Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации

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.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к управлению нестационарными объектами - космическими аппаратами.

Известен способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом.

Известно устройство для реализации способа ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора [1].

Известный способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа имеют недостаток, который заключается в низкой точности ориентации и малой надежности функционирования из-за отказов датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.

С целью устранения указанных недостатков известных способа ориентации космического аппарата и устройства для его реализации предложенный способ отличается тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал оценки момента инерции космического аппарата и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно

где - начальное значение сигнала оценки момента инерции космического аппарата, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, φз - заданное значение угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации φ и сигнала оценки угла ориентации , t - текущее время, λ, а 0, а 1=const>0, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для формирования сигнала управления ориентацией космического аппарата, а устройство, его реализующее, отличается тем, что оно содержит блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, блок задания постоянной величины, два умножителя, четыре интегратора, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый умножитель, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально замкнутый переключатель, третий интегратор, второй умножитель, второй нормально замкнутый переключатель, блок памяти, девятый сумматор соединен со вторым входом первого умножителя, выход датчика угловой скорости через третий нормально замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно соединенные десятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом десятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально разомкнутый переключатель - с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен с первым входом четвертого сумматора, а через второй нормально разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и вторым входом второго умножителя, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор, пятый нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход шестого сумматора соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход блока задания постоянной величины соединен со вторым входом девятого сумматора.

Сущность предложенных способа и устройства поясняется чертежом.

На чертеже приняты следующие обозначения:

1 - четвертый сумматор;

2 - третий усилитель;

3 - пятый сумматор;

4 - модель двигателя-маховика;

5 - шестой сумматор;

6 - пятый усилитель;

7 - первый умножитель;

8 - первый интегратор;

9 - второй интегратор;

10 - второй нормально разомкнутый переключатель;

11 - первый нормально разомкнутый переключатель;

12 - блок задания постоянной величины;

13 - девятый сумматор;

14 - четвертый интегратор;

15 - второй умножитель;

16 - восьмой сумматор;

17 - третий интегратор;

18 - седьмой сумматор;

19 - четвертый усилитель;

20 - десятый сумматор;

21 - одиннадцатый сумматор;

22 - пятый нормально замкнутый переключатель;

23 - первый сумматор;

24 - первый усилитель;

25 - второй сумматор;

26 - двигатель-маховик;

27 - третий сумматор;

28 - космический аппарат;

29 - датчик угловой скорости;

30 - второй усилитель;

31 - третий нормально замкнутый переключатель;

32 - четвертый нормально замкнутый переключатель;

33 - датчик угла ориентации;

34 - первый нормально замкнутый переключатель;

35 - основной контур ориентации (ОКО) космического аппарата;

36 - математическая модель ОКО;

37 - второй нормально замкнутый переключатель;

38 - блок памяти.

Функционирует устройство для реализации способа ориентации космического аппарата следующим образом. Сигнал задания φз(t) поступает одновременно на основной контур управления 35 и математическую модель ОКО 36 (см. чертеж).

Как видно из чертежа, ОКО 35 составляют последовательно соединенные первый сумматор 23, первый усилитель 24, второй сумматор 25, двигатель-маховик 26, третий сумматор 27, космический аппарат 28, датчик угловой скорости 29, датчик угла 33, выход которого через четвертый нормально замкнутый переключатель 32 соединен с первым сумматором 23, образуя отрицательную обратную связь по углу ориентации φ(t), а с выхода датчика угловой скорости 29 угловая скорость поступает на вход второго сумматора 25, образуя отрицательную обратную связь по угловой скорости . На второй вход третьего сумматора 27 поступает внешняя помеха Mв(t). На параметры космического аппарата 28 действует мультипликативная помеха

Математическая модель ОКО 36 состоит из аналогичных ОКО 35 элементов структурной схемы: последовательно соединенные четвертый сумматор 1, третий усилитель 2, пятый сумматор 3, шестой сумматор 5, модель двигателя-маховика 4 и модель космического аппарата, выполненная в виде последовательно соединенных первого умножителя 7, первого интегратора 8 и второго интегратора 9. В математической модели ОКО 36 также содержатся отрицательные обратные связи по оценке угловой скорости и оценке угла ориентации с выходов первого интегратора 8 на вход пятого сумматора 3 и с выхода второго интегратора 9 на вход четвертого сумматора 1.

Ввиду того, что на космический аппарат 28 действуют внешние помехи Mв(t) и F(t), а на математическую модель ОКО 36 космического аппарата 28 - на входе первого умножителя 7 - внешние помехи F(t) и Mв(t) отсутствуют, то оценки и не будут совпадать с их реальными значениями соответственно и φ(f).

Следовательно, управление U(t) в ОКО 35 на выходе второго сумматора 25 будет отличаться от управления Um(t) в модели ОКО 36 на выходе шестого сумматора 5. Будем имитировать действие внешней помехи Мв в ОКО 35 в виде оценки внешней помехи в модели ОКО 36.

С этой целью с помощью одиннадцатого сумматора 21 пятого нормально замкнутого переключателя 22 и четвертого интегратора 14 сформируем значение оценки в виде

где Кgm - передаточная функция модели двигателя-маховика 4. При этом достаточно скорректировать значение Um(t) на выходе шестого сумматора 5. Кроме того, момент инерции J(t) космического аппарата в общем случае отличается от его оценки в блоке задания постоянной величины 12. Для определения истинного значения момента инерции J(t) сформируем с помощью метода покомпонентного формирования управлений, основанном на использовании функций Ляпунова, сигнал подстройки ΔJ(t) на выходе второго умножителя 15 в виде

который однозначно определяет структуру из соединенных (как указано на чертеже) седьмого сумматора 18, первого нормально замкнутого переключателя 34, третьего интегратора 17, восьмого сумматора 16, десятого сумматора 20, четвертого усилителя 19, второго умножителя 15, второго нормально замкнутого переключателя 37, блока памяти 38, блока задания постоянной величины 12 и девятого сумматора 13.

Согласно предложенному способу ориентации сигнал задания является входным сигналом для основного контура ориентации 35 и математической модели ОКО 36. Сигнал управления U(t) формируется на выходе второго сумматора 25, а сигнал оценки управления Um(t) - на выходе шестого сумматора 5. На выходах датчика угловой скорости 29 и датчика угла ориентации 33 формируются соответственно угловая скорость вращения космического аппарата 28 и угол ориентации φ(t).

Сигнал приращения ΔJ(t) значения момента инерции J(t) космического аппарата 28 запоминается на выходе блока памяти 38 и является функцией рассогласования ε(t):

и сигнала задания φз(t).

Сигнал оценки внешнего момента (помехи) формируется с помощью одиннадцатого сумматора 21, пятого нормально замкнутого переключателя 22, четвертого интегратора 14, шестого сумматора 5 и модели двигателя-маховика 4.

При ε(t)=0 на вход третьего интегратора 17 поступает нулевой сигнал, значение Δφ(t) на выходе блока памяти 38 при этом будет постоянным, а на выходе девятого сумматора 13 - оценка момента инерции космического аппарата 28.

Теперь можно использовать математическую модель ОКО 36 в качестве датчика угловой скорости 29 и датчика угла 33, если одновременно разомкнуть нормально замкнутые переключатели 22, 37, 34, 31 и 32 и замкнуть нормально разомкнутые переключатели 10 и 11.

При этом целесообразно использование математической модели ОКО 36 в качестве датчиков угловой скорости 29 и угла ориентации 33 до тех пор, пока ошибка ε(t) будет в пределах допустимых значений, что определяется, очевидно, изменениями внешней помехи Mв(t) и значениями момента инерции J(t) космического аппарата 28.

Использование в способе ориентации космического аппарата и устройства для его реализации канала оценки и - математической модели ОКО 36 - позволяет получить технический эффект, который заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения по пп.1 и 2.

Литература

1. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов / В.Н.Васильев. - М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009. С.149-156 (прототип).

1. Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом, отличающийся тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал оценки момента инерции космического аппарата и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно


где - начальное значение сигнала оценки момента инерции космического аппарата, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, φз - заданное значение угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации φ и сигнала оценки угла ориентации , t - текущее время, λ, а 0, а 1=const>0, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для формирования сигнала управления ориентацией космического аппарата.

2. Устройство для реализации способа управления космическим аппаратом по п.1, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, датчик угловой скорости и датчик угла ориентации, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора, отличающееся тем, что оно содержит блок памяти, семь сумматоров, три усилителя, блок задания постоянной величины, два умножителя, четыре интегратора, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый умножитель, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально замкнутый переключатель, третий интегратор, второй умножитель, второй нормально замкнутый переключатель, блок памяти, девятый сумматор соединен со вторым входом первого умножителя, выход датчика угловой скорости через третий нормально замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно соединенные десятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом десятого сумматора, а через последовательно соединенные пятый усилитель и первый нормально разомкнутый переключатель - с третьим входом второго сумматора, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен с первым входом четвертого сумматора, а через второй нормально разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и вторым входом второго умножителя, выход датчика угла соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально замкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные одиннадцатый сумматор, пятый нормально замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход шестого сумматора соединен со вторым входом одиннадцатого сумматора, а выход блока задания постоянной величины соединен со вторым входом девятого сумматора.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 относится к области космической техники и предназначено для высокоточного определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА).

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). .

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.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра. На этапе аэродинамического торможения прогнозируют значения скорости КА, угла ее наклона к местному горизонту и высоты апоцентра переходной орбиты - на момент выхода КА из атмосферы планеты. При этом в каждый из последовательных моментов прогноза рассматривают движение КА на оставшихся участках полета в атмосфере при углах крена γ = 0 рад и γ = π. Для каждого из этих углов находят указанные выше прогнозируемые параметры маневра. Их значения используются при управлении углом атаки КА (вблизи его значения, отвечающего максимальному качеству) и выдачей импульса скорости КА в апоцентре переходной орбиты. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности аэродинамического маневра КА вследствие указанного управления. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет включает формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение. Сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену. Техническим результатом является повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода с рабочих орбит объектов космического мусора (ОКМ) на орбиты утилизации. Способ включает выведение космического аппарата-буксира (КАБ) и автономного стыковочного модуля (АСМ) в области орбит, предназначенных для очистки от ОКМ. Выбор последовательности увода ОКМ осуществляют путем сравнения критерия, например вероятности столкновения ОКМ с другими космическими объектами, для каждого ОКМ. Компенсацию накопленных ошибок параметров движения КАБ при предыдущих маневрах, а также системы целеуказания распределяют между корректирующими импульсами КАБ на этапе дальнего наведения и АСМ на участке самонаведения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности проведения операций по удалению ОКМ с рабочих орбит.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) с использованием сил давления солнечного излучения, распределенных по рабочим зонам КА. Последние формируют в виде плоских параллельных оптически прозрачных капельных потоков. Расстояние между каплями радиусом R в каждом потоке вдоль него (Sx) и в его фронтально-поперечном направлении (Sy) кратно . Число потоков составляет . Смещением потоков относительно друг друга по направлению их движения на расстояние формируют потоки капельной пелены числом . Каждый из указанных потоков смещен относительно предыдущего во фронтально-поперечном направлении на расстояние . Этим создают непрозрачность во фронтально-поперечном направлении и прозрачность в направлении плоскости, перпендикулярной потоку. Единичную распределенную силу светового давления регулируют изменением радиуса и количества капель, приходящих в точку ее приложения в единицу времени. Величину суммарного воздействия регулируют изменением числа капельных струй. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности использования распределенных внешних сил светового давления путем уменьшения их возмущающего действия на относительное движение КА. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом. 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.

Наверх