Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Устройство ориентации КА по углу крена содержит десять сумматоров, четыре усилителя, четыре интегратора, модель двигателя-маховика, двигатель-маховик, два блока памяти, нормально-разомкнутый переключатель, три нормально-замкнутых переключателя, астродатчик, основной контур ориентации (ОКО), КА, модель ОКО. Изобретение позволяет повысить точность и надежность ориентации КА по углу крена. 1 ил.

 

Изобретение относится к области систем управления нестационарными объектами, в частности к системам управления ориентацией космического аппарата (КА) по углу крена при отсутствии измерителя угловой скорости.

Известен способ ориентации КА по углу крена, заключающийся в том, что формируют сигнал задания, измеряют угол крена, определяют сигнал ошибки, из которого формируют сигнал управления [1].

Известно также и устройство для ориентации КА по углу крена, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, третий сумматор, двигатель-маховик, четвертый сумматор, космический аппарат и астродатчик, выход которого через первый нормально-замкнутый переключатель соединен с первым входом первого сумматора [1] (прототип).

Недостатками известных способа и устройства является низкая точность и надежность процедуры ориентации КА при отсутствии датчика угловой скорости и малой надежности астродатчика. С целью устранения указанных недостатков предложенный способ отличается тем, что определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки и сигнал оценки управления, вычитают из сигнала ошибки сигнал оценки угловой скорости, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления и суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности сигнала оценки угла крена и сигнала крена, формируют из второго сигнала разности сигнал суммы пропорциональной, дифференциальной и интегральной составляющих и сигнал суммы вычитают из сигнала оценки ошибки.

Устройство для реализации способа ориентации КА отличается тем, что оно дополнительно содержит четыре интегратора, два блока памяти, два нормально-замкнутых переключателя, нормально-разомкнутый переключатель, три усилителя, шесть сумматоров, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные пятый сумматор, второй усилитель, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, седьмой сумматор, второй интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, девятый сумматор, третий нормально-замкнутый переключатель и первый блок памяти подключен ко второму входу пятого сумматора, выход второго нормально-замкнутого переключателя соединен со вторым входом девятого сумматора, а через второй блок памяти - со вторым входом седьмого сумматора, выход которого через третий усилитель соединен со вторыми входами второго и шестого сумматоров, выход астродатчика соединен со вторым входом восьмого сумматора, выход второго интегратора соединен с третьим входом пятого сумматора, а через нормально-разомкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход шестого сумматора соединен через последовательно подключенные десятый сумматор, четвертый усилитель и четвертый интегратор со вторым входом третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом десятого сумматора.

Устройство для реализации способа ориентации КА приведено на чертеже.

Рассматривается случай, когда датчик угловой скорости ϕ ˙ ( t ) отсутствует, а в качестве измерителя угла крена φ(t) используется астродатчик. На чертеже приняты следующие обозначения:

1 - пятый сумматор;

2 - второй усилитель;

3 - шестой сумматор;

4 - модель двигателя-маховика;

5 - третий сумматор;

6 - третий усилитель;

7 - второй блок памяти;

8 - первый интегратор;

9 - второй интегратор;

10 - нормально-разомкнутый переключатель;

11 - десятый сумматор;

12 - четвертый усилитель;

13 - третий нормально-замкнутый переключатель;

14 - четвертый интегратор;

15 - первый блок памяти;

16 - девятый сумматор;

17 - третий интегратор;

18 - восьмой сумматор;

19 - второй нормально-замкнутый переключатель;

20 - первый нормально-замкнутый переключатель;

21 - астродатчик;

22 - основной контур ориентации (ОКО);

23 - первый сумматор;

24 - первый усилитель;

25 - второй сумматор;

26 - двигатель-маховик;

27 - четвертый сумматор;

28 - космический аппарат (КА);

29 - модель ОКО;

30 - седьмой сумматор.

Структура ОКО 22 описана в [1] и отличается лишь тем, что в ней отсутствует датчик угловой скорости ϕ ˙ ( t ) в обратной связи. Именно поэтому ОКО 22 в исходном состоянии неустойчив. Получение угловой скорости ϕ ˙ ( t ) путем дифференцирования выходного сигнала астродатчика φ(t) нежелательно, т.к. сигнал φ(t) измеряется с помехой и при дифференцировании сигнал ϕ ˙ ( t ) будет определяться с большой ошибкой.

Структура ОКО 22, как видно из чертежа, состоит из последовательно соединенных первого сумматора 23, первого усилителя 24, второго сумматора 25, третьего сумматора 5, двигателя-маховика 26, четвертого сумматора 27, КА 28 и астродатчика 21, выход которого соединен со входом первого сумматора 23 через первый нормально-замкнутый переключатель 20.

Для устойчивости ОКО 22 не хватает обратной связи по угловой скорости ϕ ˙ ( t ) [1]. На входы КА 28 поступают координатная MB(t) и параметрическая F(t) помехи, которые уменьшают точность ориентации КА 28. Для обеспечения устойчивости ОКО 22 введена параллельно модель ОКО 29 (на чертеже обведен пунктирной линией), которая по структуре аналогична ОКО 22 и состоит из пятого сумматора 1, второго усилителя 2, шестого сумматора 3, модели двигателя-маховика 4, первого интегратора 8, седьмого сумматора 30, второго интегратора 9 и третьего усилителя 6.

Дифференциальные уравнения (ДУ), описывающие движение ОКО 22 и модели ОКО 29, имеют второй порядок [1], а параметры дифференциальных уравнений не равны, т.к. момент инерции J(t) КА 28 меняется во времени и является неизвестной величиной.

Параметры ДУ модели ОКО 29 выбраны так, чтобы они обеспечивали устойчивость движения. Для обеспечения устойчивости ОКО 22 на вход второго сумматора 25 подается через третий усилитель 6 оценка угловой скорости ϕ ¯ ˙ ( t ) .

Для обеспечения точности определения оценки ϕ ¯ ˙ ( t ) вводится цепь компенсации, состоящая из десятого сумматора 11, четвертого усилителя 12 и четвертого интегратора 14, которая формирует на выходе четвертого интегратора 14 сигнал ΔU(t), компенсирующий действие помехи MB(t) в ОКО 22 при условии, что ε ( t ) = ϕ ϕ ¯ = 0 , т.е. при равенстве параметров ДУ ОКО 22 и модели ОКО 29. Действительно, на ОКО 22 помеха MB(t) действует, а на модель ОКО 29 не действует, поэтому управление U(t), получаемое с выхода третьего сумматора 5, и оценка управления U ¯ ( t ) с выхода шестого сумматора 3 не будут совпадать. Разность U ¯ ( t ) U ( t ) с выхода десятого сумматора 11 через четвертый усилитель 12 поступает на вход четвертого интегратора 14, который изменяет свой выходной сигнал до тех пор, пока U(t) не будет равен U ¯ ( t ) . Но так как причиной возникновения неравенства U ¯ ( t ) U ( t ) является действие помехи MB(t), то при ϕ ¯ ( t ) = ϕ ( t ) и U ¯ ( t ) = U ( t ) действие MB(t) в ОКО 22 будет скомпенсировано сигналом ΔU(t) с выхода четвертого интегратора 14.

Для обеспечения равенства ϕ ¯ ( t ) = ϕ ( t ) формируется с использованием метода покомпонентного формирования управлений (МПФУ) [2] сигнал коррекции модели ОКО 29 в виде

где ε ( t ) = ϕ ( t ) ϕ ¯ ( t ) ,

λ, а 0, а 1=const>0,

и который может быть представлен в виде составляющих U K 1 ( t ) и U K 2 ( t ) :

где U K 1 ( t ) = λ ε ˙ ( t ) ,

Сигнал коррекции U K 2 ( t ) реализуется с помощью соединения восьмого сумматора 18, второго нормально-замкнутого переключателя 19, третьего интегратора 17, девятого сумматора 16, третьего нормально-замкнутого переключателя 13, первого блока памяти 15 и пятого сумматора 1.

Сигнал коррекции U K 1 ( t ) непосредственно реализовать нельзя, т.к. для определения ε ˙ ( t ) требуется измеритель угловой скорости ϕ ˙ ( t ) , который в ОКО 22 отсутствует, поэтому путем эквивалентного преобразования вместо U K 1 ( t ) на входе модели ОКО 29 сигнал λε(t) подается на вход седьмого сумматора 30, установленного после первого интегратора 8.

В этом случае корректирующий сигнал -λε(t) не требует наличия датчика угловой скорости ϕ ˙ ( t ) в ОКО 22.

Наличие первого 20 и второго 19 нормально-замкнутых переключателей, а также нормально-разомкнутого переключателя 10 позволяет на некоторое время (как показывает практика использования процесса ориентации КА 28, на время приблизительно 5-10 минут) отключать астродатчик 21 и использовать для организации функционирования ОКО 29 только информацию об оценках угловой скорости ϕ ¯ ˙ ( t ) и угла крена ϕ ¯ ( t ) .

Таким образом, в случае выхода из строя гироскопического измерителя вектора угловой скорости (который может применяться вместо астродатчика 21 [1]) или астродатчика 21 путем переключения ОКО 22 на измерения с помощью исправного измерителя угловой скорости ϕ ¯ ˙ ( t ) или угла крена ϕ ¯ ( t ) повышается точность и надежность процедуры ориентации КА по углу крена.

Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения.

Литература

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

2. Лащев А.Я. Метод синтеза адаптивных систем управления с эталонной моделью. Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика. 2007. №1. С.2-6.

Устройство ориентации космического аппарата по углу крена, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, третий сумматор, двигатель-маховик, четвертый сумматор, космический аппарат и астродатчик, выход которого через первый нормально-замкнутый переключатель соединен с первым входом первого сумматора, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит четыре интегратора, два блока памяти, два нормально-замкнутых переключателя, нормально-разомкнутый переключатель, три усилителя, шесть сумматоров, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные пятый сумматор, второй усилитель, шестой сумматор, модель двигателя-маховика, первый интегратор, седьмой сумматор, второй интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, девятый сумматор, третий нормально-замкнутый переключатель и первый блок памяти подключен ко второму входу пятого сумматора, выход второго нормально-замкнутого переключателя соединен со вторым входом девятого сумматора, а через второй блок памяти - со вторым входом седьмого сумматора, выход которого через третий усилитель соединен со вторыми входами второго и шестого сумматоров, выход астродатчика соединен со вторым входом восьмого сумматора, выход второго интегратора соединен с третьим входом пятого сумматора, а через нормально-разомкнутый переключатель - с третьим входом первого сумматора, выход шестого сумматора соединен через последовательно подключенные десятый сумматор, четвертый усилитель и четвертый интегратор со вторым входом третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом десятого сумматора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА.

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) авиационно-космическими объектами, работающими, главным образом, в экстремальных условиях внешней среды.

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

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными.

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции космического аппарата (КА) с помощью электрореактивных плазменных двигателей (ЭРПД).

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2).

Группа изобретений относится к методам и средствам ориентации космических аппаратов (КА). Способ предусматривает увеличение периода расчета и смены управляющих сигналов на исполнительные органы (ИО) КА. При этом производят измерение параметров углового движения КА, расчет их граничных значений, а также величин и длительностей угловых ускорений. Последние обеспечивают, при двукратном включении ИО в период стабилизации, согласование характеристик периодического и непрерывного режимов управления. Определяют моменты уменьшения параметров углового движения до величин не более (шумовых) составляющих ошибок их измерения и соответственно уменьшают длительности последующих управляющих ускорений. Система ориентации содержит измеритель угловой скорости, датчик внешней информации, ИО и вычислительное устройство с блоком определения ориентации, дополнительно введенные блоки: расчета длительностей включения ИО, задания коэффициентов демпфирования и реализации угловых ускорений. Технический результат группы изобретений состоит в уменьшении загрузки вычислительного устройства и повышении точности оценки параметров углового движения КА путем увеличения периода формирования и выдачи на ИО управляющих сигналов. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА). Устройство для ориентации КА по углу крена содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, шесть нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, модель основного контура ориентации, двигатель-маховик, КА, два блока чистого запаздывания, астродатчик, основной контур ориентации. Формируют сигнал задания, измеряют угол крена, определяют сигнал ошибки, определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки, формируют управление из сигнала ошибки и сигнала оценки угловой скорости, формируют сигнал оценки управления из сигнала оценки ошибки и сигнала оценки угловой скорости, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления, суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности оценки угла крена и угла крена, запоминают первый сигнал коррекции и суммируют его с сигналом оценки ошибки, запоминают второй сигнал коррекции и суммируют его после отказа астродатчика с оценкой сигнала ошибки, суммируют сигнал оценки угла крена с сигналом ошибки. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА по углу крена. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент Δt, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН). Начальная ориентация КО определяется по номинальной ориентации РН в момент отделения. После включения, через время Δt, датчиков системы управления КО получают данные о текущей угловой скорости КО. Используя модель углового движения КО (на основе уравнений Эйлера) оценивают (обратным интегрированием) угловую скорость КО в момент отделения от РН. Далее по полученным начальным условиям на основе указанной модели углового движения определяют (прямым интегрированием) параметры текущей ориентации КО. Прикладывают к КО серию импульсов, величину которых определяют по разнице между текущей и требуемой ориентациями КО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности построения ориентации после отделения КО от РН независимо от светотеневых условий на орбите. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов (КА). Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги. Изобретение позволяет повысить надежность стабилизации КА. 3 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце. Последняя достигается разворотом спутника вместе с панелями СБ вокруг указанной первой оси и разворотом панелей СБ вокруг второй оси, перпендикулярной первой. При прохождении особых участков орбиты, включающих теневые участки и участки больших углов Солнце-спутник-Земля (больше 175°), организуют прогнозируемое движение спутника. Для этого проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси спутника, симметричные относительно точек орбиты, отвечающих максимальному и минимальному углам Солнце-спутник-Земля. Техническим результатом изобретения является уменьшение ошибки прогнозирования движения центра масс спутника и погрешности знания положения фазового центра антенны. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Система ориентации КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), одиннадцать сумматоров, три модуля усиления (МУ), пять интеграторов, четыре модуля компенсации взаимовлияния каналов (МКВК), косинусный преобразователь (КП), синусный преобразователь (СП), два ключа. В установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов ПОЗ и выходных сигналов БОГК в каналах крена и тангажа, корректируют показания БИУС в каналах крена и курса, тангажа, поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, продолжают ориентированный орбитальный полет, вводят в сигнал коррекции в канале тангажа сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу, вычисляют сигнал коррекции БОГК в канале тангажа, дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу, производят обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК, вводят в канал коррекции БОГК по тангажу значение сигнала автокомпенсации в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, вычисляют сигнал коррекции в канале тангажа, вводят в разностный сигнал для каналов крена и курса сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену, вычисляют новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса. Изобретение позволяет компенсировать ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим аппаратом (КА). Устройство орбитального гирокомпаса (ОГК) для управления угловым движением КА содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), сумматоры, интеграторы, вновь введенные сумматоры и интеграторы, модули коррекции, модули компенсации взаимовлияний каналов, гироскопический блок измерителей угловых скоростей (БИУС). Измеряют разность сигналов ПОЗ и выходного сигнала ОГК в каналах крена, добавляют сигнал автокомпенсации, определяемый в зависимости от нового и старого сигналов коррекции, сигнала ПОЗ по крену, выходного сигнала ОГК по крену, коэффициентов интегрирования, корректируют показания БИУС одновременно в каналах крена и курса, осуществляют построение ориентации КА в каналах крена и курса. Изобретение позволяет повысить точность управления угловым движением КА. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Способ включает закрутку КА, измерение расстояния от научной аппаратуры КА по изучению конвекции до оси закрутки, измерение и фиксацию температуры в этой аппаратуре, а также угловой скорости КА. При этом скорость закрутки КА изменяют с учетом взаимообусловленных изменений указанных измеряемых параметров. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности изучения влияния уровня микроускорений на процесс конвекции при управлении ориентацией КА.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при формировании управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата (БПЛА) при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета. Запоминают до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя (РН) электронно-цифровое полетное задание, измеряют кинематические параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, запоминают измеренные параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, измеряют и запоминают кинематические параметры движения центра масс космического БПЛА и время момента формирования управляющего сигнала отделения космического БПЛА от последней ступени РН, сравнивают измеренные значения кинематических параметров движения центра масс космического БПЛА с расчетными значениями полетного задания, отрабатывают сигнал возможного рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического БПЛА в сторону его уменьшения до нулевого значения, формируют управляющий сигнал полетного задания включения корректирующего двигателя космического БПЛА для выполнения уклоняющего маневра. 1 ил.

Изобретение относится к способам создания в космосе связки космического аппарата (КА) с космическим объектом (КО). Контролируют положение в пространстве троса (2), развернутого с борта КА (1), используя датчики видеонаблюдения (4) на КА и/или датчики положения (5) на тросе. Вводят в систему управления КА модель троса, описывающую его конфигурацию и её изменение по времени. Перемещают КА по траектории М0, М1, М2 … Мn его центра масс с помощью двигателей ориентации (6) и маршевых (7), формируя конфигурацию узла (8) вокруг КО (3). Конец троса (2) может быть закреплён на КО (3). Затягивание узла на КО производят дальнейшим движением КА, например, подобным буксировке. Технический результат изобретения заключается в расширении возможностей тросовых систем при решении традиционных и новых задач управления движением различных КО. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов. Устройство ориентации КА по углу крена содержит десять сумматоров, четыре усилителя, четыре интегратора, модель двигателя-маховика, двигатель-маховик, два блока памяти, нормально-разомкнутый переключатель, три нормально-замкнутых переключателя, астродатчик, основной контур ориентации, КА, модель ОКО. Изобретение позволяет повысить точность и надежность ориентации КА по углу крена. 1 ил.

Наверх