Патенты автора Афанасьев Сергей Михайлович (RU)

Изобретение относится к очистке околоземного пространства от космического мусора. Предлагаемый способ учитывает, что в процессе увода космического аппарата (КА) с геостационарной орбиты (ГСО) он может выйти из зоны видимости с наземных пунктов. Чтобы это исключить, выбирают свободный от каких-либо КА долготный участок ГСО шириной не менее 0,2° на востоке от области удержания КА. Данный участок отстоит от области удержания по долготе на расстоянии, позволяющем увеличить высоту полета КА до минимальной высоты орбиты захоронения и рассчитать стратегии перевода КА к этому участку и последующего увода с него на орбиту захоронения. Техническим результатом является полностью контролируемый увод КА на орбиту захоронения при наличии ограничений по зонам видимости КА с наземных пунктов, имеющих командно-измерительные системы связи. 1 ил.

Изобретение относится к управлению, преимущественно информационными спутниковыми системами. Способ, обеспечивающий приведение геостационарного космического аппарата (ГКА) в точку стояния и его перевод в новую орбитальную позицию, включает измерение текущих навигационных параметров ГКА, расчет параметров коррекции орбиты и работу двигателей системы коррекции. При этом на этапе дрейфа к заданной долготе решаются вопросы коллокации выбором ее оптимальной схемы и реализации в режиме удаления ГКА от находящихся в области удержания (ОУ) сторонних ГКА. Этим исключается возможность опасного сближения ГКА со сторонними ГКА по окончании этапа его приведения (перевода) в требуемую орбитальную позицию и до начала штатного функционирования ГКА в ОУ. Технический результат состоит в создании и консервации в рамках маневров приведения (перевода) ГКА условий коллокации при удержании ГКА в рабочей ОУ по долготе и широте.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к удержанию космического аппарата (КА) на рабочей позиции без помех другим КА и мониторингу смежного КА (СКА). Достигается это тем, что мониторинговый КА (МКА) располагают от СКА на расстоянии вдоль орбиты до порядка 1,5° в области удержания по долготе протяженностью порядка 0,2°, свободной от сторонних КА либо имеющей не более одного стороннего КА, что более чем достаточно для простого нахождения на геостационарной орбите. Со сторонним КА организуют долготную коллокацию и проводят МКА непосредственный круглосуточный мониторинг СКА приемом излучения, исходящего от этого СКА на уровне боковых лепестков высокого порядка. Достигается возможность проводить мониторинг СКА одним МКА. 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при организации коллокации на геостационарной орбите (ГСО). Для подготовки к совместному существованию космических аппаратов (КА) на ГСО выявляют наличие смежных КА в рабочей области удержания (ОУ) и стратегии их маневрирования; выбирают способ коллокации КА и СКА; на минимальном удалении от заданной орбитальной позиции находят ОУ по долготе, свободную от каких-либо КА; приводят в нее КА; в границах этой области проводят совмещенные согласующие коррекции по всему спектру контролируемых параметров так, чтобы при заходе в рабочую ОУ по долготе и широте КА уже являлся участником коллокации на заданной орбитальной позиции; рассчитывают и реализуют план коррекций перевода КА в рабочую ОУ заданной орбитальной позиции.

Способ относится к области космической техники и может использоваться для коррекции параметров движения космического аппарата (КА) от работы двигателей коррекции (ДК). В предлагаемом способе c борта КА снимают телеметрическую информацию - скорости по крену, тангажу, рысканию. Данные по каждому из каналов ориентации усредняют, получают соответствующие средние скорости вращения относительно начального состояния ориентации КА. Пропорционально переопределяют средние приращения скоростей на номинальный интервал времени Δtnom, определяют среднюю скорость вращения КА на интервале Δtnom только за счет работы ДК, определяют ускорение при корректирующем воздействии от работы ДК. По результатам отработки планов коррекций имеют набор достоверных усредненных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Достигается оперативное определение ускорений от работы ДК, а также повышение точности коррекции параметров движения КА. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при переводе геостационарного космического аппарата (КА) на другую орбитальную позицию и уводе его на орбиту захоронения. Для этого при остром угле установки двигателей коррекции (ДК) относительно оси крена перед уводом из заданной области удержания (ЗОУ) разворачивают уводимый КА (УКА) по рысканию до совмещения ДК с плоскостью орбиты УКА. Переводят УКА в центр ЗОУ. Выбирают интервал времени для моделирования коллокации УКА со всеми имеющимися в ЗОУ сторонними КА в части безопасных соответствующих межспутниковых расстояний в условиях непрерывной работы ДК. Уточняют время начала увода УКА, определяют перспективный план коррекций орбиты УКА и в расчетное время начинают коррекцию разгона согласно перспективному плану коррекций. Достигается создание коллокации на относительно короткое время при переводе геостационарного КА на другую долготу стояния или уводе его на орбиту захоронения. 2 ил.

Изобретение относится к области испытаний космических двигателей. Предлагаемое устройство работает по принципу тахометрического расходомера. Оно содержит турбину в виде шнека или стержня с винтовой канавкой, изготовленную из тугоплавкого металла и размещенную внутри стойки, представляющей собой цилиндрическую трубу с газозаборными прорезями. Стойка закреплена в активной зоне плазменного двигателя, где турбина приводится во вращение газовым потоком истекающего рабочего тела. Скорость вращения измеряется магнитным прерывателем тока, по показаниям которого определяют тягу двигателя. Технический результат направлен на повышение достоверности определения тяги двигателя путем непосредственного измерения параметров создающего тягу газового потока (его расхода). 1 ил.

Изобретение относится к устройствам космического летательного аппарата для управления его положением в пространстве. Электромагнитный космический двигатель, преобразующий непосредственно электрическую энергию от источника постоянного тока на борту космического аппарата (КА) в кинетическую энергию, содержит индукционные устройства (ИУ), расположенные поровну на двух платформах, закрепленных на диагонально противоположных относительно центра масс КА посадочных местах корпуса КА посредством штанг. Индукционные устройства содержат соленоид с неферромагнитной трубкой, внутри которой находится магнитомягкий сердечник и неферромагнитный материал или вакуум, монолитный, дискообразный плоский магнитомягкий магнитный экран, центральная часть которого имеет форму гиперболического конуса и обращена внутрь трубки, жесткое соединение соосных соленоида и магнитного экрана. Размер экрана перекрывает возможность прямого взаимодействия магнитных полей Земли и ИУ со стороны ближайшего к экрану торца сердечника соленоида. Технический результат заключается в повышении эффективности электромагнитного двигателя. 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к области космической техники, и может быть использовано для ликвидации накапливающихся статических поверхностных зарядов (электронов) на элементах внешней конструкции космических аппаратов (КА). Регулятор электризации (РЭ) КА содержит датчики контроля уровня электризации фрагментов поверхности КА и плазменные двигатели с системами электропитания, управления и подачи рабочего тела в камеры двигателей. РЭ КА также содержит ускорительные каналы (УК) плазменных двигателей, которые в зоне создания низкотемпературной плазмы соединены боковыми входными газовыми магистралями, имеющими в начале в УК полуцилиндрические заборные скорлупы, и боковыми выходными газовыми магистралями с расположенными на них электроклапанами с ограниченными со всех сторон и сообщающимися с внешней средой посредством только газовых магистралей нейтрализаторами. В состав газовых магистралей входят металлизированные фрагменты поверхности КА и термоэлементы, жестко размещенные на них и имеющие с ними гальваническую связь. Улучшается эмиссия электронов дифференциальной зарядки с поверхностей КА, контактных с плазмой ПД. 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для коллокации (баллистического обеспечения гарантированного сосуществования) в одной и той же области околостационарной орбиты (ОСО) по долготе и широте относительно точки стояния космических аппаратов (КА). Способ состоит в том, что в выборе коридоров высоты на геостационарной орбите (ГСО) протяженностью по долготе не менее 0,2° до начала функционирования космического аппарата с самоколлокацией (КАСК). Коридоры высоты ГСО свободны от КА и близки к желаемой области удержания (ОУ) по долготе. Относительные траектории движения КАСК в фазовой плоскости [ΔL; Δr] - это замкнутые траектории и расположены вне области движения в этой же плоскости других геостационарных КА, где ΔL – отклонение по долготе от номинальной долготы стояния; Δr – отклонение радиуса орбиты КАСК от радиуса ГСО. При этом выход на ГСО КАСК проходит в выбранных коридорах высоты. Повышается безопасность перехода КАСК по высоте относительно номинальной ГСО. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). В предлагаемом способе определяют корректирующие ускорения (ai) от работы двигателей коррекции (ДК), используя телеметрическую информацию (ТМИ) от системы ориентации и стабилизации КА. До включения ДК из ТМИ (с астроприборов и/или гироскопического блока) получают усредненные (по количеству источников информации) данные об угловых скоростях ωj1 в j-х каналах: крена, тангажа и рыскания. В результате тестового или корректирующего воздействия на КА работающим i–м ДК из ТМИ получают аналогичные скорости ωj2 и определяют по разностям (ωj2 - ωj1) среднюю скорость вращения ω2i КА за счет работы только i–го ДК. Эту скорость ω2i переопределяют на номинальном (для данного КА) временном интервале и приводят к нему при работе только в тестовом режиме, откуда затем определяют ai по их тестовым значениям. По результатам отработки планов коррекций получают набор достоверных усредненных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Технический результат направлен на создание универсального способа определения ускорений от работы ДК различного класса, с уточнением ускорений по данным ТМИ за прошедшие периоды времени.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с электроракетным двигателем коррекции (ЭРДК), включающему оперативное уточнение тяги ЭРДК для формирования долговременных планов коррекции орбиты КА. Согласно способу, в полете к КА прикладывают проверочные и корректирующие воздействия, измеряют температуру рабочего тела на выходе из ускоряющего канала ЭРДК, усредняют полученные значения на всем интервале измерения. При определении тяги (F) в известную зависимость F (I, U) от силы тока (I) и напряжения (U) в ЭРДК вводят учет указанной температуры (T), за которую принимают либо ее среднее значение, либо соответствующую техническую характеристику ЭРДК. Техническим результатом изобретения являются повышение точности коррекции параметров орбиты КА и снижение информационной нагрузки на наземный комплекс управления.

Изобретение относится к машиностроению и измерительной технике, является техническим решением безотказной работы датчиков физических величин в условиях высокого давления и газодинамического удара. Рабочая система коррекции космического аппарата с полностью вырабатываемыми из бака высокого давления остатками рабочего тела-газа (РТГ) включает бак высокого давления с РТГ, рабочие магистрали, КИПиА, исполнительный рабочий орган, пневмобаллон, выполненный из материала с упругими свойствами, расположенный в полости бака, устройства защиты датчиков температуры, датчиков высокого и низкого давлений РТГ от ударной волны в магистралях. Изначально, в предрабочем состоянии, внутри незаправленного РТГ бака помещается пневмобаллон, формой подобный форме бака, с газом наддува, начальное давление которого не менее рабочего давления в исполнительном органе рабочей системы. Технический результат - исключение наличия в баке невырабатываемого остатка РТ. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для удержания космических аппаратов (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите без помех другим КА. В способе коллокации на геостационарной орбите общая номинальная область удержания по долготе (ОУД) делится поровну между участниками коллокации; средняя за виток долгота подспутниковой точки находится в центре ОУД с минимальным люфтом, благодаря выбору оптимальной зависимости сидерического периода обращения после коррекции удержания от текущего положения КА по долготе относительно центра ОУД и последовательным включениям двигателей коррекции на расчетные длительности. По достижении эксцентриситета орбиты каждого КА оговоренного предельного значения, достаточного, чтобы образовать гарантированные буферные зоны на границах между ОУД, проводят обнуляющие коррекции эксцентриситета. Техническим результатом изобретения является обеспечение коллокации при нахождении более двух геостационарных КА в единой рабочей области. 2 ил.

Способ относится к области космической техники и может быть использован для повышения точности коррекции орбитального движения космического аппарата (КА), оборудованного автономной аппаратурой радионавигации и работающего на прием радиосигналов от глобальных навигационных систем в режиме ежесуточных траекторных измерений и определений. При отнесении определения контрольного параметра на максимально возможное удаление от точки приложения импульса скорости (один из узлов орбиты КА), то есть в точку, где аргумент широты КА равен π/2, фактически обнуляют погрешность определения контрольного параметра, выводя на первый план инструментальную составляющую погрешности определения ускорений (или тяг двигателей). Боковой импульс скорости на активном участке, симметричном относительно одного из узлов является для способа рабочим. Способ направлен на обеспечение приемлемой точности определения и уточнения проекций управляющих ускорений на опорные направления движения при проведении единичных коррекций на витке.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с самоколлокацией (КАСК) вблизи заданной рабочей позиции на геостационарной орбите в процессе его коллокации со смежными КА (СКА), находящимися с КАСК в единой области удержания. Способ включает коррекцию удержания КАСК в соответствии с зависимостью сидерического периода обращения от текущего положения КА по долготе. Заблаговременно по данным траекторных измерений выявляют максимальное возможное значение вектора эксцентриситета (ВЭ) орбит СКА. Модуль ВЭ орбиты КАСК делают бóльшим указанного максимального значения и коррекциями ВЭ переводят КАСК на солнечносинхронную (с постоянной ориентацией ВЭ на Солнце) орбиту. При смене стратегии удержания СКА и его опасном сближении с КАСК проводят маневры уклонения (коррекциями ВЭ орбиты) КАСК. Техническим результатом является гарантированное удаление КАСК от СКА по высоте при манёврах, что позволяет проводить его автономную коллокацию с неограниченным числом СКА.

Изобретение относится к удержанию геостационарного космического аппарата (КА) в рабочей позиции при мониторинге смежного с ним КА (СКА). Способ осуществляют с помощью двух радиальных двигателей коррекции (РДК) мониторингового КА (МКА), ориентированных в надир так, чтобы векторы малой тяги РДК проходили через центр масс МКА, поддерживая его орбиту ниже орбиты СКА. На МКА устанавливают приемную антенну, направленную в зенит (для приёма излучения от СКА). Штатными двигателями коррекции долготы переводят МКА на круговую орбиту, исключающую пересечение орбитального круга любым КА, находящимся в данном диапазоне долгот, в т.ч. СКА. Задействуют циклограмму последовательных включений РДК, не допускающую перерывов между включениями в течение всего этапа мониторинга СКА. Технический результат направлен на максимально эффективный мониторинг СКА при обеспечении безопасного стояния МКА ниже СКА на линии «СКА-Земля». 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники. Акселерометр содержит корпус, физический маятник в виде осесимметричного стержня, измеритель периода колебаний, включающий электрическую схему со встроенным в маятник вдоль его оси светодиодом, в месте, смещенном от середины рабочего цикла качания маятника внутри панели, крепящейся к корпусу акселерометра, имеется фотодатчик, включающий в себя объемную щелевую диафрагму и фотоэлемент. Ось щели маятника перпендикулярна вектору качания маятника. Подвес маятника представляет собой широкую кольцевую и узкоцилиндрическую части опоры качания, являющиеся соответственно подвижной и неподвижной частями подвеса маятника. Имеется активная система термостатирования акселерометра. Технический результат – высокоточное определение ускорения поступательного движения космического аппарата. 4 ил.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) вблизи точек стояния на стационарной орбите. КА с самоколлокацией (КАСК) постоянно удерживают в заданной области удержания (ОУ) по долготе. Внутри этой ОУ находятся смежные КА, для которых определяют, по траекторным измерениям, реальную рабочую ОУ (РОУ). Если РОУ превышает заданную ОУ, то корректируют ОУ для КАСК и представляют её в фазовой плоскости [Δϕ; ΔL] как номинальный трасс-эллипс полета (ТЭП) КАСК с соотношением широтной (Δϕ) и долготной (ΔL) полуосей 4:1. Данный ТЭП покрывает РОУ. Корректируют орбиту КАСК в соответствии с ТЭП. Удержание и автономную коллокацию КАСК проводят совмещенными коррекциями периода, векторов наклонения и эксцентриситета. Определяют стратегии управления дальними КА (вне РОУ). При опасности критического сближения КА проводят коррекции уклонения с последующим возвратом трассы полета КАСК к ТЭП и установкой ТЭП в оптимальное положение. Технический результат состоит в обеспечении автономной коллокации трех и более КА, находящихся в узкой орбитальной области вблизи КАСК. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. В способе удержания космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите рассчитывают коррекции наклонения на двух номинально противоположных активных участках (АУ), рассчитывают текущие векторы эксцентриситета на один и тот же момент - момент окончания второго АУ так, что в первом варианте учитывают тягу двигателя только на первом АУ, во втором варианте учитывают тягу двигателя только на втором АУ, по минимальному отклонению одного и другого векторов эксцентриситета от целевого вектора выбирают рабочий АУ и соответствующий ему двигатель. Посредством всей совокупности регулярных коррекций вызывают и поддерживают устойчивые центростремительные эффекты эволюции КА по долготе и эволюции вектора эксцентриситета КА на орбитальной позиции. Техническим результатом изобретения является повышение точности удержания по долготе, сужение пределов удержания КА.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам и устройствам очистки околоземного космического пространства от космического мусора, и может быть использовано для уничтожения космических аппаратов (КА) в плотных слоях атмосферы. При ликвидации модульный КА прекращает существование в плотных слоях атмосферы как единое целое по команде от бортового блока управления. Модули связаны жесткими соединениями, под каждое из которых заложены пиропатроны. Пиропатроны соединены в автономную электрическую цепь, в которую также входят отдельная маломощная аккумуляторная батарея, имеющая возможность подзаряда от основных источников питания на борту КА. Датчики-сигнализаторы высокой температуры используются для выдачи из ликвидационного бортового блока управления в необходимый момент команды на единовременный подрыв пиропатронов. Блок и сеть, за исключением датчиков высокой температуры, имеют теплозащиту. Достигается полнота сгорания. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам и устройствам очистки околоземного космического пространства от космического мусора. Способ увода прекративших активное существование космических аппаратов (КА) включает возбуждение силы Ампера непосредственно на борту космического аппарата индукционным устройством, которое содержит четное количество спиралевидных цилиндрических катушек индуктивности (СЦК), намотанных на неметаллические держатели-жезлы и вставленных во внешние сердечники. Сердечники представляют собой магнитомягкие цилиндрические трубки, размещенные поровну и симметрично относительно оси минус X, проходящей через центр масс космического аппарата и направленной на центр Земли в связанной с космическим аппаратом системе координат, и соединенных последовательно в электрическую цепь с источником постоянного тока, переключатели направления тока и выключатели для каждой СЦК для создания заданного направления и уровня тяги. Обеспечивается непродолжительный малозатратный спуск отработавшего КА для его уничтожения в плотных слоях атмосферы. 3 з.п. ф-лы, 7 ил., 2 табл.

Изобретение относится к управлению движением группы (двух) космических аппаратов (КА) для удержания их в одной и той же узкой (по долготе) области в окрестности точки стояния. Один из КА работает в режиме автономной (или само-) коллокации (КАСК). Рабочую позицию КАСК выбирают рядом (по долготе) с рабочей позицией смежного КА. Наклонение, эксцентриситет и ср. гринвич. долготу орбиты КАСК поддерживают в заданных диапазонах, минимизируя расхождение линии узлов и линии апсид в течение всего срока активного существования КАСК. При этом эволюция параметров орбиты смежного КА не влияет на процесс коллокации. Техническим результатом является сокращение ширины области удержания КАСК по долготе, а также создание благоприятных условий (с возможным их отражением в международном регламенте) для долготной коллокации геосинхронных и геостационарных КА на около- и геостационарной орбитах. 1 з. п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к ЖРД. Электротермический жидкостной реактивный двигатель включает электромагнитный топливный клапан, термическое сопротивление, камеру нагревания (КН) с катализатором, электронагревателем-газообразователем (ЭГ), сопло и теплоизоляцию. Внутри КН имеются газообразующая топливная магистраль (ГТМ), вокруг которой расположен цилиндрический ЭГ, два дублирующих друг друга впускающих шарнирных клапана, размещенные в начале ГТМ - по входу в КН, и камера высокого давления (КВД). КВД свободно соединена с ГТМ и переходит в сопло Лаваля. Внутри КВД размещен подобный ей по форме ЭГ мощностью, не меньшей мощности цилиндрического ЭГ, преобразующий газообразное топливо в рабочее тело двигателя. Достигается повышение эффективности. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к эксплуатации и проектированию емкостей рабочей системы (ЕРС) хранения газообразного рабочего тела (РТ) на борту космического аппарата (КА), а также к использованию полученных при этом данных для оценки остаточной характеристической скорости КА в случае реактивной выработки РТ из ЕРС. Способ основан на законах физики реальных газов разной степени критичности. Согласно способу на начальном и завершающем этапах функционирования рабочей системы по уравнениям состояния ассоциированного и неассоциированного газа определяют остаточную массу РТ-газа в ЕРС. Техническим результатом является исключение накопления погрешности определения остатков РТ на борту КА. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в рабочих системах, имеющих баки, жидкое или газообразное рабочее тело (РТ), рабочие магистрали и исполнительный рабочий орган. Способ определения остатков РТ в емкостях рабочей системы (ЕРС) с высоким давлением включает выработку РТ, снятие показаний датчиков давления и температуры, определение достоверных значений давления и температуры для всех емкостей рабочей системы (PC) и определение остатка РТ. Датчик низкого давления резервируют с помощью отсечного клапана. По истечении времени, когда давление в ЕРС и силовой магистрали по показаниям датчика высокого давления сравняется с верхней номинальной границей диапазона измерения датчика низкого давления, осуществляют открытие клапана и деблокировку датчика низкого давления PC, которая содержит индивидуальные средства защиты датчиков физического состояния РТ от газодинамических ударов в магистралях. Изобретение обеспечивает безотказную работу датчиков физических величин в условиях высокого давления и газодинамического удара, что в свою очередь способствует решению задачи определения массовых остатков рабочего тела (РТ), а также исключению наличия в баке невырабатываемого остатка РТ. 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может использоваться для определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА). В способе коррекции орбитального движения КА в процессе приложения тестовых и корректирующих воздействий фиксируют начало стационарного режима нагревания стенки камеры сгорания двигателя, фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в блок стабилизации давления, определяют средние частоты срабатывания электроклапанов и ускорения от работы двигателя коррекции. По результатам отработки планов коррекций имеют набор достоверных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежной и оперативной коррекции орбитального движения с повышением ее точности. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, к классу электрореактивных двигателей. Двигатель содержит автономный источник низкотемпературной плазмы, систему улавливания нейтральных частиц и регенерации ионов, разделитель потоков электронов и ионов, плазменный ускоритель. Плазменный ускоритель представляет собой асинхронный циклотрон, разделенный вдоль на дуанты двумя соосными парами параллельных сеток с зазорами, создающими однородные, равные и постоянные ускоряющие электрические поля взаимно противоположного направления векторов напряженности, имеющий выходные газовые каналы плазменного ускорителя - основные переходники-ферромагнетики с соленоидами; выходные прямые газовые диэлектрические каналы двигателя, соединенные с основными переходниками через пропускные электроклапаны, а между собой - переходниками-ферромагнетиками с соленоидами. Магнитное поле внутри плазменного ускорителя создается группой соленоидов, размещенных внутри цилиндрического ферромагнетика, частью своей являющегося цилиндрической стенкой плазменного ускорителя. Техническим результатом изобретения является увеличение удельного импульса тяги с сохранением и возможным уменьшением массогабаритных характеристик двигательных установок при относительно невысокой мощности энергопотребления. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники и физике состояния газа и может быть использовано для количественной оценки остаточной характеристической скорости в случае реактивной выработки рабочего тела из емкостей рабочей системы. На начальном и завершающем этапах функционирования рабочей системы по уравнениям состояния РТ определяют остаточную массу газа в емкостях рабочей системы. Техническим результатом изобретения является исключение накопления погрешности определения остатков рабочего тела. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для автономной коллокации на геостационарной орбите. Переводят векторы наклонения и эксцентриситета на границы разнесенных относительно друг друга областей прицеливания, измеряют параметры орбиты каждого космического аппарата (КА), определяют текущие значения орбитальных параметров каждого КА, приводят КА с самоколлокацией (КАСК) в заданную область удержания по широте (наклонению) и долготе, выявляют стратегию управления движением центра масс смежного КА, уточняют положение центра области прицеливания по наклонению смежного КА, проводят коррекции наклонения вектора наклонения орбиты КАСК в фазовой плоскости с учетом сезона (текущего прямого восхождения Солнца), линии узлов орбиты смежного КА и центра, корректируют с помощью двигателей малой тяги период обращения, наклонения и эксцентриситета орбиты, или уклонения в случае опасного сближения КА. Изобретение позволяет исключить радиопомехи и обеспечивать коллокацию с помощью только центра управления КАСК. 4 ил.

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными. Сумма эксцентриситетов орбит должна составлять ~ 0,0004, а наклонение орбиты МКА относительно орбиты СКА - не менее (14-15) угл. с. С этой целью проводят регулярные коррекции для удержания концов (фазовых) векторов наклонения и эксцентриситета в требуемых областях прицеливания. Кроме того, корректируют долготы (периоды обращения) так, чтобы начало осей координат (отклонениий вдоль орбиты и по радиусу-вектору) совпадало в заданных пределах с центром эллипса дистанцирования от СКА. Переопределяют центры областей прицеливания при корректировке стратегии управления движением центра масс СКА. При снижении уровня приема на МКА излучения антенн, установленных на СКА, переходят в режим приема информации для СКА с наземных антенн. В случае уверенного приема на МКА сигналов указанных антенн СКА в течение 12 ч осуществляют непосредственный круглосуточный мониторинг СКА двумя МКА. Данные МКА установлены на диаметрально противоположных сторонах указанного эллипса дистанцирования. Техническим результатом изобретения является удержание КА на рабочей позиции без помех другим КА и мониторингу СКА. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА. Для этого расстояние между СПР и точкой «стояния» выбирается с учетом гарантированного срока невостребованности выводимого КА и времени приведения КА на СПР. КА переводят в дежурный режим и затем в режим аппаратной закрутки. По окончании резервирования КА выводят из режима закрутки. Техническим результатом изобретения является экономия рабочего тела системы коррекции и сокращение времени замены отработавшего КА новым до технического минимума, определяемого погрешностью определения срока невостребованности КА. 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий. При каждом из них определяют темпы нагрева стенки камеры сгорания ДК. По тестовым данным (тяге и темпу нагрева) находят коэффициент трансформации. Тягу ДК рассчитывают, умножая этот коэффициент на темп нагрева при корректирующем воздействии. По результатам отработки планов коррекций получают набор достоверных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества удержания (в т.ч. надежности и оперативности коррекции) КА в заданной области, в частности на геостационарной орбите.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для постоянной устойчивой теле- и радиосвязи с участками Земли, находящимися вне зоны видимости одного спутника, с помощью системы связи, состоящей из двух унифицированных геостационарных спутников. Технический результат состоит в создании космической системы связи с географическими участками-антиподами, находящимися в разных условных полушариях относительно друг друга. Для этого ведомые спутники оборудуются аппаратурой радионавигации и системой навигации и управления движением, межспутниковую связь дополняют служебными двусторонними каналами связи, ведомые спутники располагают в зонах видимости адресных наземных пунктов связи, недоступных для ведущего спутника, управление ведомыми спутниками и контроль над их техническим состоянием производят посредством ведущего спутника, находящегося постоянно в зонах видимости хотя бы одного наземного командно-измерительного пункта и наземного пункта связи - антиподов адресным наземным пунктам связи. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для баллистического обеспечения полета космического аппарата. Измеряют температуру и давления рабочего тела (РТ) - газа, определяют на каждом шаге массовые остатки РТ до отбора части РТ из емкости рабочей системы по уравнению состояния идеального газа, определяют массу газа в приборной емкости постоянного объема с датчиками давления и температуры, отбирают часть РТ из емкости рабочей системы в заборную емкость постоянного объема, переводят отобранную часть РТ в общую емкость для трансформации РТ в идеальный газ, определяют по уравнению состояния идеального газа массу газа в общей емкости и искомую массу РТ - газа. Общая емкость состоит из заборной и приборной емкостей. Изобретение позволяет повысить точность определения массовых остатков газа в емкостях рабочей системы. 1 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и к способам и устройствам измерения параметров состояния жидкостей и газов и может быть использовано для количественной оценки остатков (массы) рабочего тела (РТ) - газа в емкостях рабочей системы безнаддувного типа, в частности - для количественной оценки массы РТ, находящегося в состоянии насыщенного пара. Определитель массы газа содержит датчики температуры и давления и электронное устройство для обработки информации с этих датчиков. Также устройство содержит заборную емкость постоянного объема, в которую из емкости рабочей системы отбирается проба газа и приборную емкость, общий объем которой с заборной емкостью при сообщении емкостей приводит газ в идеальное состояние. Устройство также содержит три клапанных механизма: на входе в заборную емкость; в переходе из заборной емкости в приборную емкость; на выходе из приборной емкости. Техническим результатом является повышение точности определения остатков РТ на всех этапах эксплуатации рабочей емкости. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА. Способ включает определение и коррекцию начальных наклонений и долготы восходящего узла орбиты выведения с учетом эпохи запуска КА на орбиту и срока его активного существования. При этом уточняют время начала функционирования на геостационарной орбите, когда наклонение орбиты КА достигнет предельно допустимого значения iпред. Последнее отвечает предельному выходу по широте на границе номинальной области стояния КА по долготе. Определяют значения устойчивого и минимального эксцентриситетов. Корректируют вектор эксцентриситета так, чтобы он равнялся номинальному для коллокации КА, а линия апсид орбиты КА совпала с линией узлов. Проводят активную коллокацию КА в период изменения наклонения от 0 до iпред без взаимодействия с центрами управления смежными КА. При наклонении, большем iпред, увеличивают эксцентриситет до минимального с установкой вектора Лапласа в направлении от Солнца. При этом до окончания срока активного существования КА коррекции вектора эксцентриситета не проводят. При наклонениях, меньших iпред, вектор эксцентриситета равен по модулю и максимально разнесен относительно векторов эксцентриситета других КА. Техническим результатом изобретения является уменьшение энергозатрат на удержание в области стояния и коллокацию геостационарных КА. 9 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). Согласно предложенному способу определяют тяги двигателей коррекции (ДК)(управляющих ускорений) по суммарным изменениям периода обращения КА от коррекции к коррекции. Последние проводят одними и теми же ДК и судят об уровне тяги этих ДК. Для достоверного знания тяг пары взаимно противоположных ДК время от времени проводят последовательные контрольные включения этой пары равными импульсами. Невязку по суммарному импульсу тяги вносят поровну с противоположным знаком в реализованные импульсы. В результате получают достоверные уровни тяг работавших ДК. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат и повышение точности определения тяги ДК по данным траекторных измерений, а также повышение точности коррекций орбиты КА.

Изобретение относится к измерительным приборам космического аппарата (КА) и может использоваться для высокоточного определения малого приращения скорости поступательного движения КА. Измеритель имеет полый шарообразный корпус (1), на внешней поверхности которого находятся электромагниты (2). На внутренней поверхности корпуса (1) расположена сеть адресных фотоприемников, а внутри корпуса - инерционная масса (5). Электромагнитный подвес массы (5) выполнен в виде встроенных электромагнитов (6), взаимодействующих с электромагнитами (2). Датчик положения массы (5) представляет собой оптрон из трех оптопар. В оптопарах излучателями служат светодиоды внутри массы (5) с оптическими осями (27). Излучение вдоль этих осей попадает на указанные фотоприемники корпуса. Светодиоды питаются от аккумулятора гелиевого типа, встроенного в массу (5). Он заряжается от токов в обмотках электромагнитов (6). Режимы работы устройства задаются оператором (10) через блок контроля и управления (7) с программным обеспечением (9). Питание осуществляется от источника (8). Технический результат изобретения состоит в создании высокоточного (погрешность менее 6 %) прибора для измерения приращений скорости при действии ускорений негравитационной природы порядка (10-6-10-10) м/с2. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к космической технике, к классу электрореактивных двигателей и предназначено для управления движением космических аппаратов малой (до 5 Н) тягой. Циклотронный плазменный двигатель содержит корпус плазменного ускорителя, соленоиды (катушки индуктивности), электрическую цепь с катодами-компенсаторами. При этом содержится автономный источник ионов, разделитель потоков электронов и ионов. Плазменный ускоритель представляет собой асинхронный циклотрон. Циклотрон разделен вдоль на дуанты двумя соосными парами параллельных сеток с зазорами. Дуанты создают однородные, равные и постоянные ускоряющие электрические поля взаимно противоположного направления векторов напряженности. Циклотрон имеет по числу основных направлений создания тяги выходные каналы плазменного ускорителя - основные переходники-ферромагнетики с катушками индуктивности. Выходные прямые газовые диэлектрические каналы двигателя соединены с основными переходниками через пропускные электроклапаны. Эти каналы соединены между собой переходниками-ферромагнетиками с катушками индуктивности. Техническим результатом является увеличение удельного импульса тяги с сохранением и возможным уменьшением массогабаритных характеристик двигательных установок на космических аппаратах при относительно невысокой мощности энергопотребления. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции орбитального движения космического аппарата (КА). На КА прикладывают тестовое и корректирующее воздействие путем включения двигателей коррекции (ДК), проводят траекторные изменения, определяют параметры движения центра масс КА, рассчитывают коррекцию, формируют командно-программную информацию с начальными условиями движения, планом коррекции и управляющими ускорениями, засылают массивы на борт КА для дальнейшей работы. Изобретение позволяет с высокой точностью определять управляющие ускорения, повысить точность удержания геостационарного КА, увеличить срок управления центром масс КА в неавтономном режиме. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для высокоточного определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА). Проводят коррекции параметров орбитального движения КА и засылают на борт КА. Параллельно слежению за работой двигателя коррекции на каждом шаге коррекций фиксируют начало и окончание свободного движения на борту КА инерционной массы в имеющей сферическую форму замкнутой емкости и управляющее ускорение определяют из уравнения равноускоренного движения без начальной скорости по заранее известному пути в этой емкости с помощью акселерометра высокой точности определения линейного ускоряющего воздействия в условиях невесомости. Инерционная масса представляет собой магнитовосприимчивый шарик. Изобретение позволяет повысить точность расчета управляющих ускорений, сузить области удержания КА и повысить качество коллокации. 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для удержания на заданной геостационарной орбитальной позиции космического аппарата (КА)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удержания геостационарного космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх