Способ ориентации целевой аппаратуры космических аппаратов и устройство, его реализующее



Способ ориентации целевой аппаратуры космических аппаратов и устройство, его реализующее
Способ ориентации целевой аппаратуры космических аппаратов и устройство, его реализующее

 


Владельцы патента RU 2412873:

Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") (RU)

Изобретения относятся к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и его целевой аппаратуры. Сущность предлагаемых способа и устройства состоит в исключении традиционно используемых в инерционных исполнительных органах инерционных масс (роторов, маховиков) и применение в их качестве элементов конструкции КА (ЭККА) с обеспечивающими системами. При этом целевую аппаратуру размещают подвижно относительно ЭККА в подвесе, по осям которого устанавливают приводы указанных исполнительных органов и датчики угла. Перемещают ЭККА от центра масс КА и от центра подвеса целевой аппаратуры, совмещают центры масс целевой аппаратуры и подвеса. Тем самым создают максимальные моменты инерции ЭККА и расположение продольной оси КА в положении устойчивого равновесия (по местной вертикали). По параметрам углового движения целевой аппаратуры и ЭККА определяют величину накопленного кинетического момента. Формируют управляющие сигналы на приводы инерционных масс и систему сброса кинетического момента, обеспечивая требуемое изменение параметров углового движения целевой аппаратуры и ЭККА. Устройство в виде, например, бесплатформенной инерциальной системы управления содержит систему сброса кинетического момента, вычислительное устройство и подключенные к нему датчики и измерители угловой скорости. Имеются также подключенные к вычислительному устройству механизм перемещения ЭККА с указанным выше подвесом с подвижной относительно ЭККА целевой аппаратурой, датчики угла и приводы инерционных исполнительных органов. Технический результат изобретений состоит в уменьшении массы и энергопотребления, а также повышении точности, быстродействия и производительности системы управления ориентацией КА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам управления угловым движением космических аппаратов (КА).

Известен способ ориентации целевой аппаратуры на основе автоматических поворотных платформ для Российского Сегмента МКС, заключающийся в размещении на МКС в двух- или трехстепенном кардановом подвесе с приводами по каждой из осей автоматических поворотных платформ, установке на автоматических поворотных платформах измерителей угловой скорости, астродатчиков и вычислительного устройства, определении по измерениям с измерителей угловой скорости и астродатчиков параметров углового движения автоматических поворотных платформ, формировании управляющих сигналов на приводы, обеспечивающие пространственные повороты автоматических поворотных платформ, отработке системой управления угловым движением МКС возмущений, создаваемых в процессе поворотов автоматических поворотных платформ.

Этот способ реализуется устройством ориентации целевой аппаратуры, включающим МКС с размещенной на ней системой управления ее угловым движением и установленной в двух- или трехстепенном кардановом подвесе с приводами по каждой из осей платформой, установленные на платформе измерители угловой скорости (ИУС), астродатчик, вычислительное устройство, сумматоры и интеграторы.

Система управления угловым движением платформы обеспечивает измерение проекций абсолютной угловой скорости вращения платформы на ее связанные оси. Сигнал с ИУС поступает на соответствующие сумматоры, куда также поступают сигналы управления, вычисляемые в вычислительном устройстве, разности этих сигналов интегрируются и поступают в вычислительное устройство, где пересчитываются в управляющие воздействия на приводы. Астродатчик системы управления платформой используется для измерения начального положения платформы [1].

Недостатками этого способа, реализованного известным устройством, является то, что автоматические поворотные платформы с целевой аппаратурой возможно размещать только на КА типа МКС, управление угловым движением которых обеспечивают известные системы ориентации, и инерционно-массовые характеристики (масса, моменты инерции) которых на два, три и более порядка превышают инерционно-массовые характеристики автоматических поворотных платформ с целевой аппаратурой.

Известен также способ ориентации целевой аппаратуры, включающий измерение параметров углового движения КА, формирование и выдачу на приводы инерционных исполнительных органов управляющих сигналов, создание минимальных моментов инерции КА путем перемещения аппаратуры и элементов конструкции к центру масс КА, изменение параметров углового движения инерционных масс инерционных исполнительных органов и соответствующее ему изменение параметров углового движения КА с неподвижно установленной на нем целевой аппаратурой, определение накопленного инерционными массами инерционных исполнительных органов кинетического момента, формирование и выдачу управляющих сигналов в систему сброса кинетического момента.

Этот способ реализуется устройством, содержащим бортовую вычислительную систему, астродатчики, измерители угловой скорости вращения КА, силовые гироскопы и магнитную систему сброса аккумулируемого силовыми гироскопами кинетического момента [2] (прототип).

Недостатками этого способа, реализованного известным устройством, является то, что для обеспечения переориентации (программных поворотов) и стабилизации в требуемом положении целевой аппаратуры используют инерционные массы инерционных исполнительных органов. Например, в силовых гироскопах размещенные в подшипниках, быстровращающиеся

роторы, разворот которых с помощью двигателей привода создает гироскопический момент, приложенный к корпусу КА. Вес инерционных масс (роторов силовых гироскопов, маховиков электродвигателей-маховиков) вместе с корпусом составляет до 80% и более веса инерционных исполнительных органов.

На КА требующих больших ((3÷5)°/с) угловых скоростей переориентации КА вес силового гироскопического комплекса может достигать величины более 10% от веса всего КА с целевой аппаратурой. Кроме того, для обеспечения требуемого гироскопического момента ротор силового гироскопа должен постоянно вращаться с указанными угловыми скоростями, а это приводит к ограничению ресурса прибора, требует постоянных затрат электроэнергии на поддержание постоянства скорости вращения. Вследствие сложности конструкции силового гироскопического комплекса, обеспечения требуемого ресурса на его разработку и изготовление требуются большие денежные средства (~150 млн руб. в ценах 2007 г.).

При установке целевой аппаратуры на КА неподвижно, КА со всеми вспомогательными системами должен разворачиваться в процессе штатной работы (обычно требуется на освещенной части орбиты) вместе с целевой аппаратурой, а в этом случае затруднена зарядка аккумуляторных батарей вследствие разворота солнечных батарей вместе с КА от направления на Солнце. Последнее ограничивает продолжительность работы целевой аппаратуры на освещенной части орбиты и приводит к необходимости увеличения веса солнечных и аккумуляторных батарей, так как подзарядка последних затруднена, а расход электроэнергии увеличивается, в том числе и за счет потребления целевой аппаратуры.

Постоянная работа силового гироскопического комплекса на борту КА приводит к созданию (несмотря на тщательную балансировку роторов гироскопов) виброколебаний, ухудшающих точностные характеристики чувствительных элементов системы управления таких, например, как измерители угловой скорости, внося шумовую составляющую ошибки измерения угловой скорости вращения КА более чем на порядок превышающую инструментальные погрешности прибора. Это особенно существенно для малых КА, на которых для обеспечения больших скоростей переориентации целевой аппаратуры уменьшают моменты инерции КА путем перемещения аппаратуры к его центру масс (приближают источник виброколебаний к чувствительным элементам и целевой аппаратуре). Виброизоляция силового гироскопического комплекса усложняет и удорожает конструкцию КА.

При управлении угловым движением КА известным способом время его разворота с целевой аппаратурой на заданный угол достаточно продолжительное, что снижает производительность. Определим время программного поворота при управлении инерционными исполнительными органами, масса которых составляет примерно 20% от массы КА с целевой аппаратурой. Время поворота КА определяется как сумма времени разгона до максимальной угловой скорости, времени движения с постоянной угловой скоростью и времени торможения. При программном повороте КА по сигналам с вычислительного устройства включают приводы инерционных исполнительных органов, которые при управлении, например, с использованием электродвигателей-маховиков, обеспечивают раскрутку маховика и соответственно ускоренное вращение КА. При раскрутке маховика до максимальной угловой скорости ωМ КА также приобретет максимальную угловую скорость ωКА, которая определяется выражением

где

JМ - момент инерции маховика,

JКА - момент инерции КА.

Так как величина момента инерции маховика намного меньше величины момента инерции КА, то и максимальная угловая скорость КА намного меньше максимальной скорости вращения маховика. Далее в процессе вращения КА с сообщенной ему угловой скоростью при достижении расчетного угла начала торможения вычислительное устройство включает приводы инерционных исполнительных органов и обеспечивает уменьшение угловой скорости. Разработанные в настоящее время приводы инерционных исполнительных органов обеспечивают создание управляющих моментов от 10 до 100 нм. Уменьшая при известном способе ориентации моменты инерции КА путем размещения бортовой аппаратуры как можно ближе к центру масс КА, достигают угловых ускорений вращения КА до 0,8°/с2, а увеличивая инерционную массу инерционных исполнительных органов, достигают угловых скоростей вращения КА до 5°/с. Следовательно, время программного поворота tnn, например, на угол 120° составит

приращение угла за время разгона и торможения

приращение угла разворота при движении с постоянной скоростью

время движения с постоянной угловой скоростью Δt=

и tnn=2·6,25 с+17,75 с=30,25 с.

Это достаточно продолжительное время, а достигается оно за счет существенного увеличения инерционных масс (роторов - силовых гироскопов, маховиков - электродвигателей-маховиков) инерционных исполнительных органов.

Задачей настоящего изобретения является уменьшение веса и стоимости, увеличение ресурса, производительности, быстродействия и точности ориентации систем управления угловым движением КА.

Поставленная задача решается тем, что в способе ориентации целевой аппаратуры космических аппаратов, включающем измерение параметров углового движения КА, формирование и выдачу на приводы инерционных исполнительных органов управляющих сигналов, изменение параметров углового движения инерционных масс инерционных исполнительных органов и соответствующее им изменение параметров углового движения целевой аппаратуры, производят размещение целевой аппаратуры подвижно относительно элементов конструкции КА, устанавливают приводы инерционных исполнительных органов, в качестве инерционных масс инерционных исполнительных органов используют элементы конструкции КА с обеспечивающими системами, обеспечивают максимальные моменты инерции элементов конструкции КА и расположение продольной оси КА в устойчивом положении равновесия путем перемещения элементов конструкции КА от его центра масс и от центра вращения целевой аппаратуры, обеспечивают минимальные моменты инерции целевой аппаратуры путем совмещения ее центра масс с центром вращения, производят измерение параметров углового движения целевой аппаратуры и элементов конструкции КА, определяют величину накопленного элементами конструкции КА кинетического момента, формируют и выдают на приводы инерционных исполнительных органов и систему сброса кинетического момента управляющие сигналы, изменяют параметры углового движения целевой аппаратуры и соответственно им параметры углового движения элементов конструкции КА.

Этот способ реализуется устройством, представляющим собой, например, бесплатформенную инерциальную систему управления, содержащим вычислительное устройство, систему сброса кинетического момента, входом подключенную к вычислительному устройству, датчики внешней информации и измерители угловой скорости, выходами подключенные к вычислительному устройству, введены механизм перемещения элементов конструкции космического аппарата, подключенный к выходу вычислительного устройства, подвес, с установленной в нем подвижной относительно элементов конструкции КА целевой аппаратурой и, размещенными по каждой из осей подвеса, датчиками угла, выходами подключенные к вычислительному устройству, и приводами инерционных исполнительных органов, входами подключенные к вычислительному устройству.

На фиг.1 приведена функциональная блок-схема устройства для осуществления способа.

На фиг.2 приведен пример конфигурации элементов конструкции КА для осуществления способа.

Устройство включает вычислительное устройство (1), систему сброса кинетического момента (2), входом подключенную к вычислительному устройству (1), датчики внешней информации (3) и измерители угловой скорости (4), выходами подключенные к вычислительному устройству (1), механизм перемещения (5) элементов конструкции космического аппарата (6), подключенный к выходу вычислительного устройства (1), подвес (7), с установленной в нем подвижной относительно элементов конструкции КА (6) целевой аппаратурой (8), датчиками угла (9), выходами подключенные к вычислительному устройству (1), и приводами инерционных исполнительных органов (10) по каждой из осей подвеса (7), входами подключенные к вычислительному устройству (1).

Устройство работает следующим образом. При первоначальном включении, например по контакту отделения КА от последней ступени ракеты-носителя, включается вычислительное устройство (1). Вычислительное устройство (1) включает механизм перемещения (5) элементов конструкции КА (6), который производит перемещение элементов конструкции КА (6) таким образом, чтобы обеспечить в конечной конфигурации КА максимальные значения моментов инерции элементов конструкции КА (6) относительно каждой из осей приводов инерционных исполнительных органов (10) подвеса (7) целевой аппаратуры (8) (фиг.1) и совпадение направления оси элементов конструкции КА (6) с минимальным моментом инерции с направлением оси целевой аппаратуры (8) с минимальным моментом инерции при нахождении ее в нулевом положении. Это можно получить, если КА разрабатывать, например, в виде трех элементов конструкции (11, 12, 13) (фиг.2), два из которых имеют примерно одинаковую массу и включают панель солнечных батарей ПСБ с присоединенными аккумуляторными батареями и бортовую аппаратуру обеспечивающих систем (на фиг.2 не указаны). Третий элемент конструкции (13) (фиг.2) включает подвес (7) с установленной в нем целевой аппаратурой (8) (на фиг.2 не указаны). В качестве механизма перемещения элементов конструкции КА может быть использован, например, механизм раскрытия панелей солнечных батарей или механизм выдвижения гравитационной штанги КА с гравитационной ориентацией.

После перемещения элементов конструкции КА (6) угловые скорости вращения КА, полученные при отделении его от последней ступени ракеты-носителя, уменьшаются пропорционально увеличению моментов инерции конечной конфигурации КА.

После установки конечной конфигурации КА вычислительное устройство (1) включает измеритель угловой скорости (4). По информации с измерителя угловой скорости (4) в вычислительном устройстве (1) рассчитываются управляющие сигналы, выдаваемые в систему сброса кинетического момента (2), которая обеспечивает по известному способу гашение угловых скоростей КА и приведение его продольной оси (оси с минимальным моментом инерции) в устойчивое положение равновесия, т.е. по направлению местной вертикали.

После приведения КА в устойчивое положение равновесия начинается штатная работа системы управления ориентацией КА. В процессе штатной работы переориентация и ориентация в заданном положении целевой аппаратуры осуществляется следующим образом. По информации с датчиков внешней информации (астродатчиков) (3) и измерителей угловой скорости (4) о текущих параметрах углового движения элементов конструкции КА (6), при установке датчиков внешней информации (3) и измерителей угловой скорости (4) на элементах конструкции КА (6) и информации с датчиков углов (9), установленных по каждой из осей подвеса, определяют параметры углового движения целевой аппаратуры (8) известным способом. При этом проекции угловой скорости вращения целевой аппаратуры (8) относительно элементов конструкции КА (6) по осям подвеса (7) определяют как частное от деления приращения соответствующего угла на интервал времени, на котором это приращение произошло. При установке датчиков внешней информации (3) и измерителей угловой скорости (4) в подвесе вместе с целевой аппаратурой (8) параметры углового движения целевой аппаратуры (8) определяют по измерениям с датчиков внешней информации (3) и измерителей угловой скорости (4). Для определения параметров углового движения элементов конструкции КА (6) используется информация с датчиков углов (9), установленных по осям подвеса (7). По информации о текущем угловом положении и текущей угловой скорости вращения целевой аппаратуры и информации об угловом положении и времени наблюдения объекта наблюдения целевой аппаратурой, задаваемых в рабочей программе работы целевой аппаратуры, вычислительное устройство (1) формирует управляющие сигналы на приводы исполнительных органов (10), расположенные по осям подвеса, которые и обеспечивают разворот целевой аппаратуры (8) в заданное положение. При таком управлении целевой аппаратурой (8) управляющие моменты, создаваемые приводами исполнительных органов (10), расположенными по каждой из осей подвеса (7), будут приложены как к целевой аппаратуре (8), так и к элементам конструкции КА (6). Начнется угловое перемещение целевой аппаратуры (8) и элементов конструкции КА (6). При этом скорости вращения целевой аппаратуры (8) и элементов конструкции КА (6) будут противоположны по знаку, а величины скоростей вращения будут пропорциональны управляющим моментам, создаваемым приводами исполнительных органов (10), времени действия управляющих моментов и моментам инерции целевой аппаратуры (8) и элементов конструкции КА (6) относительно каждой из осей подвеса целевой аппаратуры (8).

При установке целевой аппаратуры (8) в подвесе (7) таким образом, чтобы центр ее масс совпадал с центром подвеса, моменты инерции целевой аппаратуры (8) относительно осей подвеса будут минимальны. При установке элементов конструкции КА (6) с бортовой аппаратурой относительно осей подвеса на расстояниях, превышающих расстояния установки элементов целевой аппаратуры (8) относительно ее центра масс, то даже при массе целевой аппаратуры (8), большей массы элементов конструкции КА (6), можно получить моменты инерции элементов конструкции КА (6), превышающие моменты инерции целевой аппаратуры (8) в 10, 100 и более раз, так как моменты инерции определяются как произведение массы на квадрат расстояния от центра масс до оси, относительно которой определяется момент инерции. А в этом случае при разворотах целевой аппаратуры (8), например, в диапазоне углов от -60° до 60° повороты элементов конструкции КА (6) не превысят ±6°.

Рассмотрим конфигурацию КА, представленную на фиг.2. Пусть масса элементов конструкции КА (6) составляет 1/6 суммарной массы m элементов конструкции КА (6) и целевой аппаратуры (8), масса целевой аппаратуры (8) составляет 2/3 суммарной массы m. Пусть также величины L, R, l, r будут равны: L=1 м, R=2 м, l=0,6 м и r=0,25 м. Тогда величины моментов инерции целевой аппаратуры (8) относительно каждой из ее осей подвеса примерно составят

Jx=0,06 m; Jy=0,01 m; Jz=0,06 m,

а моменты инерции элементов конструкции КА (6) относительно тех же осей составят

Jx=4/3 m; Jy=1/3 m; Jz=5/3 m,

т.е. моменты инерции элементов конструкции КА (6) будут превышать моменты инерции целевой аппаратуры (8):

по каналу крена в 22 раза,

по каналу рыскания в 33 раза,

по каналу тангажа в 28 раз.

И, следовательно, при разворотах целевой аппаратуры (8) в процессе штатной работы в диапазоне углов от -60° до 60° отклонения элементов конструкции КА (6) от местной вертикали не будут превышать:

по каналу крена 2,7°,

по каналу рыскания 1,8°,

по каналу тангажа 2,1°.

При указанных же величинах отклонений и угловых скоростей элементов конструкции КА (6), а вместе с ним и панелей солнечных батарей возможно в процессе штатной работы целевой аппаратуры (8) обеспечивать отслеживание направления на Солнце панелями солнечных батарей и соответственно подзарядку аккумуляторных батарей, что позволит уменьшить массу панелей солнечных и аккумуляторных батарей.

Для предлагаемого способа перенацеливания целевой аппаратуры возможно угловое вращение без участка движения с постоянной угловой скоростью. Т.е. программный поворот целевой аппаратуры будет состоять только из двух участков: участка разгона и участка торможения. Угловые ускорения вращения целевой аппаратуры при использовании уже разработанных приводов инерционных исполнительных органов, обеспечивающих угловые ускорения до 0,8°/c2 с учетом того, что моменты инерции целевой аппаратуры относительно ее центра масс, совмещенного с центром вращения, существенно уменьшаются, можно увеличить до 8°/c2 и более.

Следовательно, для предлагаемого способа время программного поворота на угол 120° составит

a tnn=2·3,87c=7,64c.

Т.е. для предлагаемого способа перенацеливания целевой аппаратуры на угол 120° время программного поворота может быть уменьшено в 4 и более раз. И это достигается с уменьшением массы (исключением роторов, маховиков) инерционных исполнительных органов.

При управлении угловым движением КА по известному способу с использованием инерционных масс инерционных исполнительных органов в процессе ориентации КА инерционные исполнительные органы могут создавать на коротких интервалах времени (1-10 с) достаточно большие управляющие моменты, приложенные к корпусу КА для изменения угловой скорости вращения и компенсации внешних возмущений. Однако длительное (десятки минут ÷ часы) действие на КА даже небольших по сравнению с максимальными управляющими моментами постоянных по знаку возмущающих моментов приводит к невозможности управления угловым движением КА - к так называемому насыщению инерционных исполнительных органов, т.е., например, при управлении ориентацией КА с использованием электродвигателей-маховиков, постепенной раскрутке маховика за время компенсации возмущающего момента до максимальной угловой скорости. Для обеспечения управления угловым движением КА при действии постоянных внешних возмущений используют систему сброса кинетического момента. Чаще всего для сброса кинетического момента используют магнитные системы сброса, на ряду с которыми используют также и системы с реактивными двигателями.

При предлагаемом способе ориентации также будет происходить накопление кинетического момента. Накопление кинетического момента по каналу рыскания относительно продольной оси аналогично накоплению кинетического момента электродвигателями-маховиками, т.е. соответствует увеличению скорости вращения элементов конструкции КА вокруг продольной оси. По каналам крена и тангажа вследствие нахождения КА в нулевом положении, в устойчивом положении равновесия (гравитационный возмущающий момент является восстанавливающим) накопление кинетического момента приводит к угловым колебаниям КА с амплитудой, пропорциональной величине накопленного кинетического момента. Уровень накопления кинетического момента будет определяться величиной накопления кинетического момента от воздействия гравитационного момента в процессе движения КА из положения 90° в нулевое положение. При превышении уровня накопления кинетического момента КА также как и по каналу рыскания будет совершать вращательное движение.

По величинам угловых скоростей и угловым отклонениям элементов конструкции КА (6) и целевой аппаратуры (8) от нулевого положения можно определить известным методом величину накопленного кинетического момента, сформировать и выдать управляющие сигналы в систему сброса кинетического момента для сброса накопленного кинетического момента.

Накопление кинетического момента при ориентации целевой аппаратуры по предлагаемому способу из-за воздействия на КА внешних возмущений можно уменьшить путем изменения конфигурации КА, т.е. изменения величины L, R, l, r (фиг.2), а это позволит улучшить параметры системы сброса кинетического момента, т.е. уменьшить ее вес и энергопотребление.

Таким образом, предложенное изобретение за счет исключения инерционных масс (роторов, маховиков) инерционных исполнительных органов, размещения целевой аппаратуры в подвесе подвижно относительно элементов конструкции КА, увеличения моментов инерции элементов конструкции КА путем перемещения бортовой аппаратуры и элементов его конструкции от центра масс КА и центра подвеса целевой аппаратуры позволяет улучшить характеристики систем управления угловым движением КА и КА в целом по:

- уменьшению стоимости, веса и энергопотреблению;

- повышению надежности, быстродействия, производительности;

- повышению точности измерения параметров углового движения.

Литература

1. Лобанов B.C., Тарасенко Н.В., Шульга Д.Н., Зборошенко В.Н., Федосеев С.В., Хаханов Ю.А. Системы наведения целевой аппаратуры на основе автоматических поворотных платформ для PC MKC. XIV Санкт-Петербургская Международная Конференция по интегрированным навигационным системам, 28-30 мая 2007, стр.206-213. Санкт-Петербург, Россия, 2007.

2. Аншаков Г.П., Макаров В.П., Мантуров А.И., Мостовой Я.А. Методы и средства управления в высокоинформативном наблюдении Земли из космоса.

XIV Санкт-Петербургская Международная конференция по интегрированным навигационным системам, 28-30 мая 2007, стр.165-173. Санкт-Петербург, Россия, 2007.

1. Способ ориентации целевой аппаратуры космических аппаратов (КА), включающий измерение параметров углового движения КА, формирование и выдачу на приводы инерционных исполнительных органов управляющих сигналов, изменение параметров углового движения инерционных масс инерционных исполнительных органов и соответствующее им изменение параметров углового движения целевой аппаратуры, определение накопленного указанными инерционными массами кинетического момента, формирование и выдачу управляющих сигналов в систему сброса кинетического момента, отличающийся тем, что производят размещение целевой аппаратуры подвижно относительно элементов конструкции КА, устанавливают приводы инерционных исполнительных органов, в качестве инерционных масс которых используют элементы конструкции КА с обеспечивающими системами, обеспечивают максимальные моменты инерции элементов конструкции КА и расположение продольной оси КА в устойчивом положении равновесия путем перемещения элементов конструкции КА от его центра масс и от центра вращения целевой аппаратуры, обеспечивают минимальные моменты инерции целевой аппаратуры путем совмещения ее центра масс с центром вращения, производят измерение параметров углового движения целевой аппаратуры и элементов конструкции КА, определяют величину накопленного элементами конструкции КА кинетического момента, формируют и выдают на указанные приводы и систему сброса кинетического момента управляющие сигналы, изменяют параметры углового движения целевой аппаратуры и соответственно им параметры углового движения элементов конструкции КА.

2. Устройство ориентации целевой аппаратуры КА, представляющее собой, например, бесплатформенную инерциальную систему управления, содержащее вычислительное устройство, систему сброса кинетического момента, входом подключенную к вычислительному устройству, датчики внешней информации и измерители угловой скорости, выходами подключенные к вычислительному устройству, отличающееся тем, что в него введены механизм перемещения элементов конструкции КА, подключенный к выходу вычислительного устройства, подвес с установленной в нем подвижной относительно элементов конструкции КА целевой аппаратурой и размещенными по каждой из осей подвеса датчиками угла, выходами подключенными к вычислительному устройству, и приводами инерционных исполнительных органов, входами подключенными к вычислительному устройству.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к управлению движением и положением космического аппарата (КА) и может быть использовано для поддержания его ориентации. .

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА), в частности к управлению положением линии визирования при сближении и причаливании КА. .

Изобретение относится к области управления движением космического аппарата (КА). .

Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов (КА) вокруг центра масс. .

Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов (КА) вокруг центра масс. .
Изобретение относится к способам воздушного старта баллистических ракет, выводящих на орбиту полезные грузы. .

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) при действии возмущающего момента, например, от включения исполнительных органов при сближении и причаливании.

Изобретение относится к космической технике, в частности к технике энергосберегающих систем управления ориентацией космических аппаратов (КА), преимущественно для малых космических аппаратов (МКА).

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков. .

Изобретение относится к стержневым (трубчатым), преимущественно космическим конструкциям в виде выдвижных упругих трансформируемых элементов (ВУТЭ). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и предназначено для использования в стержневых конструкциях, например форменных или рамных, выполненных с использованием трубчатых элементов из композиционных материалов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, криогенной технике и может быть применено в других отраслях промышленности. .

Изобретение относится к сетчатым оболочечным конструкциям из композиционных материалов и может быть использовано в изделиях авиационной и ракетно-космической техники.

Изобретение относится к конструкции космических модулей массой до 100 120 кг, предназначенных для создания мини- и микроспутников, запускаемых на орбиты ИСЗ как попутная полезная нагрузка или групповым методом.

Изобретение относится к конструкции космических модулей массой до 100 120 кг, предназначенных для создания мини- и микроспутников, запускаемых на орбиты ИСЗ как попутная полезная нагрузка или групповым методом.

Изобретение относится к люковым устройствам летательных аппаратов и может быть использовано в любой отрасли техники, где необходимо закрывание и герметизация люка без внешнего воздействия.

Изобретение относится к механике, может использоваться, в частности, в космической технике, а именно в вопросах обслуживания внутренней полости собранного изделия без расстыковки пневмогидравлических магистралей.
Наверх