Патенты автора Матвеева Татьяна Владимировна (RU)
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 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 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.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при определении погрешности датчика микроускорений на космическом аппарате (КА). Технический результат - обеспечение тарировки датчика микроускорений в космическом полете. Способ тарировки датчика микроускорений в космическом полете, включает в себя сопоставление измерений с калиброванными значениями и определение погрешностей в измерениях датчика, фиксирование в связанной с космическим аппаратом системе координат вектор определяющий положение датчика микроускорений, измерение угловой скорости космического аппарата и его угловое ускорение определение углового положения и орбиты космического аппарата, по изменению орбиты космического аппарата и определенному его угловому положению оценивают плотность атмосферы ρа на высоте полета космического аппарата и ускорение его торможения, калиброванное значение микроускорения определяют по формуле где:
- микроускорение в связанной с космическим аппаратом системе координат;
µe - гравитационный параметр Земли;
r - расстояние от центра Земли до центра масс космического аппарата;
- орт оси орбитальной системы координат, направленной по радиус-вектору космического аппарата;
- скорость космического аппарата;
с - баллистический коэффициент космического аппарата,
и сопоставляя калиброванное значение микроускорения и измеренное значение, определяют погрешность в измерениях датчика микроускорений.
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Способ включает закрутку КА, измерение расстояния от научной аппаратуры КА по изучению конвекции до оси закрутки, измерение и фиксацию температуры в этой аппаратуре, а также угловой скорости КА. При этом скорость закрутки КА изменяют с учетом взаимообусловленных изменений указанных измеряемых параметров. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности изучения влияния уровня микроускорений на процесс конвекции при управлении ориентацией КА.
СПОСОБ ЗОНДИРОВАНИЯ ВЕРХНЕЙ АТМОСФЕРЫ // 2567998
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для зондирования верхней атмосферы. Способ зондирования верхней атмосферы основан на измерении и прогнозировании орбиты космического аппарата (КА) и измерении физических параметров атмосферы. Прогнозируется время существования КА. Определяется момент времени начала спусковых операций для спуска космического аппарата в заданную точку на Земле. Определяется момент времени начала зондирования, соответствующий заданной длительности зондирования и возможности спуска КА в заданную точку. К моменту начала зондирования выпускают капсулу с научной аппаратурой на тросе с КА и начинают измерение физических параметров атмосферы с контактом используемых исследовательских приборов и изучаемой среды. Зондирование прекращают в момент начала спусковых операций. Техническим результатом изобретения является обеспечение заданной длительности зондирования верхней атмосферы.
Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции. Дополнительно определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты. Определяют высоту орбиты. КА закручивают вокруг продольной оси с угловой скоростью, направленной в центр Земли или от центра Земли. Выбор направления закрутки зависит от величины угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты. Техническим результатом изобретения является максимизация суммарной освещенности СБ за виток. 3 ил.
Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции. Гравитационная ориентация КА и его закрутка выполняются при значении угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, не превышающем заданного значения. Дополнительно определяют и фиксируют момент прохождения КА противосолнечной точки витка орбиты. Техническим результатом изобретения является максимизация суммарной освещенности рабочей поверхности СБ за виток. 4 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата (КА). Способ определения временной привязки телеметрических измерений с КА включает генерацию на борту временных меток и передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт. При этом измеряют на борту космического аппарата напряженность магнитного поля Земли, измеряют параметры орбиты космического аппарата, по которым определяют напряженность магнитного поля Земли, определяют ошибку временной привязки телеметрических измерений Δt из соотношений
где Ha - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измеренным параметрам орбиты космического аппарата, Н - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измерениям на борту космического аппарата, и определяют временную привязку телеметрических измерений по формуле t*=t+Δt, где t - временная привязка телеметрических измерений, полученная по бортовым временным меткам. Обеспечивается точная временная привязка телеметрических измерений с КА.
Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. На интервале времени не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Разворачивают ТГК до совмещения главной центральной оси инерции, составляющей миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на Солнце. Производят закрутку ТГК вокруг этой оси и измеряют ток от СБ. При достижении током минимально-допустимого значения вновь разворачивают ТГК до совмещения указанной оси инерции с направлением на Солнце. Вновь производят закрутку ТГК вокруг этой оси. Технический результат изобретения состоит в максимизации энергоотдачи СБ в режиме закрутки вокруг одной из фактических главных центральных осей инерции ТГК. 1 ил.
Изобретение относится к пищевой промышленности
Изобретение относится к пищевой промышленности
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и может быть использовано при выполнении экспериментов и исследований на его борту
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ)
СИСТЕМА ОБРАБОТКИ ДОКУМЕНТОВ // 2356092
Изобретение относится к системам хранения, поиска и обработки данных, предназначенных для управленческих специфических функций учета и планирования в образовательных структурах
Изобретение относится к пищевой промышленности и может быть использовано при производстве бисквитного полуфабриката и изделий из него
