Способ коррекции орбитального движения космического аппарата



Способ коррекции орбитального движения космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2496688:

Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" (RU)

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 космической технике и может быть использовано для управления движением центра масс космических аппаратов (КА), имеющих двигательную установку с двигателями малой тяги.

Предприятию известен способ планирования коррекций, как часть общей технологической циклограммы решения баллистических задач, изложенный в рабочей документации предприятия, могущий включать в себя, кроме определения ускорения от работы двигателей коррекции (ДК) по данным траекторных измерений параметров движения КА до и после предыдущих [циклов] коррекций, в принципе, любой другой приемлемый способ получения ускорения, который и взят за прототип.

В части независимого от изменений орбитальных параметров по данным траекторных измерений способа-аналога определения ускорений от работы ДК не выявлено. Устройств - акселерометров много, способа коррекции орбитального движения с использованием этих устройств нет. И не может быть, поскольку ни одно из этих устройств не может выявлять ускорения от работы двигателей малой тяги порядка 0,1 мм/с2. Для примера можно привести несколько устройств -акселерометров.

1. Известен интегральный микромеханический автоэмиссионный акселерометр (RU 2390031 С1, МПК G01P 15/14), содержащий подложку, четыре неподвижных электрода, жестко закрепленных относительно подложки, инерционную массу, расположенную с зазором относительно подложки, четыре подвижных электрода, жестко соединенных с инерционной массой, образующих с неподвижными электродами четыре пары туннельных контактов, используемых в качестве преобразователей перемещения, якорную область, жестко закрепленную относительно подложки, четыре вспомогательных неподвижных электрода, жестко закрепленных относительно подложки, четыре вспомогательных подвижных электрода, расположенных с зазором над вспомогательными неподвижными электродами, образуя с ними четыре плоских конденсатора, согласно изобретению дополнительно содержит крестообразный подвес, центральная часть которого закреплена относительно якорной области, и опорную рамку, соединенную с крестообразным подвесом и закрепленную относительно инерционной массы, при этом вспомогательные подвижные электроды закреплены по углам опорной рамки, подложка и инерционная масса выполнены из диэлектрического материала, подвижные и неподвижные электроды и вспомогательные неподвижные электроды выполнены из металла, а якорная область, крестообразный подвес, опорная рамка и вспомогательные подвижные электроды выполнены из полупроводникового материала единым элементом. При возникновении ускорения подложки в направлении одной из осей, опорная рамка вместе с инерционной массой и закрепленными на ней подвижными электродами под действием сил инерции перемещается вдоль этой оси, что приводит к деформации крестообразного подвеса. Туннельные токи, протекающие между подвижными электродами и неподвижными электродами, получают равные приращения вследствие одновременного изменения ширины всех зазоров, характеризуя величину ускорения. При работе в компенсационном режиме сила, воздействующая на опорную рамку с закрепленной на ней инерционной массой, вызванная измеряемым ускорением, уравновешивается с помощью вспомогательных неподвижных электродов и вспомогательных подвижных электродов, что позволяет поддерживать постоянными туннельные токи, протекающие между подвижными и неподвижными электродами. Выходным сигналом при этом является величина напряжения, прикладываемого между вспомогательными электродами.

2. Известен трехосевой акселерометр с переменной осевой чувствительностью (RU 2390030 C2, МПК G01P 15/097, G01P 15/18), содержащий инерциальную массу и опорную систему для инерциальной массы, причем опорная система содержит основание и множество опорных элементов, проходящих между основанием и инерциальной массой для подвешивания инерциальной массы в ортогональных направлениях, обеспечивая статически неопределенную конструкцию, датчики напряжений, предназначенные для измерения обусловленного напряжением ускорения в опорных элементах посредством определения параметра ускорения массы. Вместо тензодатчиков возможно использование других датчиков, например пучковых резонаторных систем, в которых частоты колебаний изменяются при изменении нагрузки пропорционально ускорению, формируя соответствующий выходной сигнал.

3. Наиболее близким из известных технических решений является угловой акселерометр (RU 2399915 C1, МПК G01P 15/08),содержащий инерционную массу на упругих подвесах, датчик положения, основание и крышку, отличающийся тем, что в устройство дополнительно введены два постоянных магнита, компаратор, ключ и источник постоянного тока, инерционная масса выполнена из монокристаллического кремния в виде диска с оптическими щелями и размещена в зазоре между постоянными магнитами с возможностью углового перемещения, магниты закреплены на основании и крышке, датчик положения выполнен из двух излучателей и двух фотоприемников, оптические оси которых проходят через оптические щели и закреплены в отверстиях на основании и крышке, на поверхности инерционной массы радиально напылены токопроводящие дорожки, начала и концы которых соединены между собой напыленными токопроводящими кольцами и каждое из колец токопроводами через упругие подвесы соединены с выходами ключа, к первому входу которого подключен источник постоянного тока, а ко второму входу подключен выход компаратора, ко входу которого подключены выходы фотоприемников, а излучатели подключены к источнику постоянного тока.

В устройстве 1 используют то, что «вследствие малости зазора, разделяющего области подвижных и неподвижных электродов, электроны, имеющие достаточную вероятность прохождения сквозь потенциальные барьеры, образованные зазорами, туннелируют из неподвижных электродов в соответствующие подвижные электроды и тем самым создают туннельные токи, которые являются выходными сигналами устройства».

Недостатком данного устройства является безусловно низкая чувствительность, которую не поднять никакими приемами в данном направлении техники, поскольку теория туннельного эффекта сложна, формула плотности тока, то же, что и силы, имеют специфический для каждого вещества коэффициент и степенную форму, в степени стоят напряженность внешнего электрического поля и величина в тех же единицах, включающая в себя достаточно много нелинейной специфики, относящейся к свойствам электрона. Отсюда следует, что функция изменения силы тока (что можно интерпретировать как ускорение от внешних сил) также не линейна - одни и те же условия опыта не гарантируют качества определения ускорения.

В устройстве 2 возможно применение в его устройстве широкого спектра различных чувствительных элементов, параметры которых изменяются пропорционально ускорению от нагрузки, таких, как тензорезисторы, кристаллические диэлектрики, резонаторные системы. Возможно, у него есть один плюс - массогабаритные характеристики (что не факт, поскольку измерительную систему зачастую приходится наращивать под выбранный диапазон внешних усилий), но и один большой минус - ни одна модификация данного технического решения не приближает точность определения ускорения к точности показаний единичного хорошего датчика, скажем, 1-2%, уже потому, что длинная цепочка датчиковой аппаратуры, преобразовательных цепей, часов от внешнего усилия до результата. В отношении тензодатчиков. Они работают обычно в области упругих деформаций при ε≤10-3, изменяя свое сопротивление пропорционально начальному, е и коэффициенту тензочувствительности k=2-200, при этом в области малых нагрузок (k - единицы), что имеет место при включениях двигателей коррекции в космосе, собственно эффект исчезает на фоне температурного изменения сопротивления даже при изменении температуры на несколько градусов. Такую теплоизоляцию в условиях космоса обеспечить проблематично. В отношении пьезоэлектрических датчиков. Под действием давления возникают электрические сигналы (суммарная ЕДС пропорциональна давлению) за счет поляризации диэлектрика, пропорциональной некоторому коэффициенту, для кварца 3·10-8 и сильно зависящего от условий работы, в общем эффект с одной стороны тонкий - небольшая величина поляризации, с другой грубоватый - большие внешние нагрузки. И главное - ввиду того, что при относительно постоянном давлении (ускорении), что требуется в космических условиях при определении ускорения движения центра масс КА, эффект быстро исчезает, т.к. электрические заряды «стекают», пьезодатчики в принципе не применимы. В отношении применения резонаторных систем. Данное техническое решение основано на том, что элемент-камертон, подверженный колебанию от генератора частоты, под действием растяжения/сжатия от воздействия инерционной массы изменяет частоту своих колебаний пропорционально ускорению. Пропорциональность возможна еще при колебательном движении инерционной массы, и маловероятна при поступательном движении, которое необходимо при определении ускорения от работы двигателя. В любом случае точность определения изменения результирующего колебания резонатора весьма низкая, либо технически сложная задача.

Опускаем рассмотрение чисто механических всякого рода пружинных систем со стрелками - они явно непригодны для такого деликатного дела, как определение ускорения при тяге двигателя коррекции движения центра масс КА, схожей с дуновением ветра.

Устройство 3, в принципе, дает хорошие результаты и обладает приемлемыми массогабаритными характеристиками, однако устройство предназначено строго для определения угловых ускорений от внешних сил и должно находиться в центре инерции, отступление от которого вносит значительные погрешности определения углового ускорения. Это большой недостаток данного решения. И данное техническое решение по своей функциональности непригодно для вышеуказанной задачи определения поступательного ускорения.

В способе-прототипе выполняется следующая последовательность операций (несущественные детали опускаются):

1. Отрабатывается план коррекций бортовой системой навигации и управления движением.

2. Проводят траекторные измерения.

Траекторные измерения представляют собой штатный цикл измерений текущих навигационных параметров (ИТНП), количество сеансов измерений и количество интервалов между сеансами составляет для суточного интервала и наличии двух пунктов наземных измерений от 4 до 6.

3. Выполняют программу определения параметров движения центра масс КА.

4. Уточняют управляющие ускорения по изменению орбитальных параметров. Уточнение не позволяет определять управляющие ускорения точнее диапазона значений ускорений, оговоренных заводом-изготовителем. Оно гарантирует отслеживание аномальной работы ДК, и, в случае затяжной и, возможно, постоянной ситуации, когда (пока) отказ ДК не зафиксирован на борту КА, все-таки рассчитывать план коррекций. При уточнении применяется эвристический метод: есть начальные условия (НУ) движения по предыдущему ИТНП, есть текущие НУ согласно п.п.1-3, есть предыдущий план коррекций, включающий в себя до трех условных номеров ДК, решается задача прихода в текущие НУ без больших погрешностей по контролируемым параметрам движения.

5. Выполняют программу расчета (составления) плана коррекций удержания КА в окрестности орбитальной позиции на интервале от даты расчета до начала следующего штатного цикла ИТНП.

6. Выполняют программу повиткового прогнозирования параметров движения центра масс К А с учетом коррекций.

7. Выполняют программы генерации массивов командно-программной информации (КПИ), содержащих НУ (вектор кинематических параметров движения), план коррекций, проекции ускорений от ДК на оси связанной с КА системы координат.

8. Засылка обобщенной формы КПИ на борт КА.

Далее п.п.1-8 повторяются в течение всего времени работы КА по целевому назначению.

Недостатком прототипа является относительно низкая точность определения ускорений от работы ДК, которая держится на уровне 10-11%, гарантированном заводом-изготовителем двигательной установки.

Целью предлагаемого изобретения является создание надежного способа, не зависящего от технических характеристик бортовой аппаратуры и физического состояния ДК, повышение точности коррекций параметров движения центра масс КА до безусловных 3% и гарантированный резерв сужения пределов удержания геостационарных КА на орбитальной позиции.

Поставленная цель достигается тем, что в способе коррекции орбитального движения КА, включающем проведение траекторных измерений, определение параметров движения центра масс КА, расчет плана коррекций, прогнозирование параметров орбитального движения, формирование массивов КПИ, содержащих начальные условия движения, план коррекций и управляющие ускорения, и засылку этих массивов на борт КА, введены новые операции, заключающиеся в том, что, на каждом шаге коррекций параллельно слежению за работой ДК, фиксируют начало свободного движения на борту КА инерционной массы в имеющей сферическую форму замкнутой емкости, при этом вектор движения инерционной массы по направлению совпадает с вектором тяги ДК; фиксируют окончание свободного движения инерционной массы в замкнутой емкости; и управляющее ускорение определяют из уравнения равноускоренного движения без начальной скорости по заранее известному пути.

Реализация предлагаемого способа предполагает выполнение следующей последовательности операций:

1. Пошаговая отработка плана коррекций.

Каждый шаг - включение и выключение ДК согласно составленного плана.

2. Фиксируют время пройденного инерционной массой известного расстояния при работе ДК.

3. Определяют текущее управляющее ускорение от работающего ДК.

Управляющее ускорение от работающего ДК определяют по формуле:

a = 2 S t 2 ,

где S - пройденное инерционной массой расстояние внутри замкнутой емкости, известное из условия расположения геометрической оси работающего ДК и по его условному номеру, м;

t - время, за которое инерционной массой пройдено расстояние S, как разница времен окончания и начала движения инерционной массы, с.

4. Проводят траекторные измерения.

5. Выполняют программу определения параметров движения центра масс КА.

6. Выполняют программу расчета (составления) плана коррекций удержания КА в окрестности орбитальной позиции на интервале от даты расчета до начала следующего штатного цикла ИТНП.

Далее п.п.7-9 соответствуют п.п.6-8 прототипа.

Условием решения поставленной задачи является использование устройства, дающего высокую точность определения линейного ускоряющего воздействия в условиях невесомости. Ввиду того, что поиск такого устройства не дал положительного результата, приводится пример-предложение технического решения такого устройства.

Технический результат достигается за счет использования бортового прибора определения линейного ускорения - высокоточного космического акселерометра (ВКА), например, представленного на фиг.1. Прибор позволяет с высокой точностью определять управляющие ускорения от работы ДК. На фиг.1 представлена его электрокинематическая схема. Введены следующие обозначения:

1 - корпус ВКА;

2 - электромагниты;

3 - электроконтакты;

4 - источник постоянного тока;

5 - синхронизатор времени;

6 - внутренняя сфера;

7 - инерционная масса - магнитовосприимчивый шарик;

8 - штыри;

9 - люфтовые отверстия;

10 - пластинчатые пружины.

Прибор имеет: внешнюю 1 и внутреннюю 6 полые сферы, последняя имеет подвес-контакт из четырех подпружиненных штырей 8, равномерно разнесенных по ее поверхности, закрепленных на ней, связывающих ее с корпусом 1 - внешней сферой, свободно проходящих сквозь люфтовые отверстия 9 в корпусе, замыкающих/размыкающих электрические контакты 3; электромагниты 2, подбирающие на старт магнитовосприимчивую инерционную массу 7; электрическую цепь, в состав которой входят синхронизатор событий 5, блок выбора электромагнитов и переключатель режимов работы «Начало движения инерционной массы (отключение электромагнита и размыкание электрического контакта)»/«Конец движения инерционной массы (замыкание электрического контакта). Перед началом рабочего цикла осуществляется подбор инерционной массы из полости внутренней сферы выбранным и включенным электромагнитом, зная расположение электромагнита в привязке к спутниковой системе координат и угол установки двигателя коррекции движения космического аппарата, следовательно, - зная заранее расстояние, которое проходит шарик внутри сферы, и время прохождения этого расстояния, как разность (t2-t1), будем иметь значение ускорения от работы данного двигателя коррекции, при соответствующих размерах замкнутой емкости, с относительной погрешностью менее 3%.

Количество подпружиненных штырей 8 должно быть именно четыре, поскольку это, с одной стороны - достаточный минимум для пространственного равноправного подвеса, с другой стороны - гарантия того, что при завершении рабочего цикла сработает только один электоконтакт 3, с третьей стороны - минимизация сопротивления при скольжении поверхностей одной сферы относительно другой при движении штырей 8 в люфтовых отверстиях 9 во внешней сфере 1 (корпусе ВКА).

Пружины 10 должны быть именно пластинчатые, т.к. они надежнее витых пружин и занимают в узком пространстве между сферами мало места.

Источник постоянного тока 4 может быть представлен любой типовой схемой, удовлетворяющей заданным параметрам силы электромагнитов, притягивающих на старт инерционную массу.

Масса шарика 7 - рабочей инерционной массы составляет порядка 1 кг. Масса внутренней сферы 6 вместе с системой подвеса - подпружиненными штырями 8 равна 1/10 рабочей инерционной массы - порядка 0,1 кг. Зазор между сферами должен составлять не более 5 мм, тогда пластинчатые пружины 10 подпружиненных штырей 8 в начале рабочего цикла, когда выбранный электромагнит 2 вместе с шариком 7 заодно притягивает к внешней сфере 1 (корпусу прибора) и внутреннюю сферу 6, не смогут создать заметных реакций сопротивления. Внутренняя сфера 6 всегда восстанавливает свое исходное положение относительно внешней сферы 1 (корпуса прибора). За весь рабочей цикл затрачивается работа:

А о б щ = [ A н | + А н | | | + А н | | ] + А п р у ж | А п р у ж | | ,

где индексы «н» (номинал) и «пруж» относятся соответственно к движению только под действием ускорения от работы двигателя коррекции и только пружин; индексы «|» и «||» относятся соответственно к участкам движения в начале рабочего цикла и движению до замыкания электроконтакта в конце рабочего цикла.

При движении инерционной массы по диаметральному пути в начале рабочего цикла пружина выталкивает массу 1,1 М (М - масса шарика), а в конце (положение подпружиненной внутренней сферы стабилизировано, и ситуацию правомочно представлять как неупругий удар) - сопротивляется массе 1,1 М, то А п р у ж | = А п р у ж | | , и результирующее действие пружинного подвеса в рабочем цикле равно нулю. Значит, влиянием пружин можно пренебречь полностью. При движении по наихудшему сценарию, когда угол установки двигателя коррекции равен 45° относительно осей электромагнитов ВКА, суммарное влияние пружин оценивается в ( 1 0,5 2 ) А п р у ж | . Для примера, масса шарика М=1 кг, номинал тяги двигателей коррекции ОДН, ему соответствует ускорение 1·10-4 м/с2 КА с массой 1000 кг, и А н | = 5 10 4  Дж . Сила упругости пружины должна уравновешивать силу действия на пружину внутренней сферы, движущейся в разрешенном диапазоне 5 мм с ускорением, создаваемым двигателем коррекции, причем в самом начале, в 1/10 стрелы прогиба пружины - для стабилизированного положения внутренней сферы и исключения несанкционированных замыканий электроконтактов, значит, эта сила в полном прогибе пружины должна быть 10-4 М, не менее, в частности, 1·10-4 Н, и А пруж | = 5 10 7  Дж . Относительная погрешность знания (или незнания) реакции пружин составляет 0,29(5·10-7/5·10-4)·100, т.е., 0,029%, не менее, а относительно общей работы за цикл Аобщ и того меньше (0,5·10-3%). Поскольку реальные характеристики КА, двигательной установки и акселерометра не далеки от вышеприведенного примера, можно сделать вывод: при конструировании акселерометров вовсе не следует добиваться того, чтобы оси электромагнитов акселерометра ВКА и посадочные оси двигателей коррекции КА были соответственно параллельными, хотя оптимизация взаимного расположения осей электромагнитов ВКА и осей двигателей желательна, исходя из нижеприведенного обоснования методической точности акселерометра.

Обоснование методической точности предлагаемого акселерометра.

Ускорение определяется из уравнения равноускоренного движения при отсутствии начальной скорости движения тела:

a = 2S t 2 ,           (1)

где S - пройденное расстояние, м;

t=t2-t1, с.

Дифференцируем (1) и переходим к уравнению ошибок:

Δa = 2 t 2 ΔS + 4S t 3 Δ t .       (2)

Диаметр (D) внутренней поверхности корпуса 1 прибора - внешней сферы (265-285)мм, не меньше, с учетом имеющихся в настоящее время уровней малых тяг двигателей коррекции и того, что необходимо время движения инерционной массы (точнее сферы, относительно неподвижного в инерциальном пространстве шарика), фиксация которого давала бы относительную ошибку не более 1%. Наиболее критичным будет угол установки (α) двигателей коррекции 45° относительно осей электромагнитов ВКА. Это сокращает номинальное рабочее расстояние против диаметрального в 1,4 раза.

1. Рассмотрим первое слагаемое в уравнении (2) - составляющую погрешности ускорения от единственно действующего на пройденное расстояние шариком нерасчетного фактора - работы системы ориентации и стабилизации (СОС) КА.

КА в процессе эксплуатации производит эволюции вокруг центра масс согласно логике работы СОС. ВКА может быть расположен от центра масс КА на удалении, гарантированно не превышающем 1 м. Погрешность поддержания ориентации КА в пространстве не превышает 0,1°. Это значит, что реальная точка соприкосновения шарика в конце пройденного пути шарика/сферы может отстоять от расчетной точки на расстоянии, не превышающем l=1000·sin 0,1°=1,75 мм, что, в свою очередь, означает погрешность в знании пройденного расстояния:

Δ S = D [ 1 cos ( l D ) ] ,

при α=0, тогда ΔS=0,006 мм, и δS=0,002%;

исходя из теоремы косинусов

Δ S = | 2 2 D [ 0,5 D 2 + l 2 2 ( D l ) cos ( π 4 ) | ,

при α=45°, тогда ΔS=1,23 мм, и δS=0,62%.

В наихудшем варианте S=(0,1874-2d), м, где d - зазор между сферами (не более 5 мм) + радиус шарика (инерционной массы), тогда номинальное время движения шарика, исходя из номинала тяги двигателей коррекции 0,1 Н и соответствующего ему (1,0-0,5)·10-4 м/с2 ускорения КА с массой (1000-2000) кг, составляет не менее 51,45 с при d=0,055 м.

Максимальный вклад в Δα составляет 9,3·10-7 м/с2.

2. Рассмотрим второе слагаемое в уравнении (2) - составляющую погрешности ускорения от точности привязки событий, т.е. от точности фиксации времен t1 и t2.

Погрешность снятия бортового времени составляет 0,25 с. Это и следует считать значением Δt в уравнении (2). Тогда δt=0,48%, и вклад в Δα составляет 9,7·10-7 м/с2.

Исходя из всего сказанного, максимальная погрешность определения ускорения составляет 1,9·10-6 м/с2, и относительная погрешность определения ускорения составляет менее 3%, при наиболее вероятной 1-2%, что позволяет именовать данный акселерометр высокоточным. Далее, ВКА является именно космической техникой, поскольку в условиях гравитации он работать не может, что позволяет именовать данный акселерометр космическим.

Предлагаемый способ коррекции орбитального движения КА позволяет:

1) определять управляющие ускорения без лишних энергозатрат и с высокой точностью, последовательно - по мере необходимости, для каждого ДК;

2) создать резерв по сужению области удержания геостационарных КА, тем самым повысить качество коллокации (совместного удержания) на данной орбитальной позиции.

На предприятии вышеприведенный способ коррекции орбитального движения предполагается использовать на геостационарных КА.

Способ коррекции орбитального движения космического аппарата (КА), включающий проведение траекторных измерений, определение параметров движения центра масс КА, расчет плана коррекций, прогнозирование параметров орбитального движения, формирование массивов командно-программной информации, содержащих начальные условия движения, план коррекций и управляющие ускорения, и засылку этих массивов на борт КА, отличающийся тем, что на каждом шаге коррекций, параллельно слежению за работой двигателя коррекции, фиксируют начало свободного движения на борту КА инерционной массы в замкнутой емкости; фиксируют окончание свободного движения инерционной массы в замкнутой емкости; управляющее ускорение определяют из уравнения равноускоренного движения без начальной скорости по заранее известному пути в этой емкости, которая содержит: сферический корпус, внутри которого расположена с зазором внутренняя сфера; подвес внутренней сферы, связывающий ее с корпусом и состоящий из четырех подпружиненных штырей, равномерно разнесенных по поверхности внутренней сферы, закрепленных на ней, свободно проходящих сквозь люфтовые отверстия в корпусе; с внешней стороны корпуса - электромагниты в количестве, кратном двум, по числу осей установок двигателей коррекции движения центра масс КА; в качестве инерционной массы - магнитовосприимчивый шарик, находящийся во внутренней сфере, внешняя электрическая схема предусматривает включение-отключение выбираемых электромагнитов и фиксацию моментов отключения электромагнита и размыкания электроконтакта (начало движения шарика) и замыкания одного из электроконтактов при нажиме шарика в каком-либо месте на поверхность внутренней сферы в конце его движения, при этом отношение инерционной массы к общей массе внутренней сферы и подпружиненных штырей равно 10:1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано при создании глобальной системы единого времени, а также при создании единого пространственно - временного поля, которое может быть использовано при навигации космических аппаратов (КА) в космическом пространстве, включая определения их эфемерид - альманахов, содержащих информацию о координатах КА в любой момент времени, в системах GPS, ГЛОНАСС и других.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов. .

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

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при выполнении в космосе операций сближения, облета, зависания, причаливания со стыковкой космических аппаратов (КА), в авиации для обеспечения посадки летательных аппаратов в условиях ограниченной видимости, а также для позиционирования исполнительных механизмов при выполнении монтажно-сборочных работ и других операций с помощью робототехнических средств.

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 управления космическим кораблем при причаливании. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами. .

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.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для стабилизации заданного уровня тяги двигателей коррекций движения космического аппарата.

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.

Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите. При работе таких КА требуется исключение бокового сдвига изображения наземных объектов, например, в фокальной плоскости АН, вызванного суточным вращением Земли. Для этого КА разворачивают на путевой курсовой угол по закону косинуса с круговой частотой, равной орбитальной угловой скорости. Согласно предлагаемому способу одновременно с поворотом КА по курсу поворачивают КА на путевой угол крена по закону синуса с той же частотой. В результате приборная путевая плоскость, образованная осями крена и курса, оказывается повернутой относительно линии узлов орбиты на постоянный угол, равный амплитуде путевого угла. Поэтому в установившемся режиме энергия затрачивается не на повороты по курсу и крену, а лишь на угловую стабилизацию КА для противодействия внешним возмущающим воздействиям. Поворот визирной оси АН по крену относительно орбитальной системы координат в сторону наблюдаемых наземных объектов выполняют с учетом текущего программного угла поворота по крену. Предлагаемое устройство включает в себя приборное обеспечение для реализации описанного выше способа. Техническим результатом изобретений является исключение колебательного движения КА по курсу относительно плоскости орбитальной системы координат, а также запаздывания отработки программного угла курса и снижение тем самым расхода энергии, потребного для работы КА на орбите. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции. Отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата. На реверсном участке траектории производят выборку свободного троса. Достигается упрощение практической реализации и повышение эффективности развертывания тросовой системы. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом (КА). Устройство для ориентации космического аппарата содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре интегратора, два умножителя, КА, двигатель-маховик, модель двигателя-маховика, датчики угловой скорости и угла ориентации, блок задания постоянной величины, блок памяти. Измеряют сигналы угла ориентации и угловой скорости, формируют сигналы задания и управления КА, формируют сигналы оценки угла ориентации, угловой скорости, задания и управления, определяют разность между соответствующими сигналами и сигналами оценки, определяют сигналы оценки момента инерции КА и оценки внешней помехи, корректируют и формируют сигнал ориентации КА. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА, надежность функционирования при отказах датчиков угла ориентации и угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к управлению движением космических объектов, в частности стабилизации относительного (вокруг собственного центра масс) движения фрагментов космического мусора. Способ стабилизации движения указанных фрагментов включает приложение силы к фрагменту в его расчетных точках. Силу создают пневматическим воздействием на фрагмент газового факела, генерируемого с борта находящегося рядом спутника. Факел может создаваться устройствами типа реактивных двигателей разного рода. При этом возможно одновременное изменение орбиты фрагмента космического мусора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы. 8 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) с орбит полезных нагрузок. ОЧ РКН содержит топливный отсек, силовой отсек с днищами. На верхнем днище установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, на нижнем - маршевая двигательная установка (МДУ) с удлиненным зарядом, соединенным электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания. ОЧ РКН ориентируют и стабилизируют за счет энергетики газифицированных остатков компонентов жидкого топлива, прикладывают импульс скорости, зависящий от радиусов апогея и перигея орбиты спуска МДУ ОЧ. Изобретение позволяет уменьшить площадь района падения фрагментов ОЧ ступени РКН. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу. Связи между элементами устройства выполнены так, что позволяют управлять поворотом КА по курсу на произвольный угол без потери точности ориентации КА относительно орбитальной системы координат (ОСК). При этом контур коррекции от построителя местной вертикали остаётся в рабочем режиме. КА может либо свободно вращаться по курсу, либо находиться в определенном положении относительно ОСК по курсу без потери точности ориентации. Технический результат заключается в повышении точности ориентации КА в пространстве. 5 ил.

(57) Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации КА заключается в формировании сигнала оценки угла и сигнала оценки угловой скорости вращения КА, формировании сигнала оценки управления, определении сигнала разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определении сигнала разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определении сигнала разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определении скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Затем формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Устройство для реализации способа содержит пять нормально замкнутых переключателей, два нормально разомкнутых переключателя, семь сумматоров, модель двигателя-маховика, два усилителя, пять интеграторов. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации космического аппарата заключается в том, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости КА, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости и определяют скорректированный сигнал оценки угла и скорректированный сигнал оценки угловой скорости и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости. Устройство для реализации способа ориентации КА содержит модель двигателя-маховика, четыре интегратора, четыре сумматора, четыре нормально замкнутых переключателя, два нормально разомкнутых переключателя, выход второго сумматора через последовательно соединенные модель двигателя-маховика, первый интегратор, четвертый сумматор, второй интегратор, пятый сумматор, шестой сумматор, первый переключатель, третий интегратор соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен через первый переключатель со вторым входом первого сумматора, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные седьмой сумматор, второй переключатель и четвертый интегратор подключен ко второму входу четвертого сумматора, выход которого через второй переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом седьмого сумматора и через третий переключатель - со входом второго усилителя. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к способам и системам ориентации космического аппарата (КА). В предлагаемом способе формируют сигналы оценки: угла ориентации, угловой скорости вращения КА и управления. Определяют разности сигналов указанных параметров и их оценок. По некоторым формулам вычисляют коррекции сигналов задания и оценки внешней помехи. С учетом данных коррекций корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости. Последние используют в контуре управления ориентацией КА. Предлагаемое устройство содержит дополнительные блоки: памяти, сумматоров, усилителей, интеграторов, связанные друг с другом и прочими элементами через систему переключателей. В устройстве использованы модели основного контура ориентации КА и двигателя-маховика. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности и надежности системы ориентации КА при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх