Устройство для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата



Устройство для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата
Устройство для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата
Устройство для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2471150:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в системах управления космическими аппаратами (КА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата устройство содержит глобус с нанесенной на него картой поверхности планеты, спиральный элемент, моделирующий орбиту КА, средство крепления спирального элемента на оси вращения глобуса. Спиральный элемент выполнен в виде витка орбиты с положительным наклонением КА. За начало витка орбиты принимается точка орбиты, находящаяся за четвертью периода обращения КА до восходящего узла орбиты. За окончание витка орбиты принимается точка орбиты, отстоящая на четверть периода обращения КА после следующего восходящего узла орбиты. Средство крепления спирального элемента на оси вращения глобуса выполнено в виде двух соединительных элементов, угловой размер каждого из которых, измеренный из центра глобуса, равен 90°-i, где i - наклонение орбиты. 2 ил.

 

Предлагаемое техническое решение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата (КА), движущегося по околокруговой орбите.

Известен глобус (см. [1], с.93-97), который можно использовать, в частности, для определения и выбора объектов наблюдений, выполняемых с КА. Недостатком данного устройства является отсутствие элементов, позволяющих отобразить информацию об орбите и трассе КА. Известен также учебный прибор по навигации

[2], включающий основание, стойку, модель планеты, которая выполнена в виде глобуса, модель орбиты КА, выполненную в виде кольца и смонтированную на подшипнике стойки. Используя данный прибор, можно, в том числе, моделировать положение орбиты КА над глобусом - моделью планеты - и выбирать объекты на поверхности планеты, доступные наблюдению с КА.

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является устройство для выбора объекта наблюдения с орбитального космического аппарата [3], включающее глобус с нанесенной на него картой, два охватывающих глобус кольца, центры которых совмещены с центром глобуса, спиральный элемент в виде витка спирали, соответствующий осредненному витку орбиты движущегося по околокруговой орбите космического аппарата, начиная с восходящего узла витка орбиты, при этом одно кольцо закреплено над точками полюсов глобуса с возможностью поворота вокруг оси вращения глобуса, проходящей через полюса глобуса, а другое кольцо установлено с возможностью выставки кольца под любым задаваемым углом к экватору глобуса.

Работа с устройством осуществляется следующим образом. Поворачивают спиральный элемент относительно глобуса таким образом, что точка начала витка располагается над точкой экватора со значением долготы λ0 восходящего узла рассматриваемого витка орбиты КА. В таком положении проекция спирального элемента на поверхность глобуса моделирует трассу рассматриваемого витка орбиты КА. В качестве возможных объектов наблюдения с КА выбираются объекты, расположенные вдоль смоделированной трассы витка орбиты КА.

Устройство-прототип имеет существенный недостаток - оно не позволяет отобразить на глобусе одновременно полную трассу восходящей ветви орбиты, что делает не удобным и не наглядным выбор объектов наблюдения в начале и в конце рассматриваемого витка. Кроме того, соединительные элементы устройства (а именно два кольца), закрывая собой находящиеся непосредственно под ними части карты, делают не удобным считывание размещенной на данных частях карты информации.

Задачей, стоящей перед предлагаемым устройством, является повышение удобства и наглядности определения и выбора объектов наблюдений, выполняемых с КА на восходящих ветвях орбиты КА путем обеспечения отображения на карте планеты одновременно полных трасс обеих восходящих ветвей орбиты в начале и в конце рассматриваемого витка при одновременном исключении затенения карты планеты соединительными элементами устройства.

Технический результат достигается тем, что в устройстве для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата, включающем глобус с нанесенной на него картой поверхности планеты, спиральный элемент, моделирующий орбиту космического аппарата, и средство крепления спирального элемента на оси вращения глобуса, спиральный элемент выполнен моделирующим полтора витка орбиты движущегося по околокруговой орбите с положительным наклонением космического аппарата, при этом за начало упомянутого полтора витка орбиты принимается точка орбиты, находящаяся за четверть периода обращения космического аппарата до восходящего узла орбиты, а за окончание упомянутого полтора витка орбиты принимается точка орбиты, отстоящая на четверть периода обращения космического аппарата после следующего восходящего узла орбиты, а средство крепления спирального элемента на оси вращения глобуса выполнено в виде двух соединительных элементов, угловой размер каждого из которых, измеренный из центра глобуса, равен 90°-i, где i - наклонение орбиты, при этом одни концы соединительных элементов жестко соединены, соответственно, с разными концами спирального элемента, а другие концы соединительных элементов подвижно закреплены на разных, ближайших к соответствующим концам спирального элемента участках оси вращения глобуса, выходящих из полюсов глобуса.

Суть предлагаемого устройства поясняется на фиг.1 и 2. На фиг.1 приведен внешний вид предлагаемого устройства, на фиг.2 приведена схема, поясняющая вычисление размеров соединительных элементов.

На фиг.1 и 2 введены обозначения:

1 - глобус с нанесенной на него картой поверхности планеты;

2 - спиральный элемент;

3, 4 - первый и второй соединительные элементы, соответственно;

5 - линия трассы;

6 - линия экватора;

7 - элемент подставки глобуса, являющийся продолжением оси вращения глобуса;

8 - основание подставки глобуса;

9 - плоскость орбиты КА;

А, В - полюса глобуса;

АВ - ось вращения глобуса;

D - нисходящий узел орбиты;

Е, F - восходящие узлы орбиты;

М, N - концы спирального элемента;

G, Н - проекции восходящих узлов орбиты Е, F на экватор глобуса;

Q, S - проекции концов спирального элемента М, N на поверхность глобуса;

O - центр глобуса;

i - наклонение орбиты;

g - угловой размер соединительного элемента.

Концы спирального элемента М, N соединены с одними концами соединительных элементов 3, 4. Другие концы соединительных элементов 3, 4 соединены с полюсами глобуса А, В. На схеме, представленной на фиг.2, иллюстрируется, что величина углового размера соединительного элемента g определяется как дополнение угла наклонения орбиты i до 90° и равна:

Форма спирального элемента 2, моделирующего полтора витка орбиты КА, может быть рассчитана, например, по следующим соотношениям.

Виток орбиты КА, движущегося по околокруговой орбите вокруг планеты, задается в правой декартовой системе координат OXYZ с центром в центре планеты и осью OZ, направленной по оси вращения планеты, координатами, рассчитанными по формулам (см. [4], стр.18):

где

R - расстояние от точек спирального элемента до центра глобуса;

λ - долгота восходящего узла орбиты,

u - аргумент широты КА, принимающий значения в интервале от -π/2 до 2π+π/2;

λ0 - долгота восходящего узла рассматриваемого витка орбиты КА (соответствует значению аргумента широты положения КА u=0);

Δλ - угловое межвитковое расстояние по экватору ([5], стр.149):

ΔΩ - витковая прецессия орбиты КА в инерциальной системе координат;

Т - период обращения КА;

ω - угловая скорость вращения планеты в инерциальном пространстве.

Работа с устройством осуществляется следующим образом.

Поворачивают спиральный элемент 2 относительно глобуса 1 таким образом, что точка Е (точка восходящего узла рассматриваемого витка орбиты КА) располагается над точкой экватора G со значением долготы, равным λ0 - значению долготы восходящего узла рассматриваемого витка орбиты КА. В таком положении проекция спирального элемента 2 на поверхность глобуса 1 моделирует линию трассы 5 на интервале времени продолжительностью полтора периода обращения КА, начиная с точки S (проекция точки N, расположенной за четверть периода обращения КА до точки восходящего узла орбиты Е) и заканчивая точкой Q (проекция точки М, отстоящей на четверть периода обращения КА после следующей точки восходящего узла орбиты F). Данный интервал времени полета продолжительностью полтора периода обращения КА задается значениями аргумента широты и, измеряемого от точки восходящего узла рассматриваемого витка орбиты Е, в диапазоне от -π/2 до 2π+π/2.

Тогда начальная ветвь спирального элемента 2, задаваемая значениями u в диапазоне от -π/2 до π/2, показывает трассу восходящий ветви орбиты в начале рассматриваемого витка (точка G является центральной точкой трассы восходящий ветви орбиты в начале рассматриваемого витка), а конечная ветвь спирального элемента 2, задаваемая значениями u в интервале от 2π-π/2 до 2π+π/2, показывает трассу восходящий ветви орбиты в конце рассматриваемого витка (точка Н является центральной точкой трассы восходящий ветви орбиты в конце рассматриваемого витка).

В качестве возможных объектов наблюдения на восходящих ветвях рассматриваемого витка орбиты КА пользователь выбирает объекты, расположенные вдоль одновременно смоделированных полных трасс обеих восходящих ветвей орбиты - и в начале, и в конце рассматриваемого витка.

При этом соединительные элементы 3 и 4, крепящие спиральный элемент 2 к глобусу 1, не затеняют считываемой пользователем информации с поверхности глобуса 1, расположенной вдоль смоделированной трассы орбиты КА 5.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое устройство делает более удобным определение и выбор объектов наблюдений, выполняемых с КА на восходящих ветвях орбиты КА, путем обеспечения отображения на карте планеты одновременно полных трасс обеих восходящих ветвей орбиты в начале и в конце рассматриваемого витка. При этом одновременно исключается затенение карты планеты соединительными элементами устройства. Технический результат достигается за счет выполнения спирального элемента моделирующим полтора витка орбиты КА, расположенным предложенным образом относительно точек восходящих узлов орбиты, и выполнения средства крепления спирального элемента на оси вращения глобуса в виде предложенных двух соединительных элементов, имеющих предложенный размер и установленных на глобусе, и соединенных со спиральным элементом предложенным способом.

ЛИТЕРАТУРА

1. Красавцев Б.И. Мореходная астрономия. М.: Транспорт, 1986.

2. Заявка на изобретение №93045113/12 от 1993.09.14.

3. Патент РФ №2327112 от 26.01.06, МПК: G01C 21/24 - прототип.

4. Бебенин Г.Г., Скребушевский Б.С., Соколов Г.А. Системы управления полетом космических аппаратов. // М.: Машиностроение, 1978.

5. Инженерный справочник по космической технике. Изд-во МО СССР. М., 1969.

Устройство для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата, включающее глобус с нанесенной на него картой поверхности планеты, спиральный элемент, моделирующий орбиту космического аппарата, и средство крепления спирального элемента на оси вращения глобуса, отличающееся тем, что спиральный элемент выполнен моделирующим полтора витка орбиты движущегося по околокруговой орбите с положительным наклонением космического аппарата, при этом за начало упомянутого полутора витка орбиты принимается точка орбиты, находящаяся за четверть периода обращения космического аппарата до восходящего узла орбиты, а за окончание упомянутого полутора витка орбиты принимается точка орбиты, отстоящая на четверть периода обращения космического аппарата после следующего восходящего узла орбиты, а средство крепления спирального элемента на оси вращения глобуса выполнено в виде двух соединительных элементов, угловой размер каждого из которых, измеренный из центра глобуса, равен 90°-i, где i - наклонение орбиты, при этом одни концы соединительных элементов жестко соединены соответственно с разными концами спирального элемента, а другие концы соединительных элементов подвижно закреплены на разных, ближайших к соответствующим концам спирального элемента участках оси вращения глобуса, выходящих из полюсов глобуса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оптико-электронным системам и может быть использовано в углоизмерительных приборах ориентации космических аппаратов. .

Изобретение относится к оптико-электронным системам и может быть использовано в углоизмерительных приборах, предпочтительно в звездных приборах ориентации космических аппаратов.

Изобретение относится к области навигационных измерений. .

Изобретение относится к спутниковым радионавигационным системам позиционирования, в частности, для определения, прогнозирования или корректировки эфемеридных данных.

Изобретение относится к области космического приборостроения и может быть использовано для сбора данных о параметрах движения космических объектов - частиц космического мусора и микрометеороидов.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано в системах получения информации о навигационных параметрах космического аппарата по небесным источникам периодического излучения, например пульсарам.

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС)

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы (КА ГНСС)

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и выбора объектов наблюдения с борта орбитального космического аппарата (КА), движущегося по околокруговой орбите

Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата (КА) относится к космической технике. Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального КА включает глобус с нанесенной на него картой звездного неба, два охватывающих глобус кольца, центры которых совмещены с центром глобуса, элемент с круговым контуром, проекция которого на поверхность глобуса образует окружность, ограничивающую сегмент поверхности глобуса с углом полураствора, отсчитываемым от направления из центра глобуса на центр упомянутого сегмента поверхности глобуса, равным углу полураствора видимого с КА диска расположенной в центре околокруговой орбиты КА планеты, и дуговой элемент, соединенный с упомянутым элементом с круговым контуром. Первое кольцо закреплено над точками полюсов глобуса с возможностью вращения кольца вокруг оси вращения глобуса. Второе кольцо закреплено на первом кольце. Плоскость второго кольца составляет с плоскостью экватора глобуса угол, равный углу наклонения орбиты КА. Дополнительно размер дуги дугового элемента, измеренный из центра глобуса, равен 180°-Q, где Q - угол полураствора видимого с орбиты КА диска планеты. Дуговой элемент своей концевой точкой жестко соединен с краем элемента с круговым контуром. Дуговой элемент и элемент с круговым контуром выполнены съемными и снабжены средством их фиксации на глобусе в положениях, в которых свободная концевая точка дугового элемента и центр элемента с круговым контуром расположены на одном диаметре глобуса. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей устройства. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к контролю исправности гироскопических измерителей вектора угловой скорости космического аппарата. Отличием предложенного технического решения является то, что способ формируют пять пороговых сигналов, сигналы норм гирокватернионов, сигналы норм базисов, сигнал нормы астрокватерниона, определяют скорости изменения выходных сигналов каждого из гироскопов и при превышении ими первого порогового сигнала формируют второй сигнал неисправности, определяют сигналы разностей сигналов гирокватернионов базисов и при превышении ими второго порогового сигнала формируют третий сигнал неисправности, после получения хотя бы одного сигнала неисправности определяют сигнал разности между сигналом нормы гирокватерниона рабочего базиса и сигналом нормы астрокватерниона и при превышении ею третьего порогового сигнала формируют четвертый сигнал неисправности, эпизодически на интервале времени в пять минут определяют сигналы разности сигналов гирокватернионов сигналов базисов и сигнала астрокватерниона и при превышении ею четвертого порогового сигнала формируют пятый сигнал неисправности, эпизодически в течение четырех секунд после получения третьего сигнала неисправности размыкают контур управления космическим аппаратом, подают на вход исполнительного устройства тестовый пробный сигнал, измеряют выходные сигналы гироскопов и при превышении ими пятого порогового сигнала формируют шестой сигнал неисправности. Устройство реализации способа дополнительно содержит три схемы «ИЛИ», четырнадцать нелинейных блоков, шесть сумматоров, четыре формирователя сигнала нормы гирокватерниона и формирователь сигнала нормы астрокватерниона, выход астродатчика через формирователь сигнала нормы астрокватерниона соединен с первыми входами пятого, шестого, седьмого и восьмого сумматоров, выход формирователя сигнала нормы астрокватерниона через девятый сумматор подключен ко входу пятого нелинейного блока, выход первого формирователя базиса соединен через последовательно соединенные первый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, пятый сумматор и шестой нелинейный блок с первым входом первой схемы «ИЛИ», выход второго формирователя базиса через последовательно соединенные второй формирователь сигнала нормы гирокватерниона, шестой сумматор и седьмой нелинейный блок соединен со вторым входом первой схемы «ИЛИ», выход третьего формирователя базиса подключен к третьему входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные третий формирователь сигнала нормы гирокватерниона, седьмой сумматор и восьмой нелинейный блок, выход четвертого формирователя базиса подключен к четвертому входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные четвертый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, восьмой сумматор и девятый нелинейный блок, выход третьего формирователя сигнала нормы гирокватерниона через десятый сумматор подключен ко входу десятого нелинейного блока, выход четвертого формирователя сигнала нормы гирокватерниона соединен со вторым входом десятого сумматора, выход первого гироскопа через одиннадцатый нелинейный блок подключен к первому входу второй схемы «ИЛИ» и через последовательно соединенные первое дифференцирующее устройство и двенадцатый нелинейный блок к первому входу третьей схемы «ИЛИ», выход второго гироскопа через тринадцатый нелинейный блок соединен со вторым входом второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные второе дифференцирующее устройство и четырнадцатый нелинейный блок со вторым входом третьей схемы «ИЛИ», выход третьего гироскопа подключен через пятнадцатый нелинейный блок к третьему входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные третье дифференцирующее звено и шестнадцатый нелинейный блок к третьему входу третьей схемы «ИЛИ», выход четвертого гироскопа через семнадцатый нелинейный блок подключен к четвертому входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные четвертое дифференцирующее устройство и восемнадцатый нелинейный блок к четвертому входу третьей схемы «ИЛИ», выходы третьей схемы «ИЛИ», десятого нелинейного блока, пятого нелинейного блока, первой схемы «ИЛИ», второй схемы «ИЛИ» являются соответственно вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами устройства. Технический результат, получаемый от использования изобретения, заключается в повышении надежности и точности способа контроля неисправности гироскопического измерителя и устройства для реализации способа. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области обнаружения воздушных объектов (ВО), а также к областям автоматизированных систем управления и обработки, оптики, спутниковой навигации и вычислительной техники, и может быть использовано для автоматизированного обнаружения и сопровождения ВО. Способ фотонной локации воздушного объекта (ВО), характеризующийся обнаружением ультрафиолетовым приемником (УФП) фотонного излучения ВО, обработкой принятого сигнала в УФП, а затем в вычислителе, и определением координат нахождения этого ВО в пространстве в соответствующий момент системы единого времени (СЕВ), при этом привязку к единой системе координат и к СЕВ осуществляют с помощью локальной контрольно-корректирующей станции (ЛККС), принимающей кроме фотонного излучения ВО с помощью УФП еще от навигационных спутников (НС) действующих глобальных навигационных систем периодические радиопосылки, содержащие коды текущих значений СЕВ на момент излучения радиопосылок соответствующими НС, а также данные для точного расчета координат дислокации ЛККС и входящего в нее УФП, которые обрабатываются группой спутниковых приемников и вычислителем ЛККС, отличающийся тем, что обнаружение фотонного излучения ВО, источниками которого являются области ионизации газов возле носовой части и сопла движущегося ВО, осуществляют с помощью первой и второй групп УФП, размещенных соответственно на первой и второй вертикальных синхронно и синфазно механически вращающихся вокруг своих осей в азимутальной плоскости мачтах, разнесенных друг от друга на базовое расстояние, причем с помощью каждой из групп УФП обнаружение фотонного излучения ВО в каждый данный момент времени осуществляют со всех направлений 90-градусной угломестной плоскости за счет равномерного распределения оптических осей УФП каждой группы на этих 90 градусах при узкой диаграмме направленности УФП в азимутальной плоскости, а за счет вращения мачт на каждом 360-градусном обзоре - последовательно со всех направлений 180-градусной угломестной плоскости, принимаемые каждой группой УФП излучения ВО при их наличии преобразуют в каждом УФП в цифровой код, а затем регистрируют в памяти вычислителя раздельно для каждой мачты упорядоченно для каждого обнаруженного излучения с фиксацией полученных азимутального угла и угла места, причем азимутальный угол по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения, формируемого в результате поворота мачт, а угол места по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения соответствующей совокупностью смежных УФП, одновременно с полученными углами азимута и места по каждому излучению для каждой мачты в памяти вычислителя регистрируют соответствующие данные отсчета СЕВ и рассчитанные по полученным углам значения дальности и высоты, после чего для текущего обзора отождествляют раздельно полученные отсчеты по каждой мачте по их общим признакам углов, дальности и высоты в конкретные координаты конкретных обнаруженных ВО, которые уточняются на очередном и последующих обзорах по признакам уточненных углов, дальности и высоты ВО, а также - по появляющимся дополнительным общим признакам скорости, маневра и направления движения ВО. Техническим результатом заявляемого изобретения является обеспечение пассивной локации ВО, не имеющих на их борту ультрафиолетовых передатчиков, путем приема и обработки слабых фотонных излучений от носовых и хвостовых частей движущихся ВО с помощью разнесенных друг от друга двух синхронно сканирующих пространство групп УФП. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к космической межспутниковой связи, и может быть использовано в космической спутниковой навигационной группировке ГЛОНАСС. Технический результат заключается в увеличении объема и достоверности передаваемой и принимаемой информации. Для этого бортовая аппаратура межспутниковых измерений (БАМИ) состоит из радиопередающего устройства, циркулятора, приемо-передающей антенны, входного усилителя приемника, радиоприемного устройства, модульного контроллера управления, формирователя радиосигнала, блока логики и коммутации, что также позволяет обеспечить автономность функционирования космической спутниковой группировки, повысить точность эфемеридного и частотно-временного обеспечения системы, оперативную доставку информации со всех навигационных космических аппаратов (НКА), передачу командно-программной и прием телеметрической информации, оперативный контроль целостности космической системы, передачу данных на НКА единой космической системы, снижение нагрузки на вычислительные средства наземного комплекса управления. 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных навигационных системах (ИНС) управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого в ходе определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ИНС по измерениям спутниковой навигации, включающей измерения вектора кажущегося ускорения движущегося в инерциальном пространстве объекта, по измерениям акселерометров ИНС и корректирующим поправкам к вектору скорости в различные моменты времени, получаемым по измерениям навигационных космических аппаратов систем "Глонасс" и GPS, определяют ошибки модулей векторов кажущейся скорости, накопленных на нескольких интервалах движения, контролируемых подвижных объектов, отличающихся взаимно неколлинеарными направлениями векторов кажущейся скорости.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных систем управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - повышение точности. Для этого в ходе движения осуществляют определение параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям эталонной ИНС на основе измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта. Эти измерения осуществляют акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы в приборной инерциальной системе координат (ПИСК). При этом обеспечивают повышение точности счисления траектории центра масс отделяемого объекта, повышение точности ориентации осей чувствительности акселерометров ведомой ИНС отделяемого объекта в БИСК и точности прогнозирования траектории отделяемого объекта за счет устранения погрешностей в измерениях акселерометров ведомой ИНС.
Наверх