ориентирования перемещаемой на борту пилотируемого корабля (ПК) аппаратуры включает блок определения текущего положения ориентира относительно ПК, ультразвуковые излучатели, датчик температуры, ультразвуковые приемники, блок преобразования сигналов, блок формирования команд управления излучателями, контроллеры, приемо-передающие устройства, блок измерения времени задержки сигналов, синхронизатор, блок определения пространственного положения перемещаемой аппаратуры (ПА) относительно ПК, блок определения положения ориентира относительно оси ориентирования ПА. Дополнительно введены блок задания каталога ориентиров, блок выбора текущего ориентира, блок задания оси ориентирования ПА, блок отображения положения ориентира относительно оси ориентирования ПА, блок задания параметров требуемого положения ориентира относительно оси ориентирования ПА, блок сравнения, блок формирования команд управления ПА. Обеспечивается гарантированное целевое управление функционированием ПА, ориентируемой по задаваемым ориентирам. 1 ил.
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОРИЕНТИРОВАНИЯ ПЕРЕМЕЩАЕМОЙ НА БОРТУ ПИЛОТИРУЕМОГО КОРАБЛЯ АППАРАТУРЫ НАБЛЮДЕНИЯ // 2692205
Изобретение относится к космической технике. Устройство для ориентирования перемещаемой на борту пилотируемого корабля аппаратуры наблюдения содержит разъемное соединение, одна из разъемных частей которого жестко соединена с аппаратурой наблюдения, штанги, на которых размещены ультразвуковые излучатели. Штанги жестко соединены с другой из разъемных частей разъемного соединения. Дополнительно введены закрепленные на штанге средство отображения визуальной информации, датчик температуры, приемопередающее устройство и контроллер. Контроллер соединен со средством отображения визуальной информации, датчиком температуры, приемопередающим устройством и излучателями. Экран средства отображения визуальной информации расположен вне проекции аппаратуры наблюдения на плоскость, образованную указанным экраном, причем данная плоскость составляет с плоскостью экрана видоискателя аппаратуры наблюдения угол ≤45°. Обеспечивается визуальное отображение управляющей информации для ориентирования аппаратуры наблюдения. 2 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.
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ С ИМЕЮЩИМИ ОДНУ СТЕПЕНЬ СВОБОДЫ СОЛНЕЧНЫМИ БАТАРЕЯМИ // 2684241
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и установленных на нём солнечных батарей (СБ) с осью вращения (Y), перпендикулярной продольной оси (X) КА. По высоте орбиты определяют диапазон витков, когда угол (β) между направлением (S) на Солнце и плоскостью (4) орбиты КА (1) превышает значение, при котором длительность теневой части витка равна времени отвода тепла с заданного участка (3) поверхности КА. К начальному витку диапазона разворачивают КА на угол () от перпендикуляра (Sn) к плоскости (4) при условии, что угол между S и Sn – острый. При этом поддерживают угол < 180° - β - arctan (D/L), где D - удаленность участка (3) от оси Y; L - длина СБ (2), а угол между Sn и осью Y - менее 90°. При прохождении терминатора оси Х и Y ориентируют так, чтобы СБ затеняла участок (3). В поддерживаемой ориентации КА (в т.ч. относительно орбитальной скорости V) воздействующий на КА внешний возмущающий момент обеспечивают минимальным. Технический результат состоит в обеспечении с помощью СБ требуемого режима затенения участков поверхности КА. 7 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 управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу. Измеряют угловое положение КА в инерциальном пространстве и ток нагрузки (Iн) от потребителей электроэнергии на КА. Поддерживают угловое отклонение СБ от направления на Солнце в диапазоне от нуля до величины, определяемой отношением тока Iн к его максимальному значению. При этом условии поворачивают СБ относительно КА до достижения заданного уровня освещенности затененного от Солнца участка поверхности КА светом, отраженным от поверхности СБ. Запоминают измеренное при этом угловое положение КА и при последующем отклонении от него текущего положения КА повторяют указанный поворот СБ. Технический результат состоит в обеспечении требуемой освещенности участков (рабочих зон) внешней поверхности КА. 2 ил.
Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу. Измеряют угловое положение КА в инерциальном пространстве, ток нагрузки (Iн) и температуру СБ. Поддерживают угловое отклонение СБ от направления на Солнце в диапазоне от нуля до величины, определяемой отношением тока Iн к его максимальному значению. При этом условии поворачивают СБ относительно КА до достижения заданного уровня теплового потока на затененный от Солнца и Земли участок поверхности КА (где наблюдают дефицит тепла) от излучения, отраженного поверхностью СБ. Запоминают измеренное при этом угловое положение КА и при последующем отклонении от него текущего положения КА повторяют указанный поворот СБ. На теневой части орбиты данные операции проводят, учитывая только излучение со стороны Земли. Технический результат состоит в обеспечении требуемого нагрева (исключения переохлаждения) участков внешней поверхности КА. 2 ил.
Изобретение относится к космической технике. Способ управления передвижением космонавта к идентифицируемым объектам на космической станции включает определение параметров текущего положения космонавта и формирование команд на передвижение космонавта к идентифицируемым объектам. Дополнительно осуществляют измерение параметров сигнала, генерируемого считывателями информации от антенн, излучающих импульсы на опрос радиочастотных меток и получающих ответный сигнал от радиочастотных меток, размещенных на идентифицируемых объектах, расположенных в установленных на космической станции средствах их хранения, снабженных упомянутыми антеннами и считывателями информации. По значениям параметров сигнала, генерируемого считывателями информации, и заданным значениям параметров местоположений антенн определяют значения параметров местоположений радиочастотных меток, по которым осуществляют идентификацию и определяют характеристики и параметры текущего местоположения идентифицируемых объектов на космической станции, после чего формируют команды на передвижение космонавта из его текущего положения к идентифицируемым объектам по маршруту, определенному с учетом характеристик и параметров текущего местоположения идентифицируемых объектов на космической станции. Система управления передвижением космонавта к идентифицируемым объектам на космической станции включает блок определения параметров положения космонавта, блок определения маршрута передвижения космонавта, блок формирования команд на передвижение космонавта. Дополнительно идентифицируемые объекты снабжены радиочастотными метками и введены установленные на космической станции средства хранения идентифицируемых объектов, каждое из которых содержит антенну для обнаружения радиочастотных меток и связанное с ней считывающее устройство, блок формирования управляющих воздействий на считывающие устройства, блок задания значений параметров радиочастотных меток и характеристик идентифицируемых объектов, блок задания значений параметров местоположения антенн, блок определения характеристик идентифицируемых объектов, блок определения параметров местоположения идентифицируемых объектов, блок определения последовательности использования идентифицируемых объектов. Технический результат – обеспечение оперативного учета характеристик идентифицируемых объектов и параметров текущего расположения космонавта относительно идентифицируемых объектов. 2 н.п. ф-лы, 1 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.
Изобретение относится к области хранения, идентификации и определения текущего местоположения хранящихся на космическом аппарате (КА) перемещаемых объектов хранения. Технический результат заключается в расширении арсенала средств. Устройство содержит конструктивные элементы для размещения перемещаемых объектов хранения, радиочастотные метки, антенну, связанное с антенной считывающее устройство и связанный через блок конвертеров со считывающим устройством блок обработки информации. Дополнительно конструктивные элементы для размещения перемещаемых объектов выполнены в виде корпуса с дверцей, в котором размещен не менее чем один контейнер, при этом корпус и дверца выполнены из непрозрачного для радиочастотных излучений материала, радиочастотные метки установлены по одной на каждый контейнер, каждый контейнер установлен с возможностью перемещения и фиксации положения контейнера относительно корпуса и снабжен фиксатором/ами положения объектов хранения относительно контейнера, дверца снабжена фиксатором положения дверцы относительно корпуса в закрытом положении и блоком определения положения дверцы относительно корпуса, связанным с блоком обработки информации через блок конвертеров, причем радиочастотные метки расположены на заданном расстоянии до антенны. 1 ил.
