Способ коррекции и устройство орбитального гирокомпаса для управления угловым движением космического аппарата



Способ коррекции и устройство орбитального гирокомпаса для управления угловым движением космического аппарата
Способ коррекции и устройство орбитального гирокомпаса для управления угловым движением космического аппарата
Способ коррекции и устройство орбитального гирокомпаса для управления угловым движением космического аппарата
Способ коррекции и устройство орбитального гирокомпаса для управления угловым движением космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2579406:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") (RU)

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для повышения точности угловой ориентации космического аппарата (КА) с использованием орбитального гирокомпаса (ОГК).

В качестве аналога могут быть приняты способ и устройство ОГК КА (см. «Система ориентации и стабилизации изд. 14Ф133. Эскизный проект», с.122-124, рис. 19.7. ФГУП «НИИЭМ»). В этом решении в канале коррекции ОГК по курсу используют изодром, на вход которого подают измеренную разность сигналов прибора ориентации по Земле (ПОЗ) и ОГК в канале крена. При таком способе и устройстве коррекции ОГК устраняют ошибку ориентации КА в канале курса, но вместе с этим в канале крена происходит ухудшение точности - ошибка ориентации ОГК и вместе с ним ошибка ориентации КА увеличивается и становится равной ошибке ПОЗ в канале крена.

Известен также способ и устройство, в которых измерят и накапливают ошибки ориентации ОГК (КА) по крену и курсу и вводят их в контур стабилизации КА как поправки на ориентацию КА в виде постоянных смещений (Системы управления космических комплексов на базе орбитальной станции «Алмаз». Эскизный проект. Система ориентации, с. 6, 72, 188. «НПО Машиностроения». 1990 г.). Суть компенсации заключается в том, что в сигнале коррекции ОГК от ПМВ имеется информация об указанных ошибках в пропорциях, поддающихся простому масштабированию. В соответствии с этим сигнал коррекции измеряют и запоминают. В счетно-решающем приборе запомненный сигнал коррекции масштабируют пропорционально ошибкам в каналах курса и крена и подключают к соответствующим входам исполнительных органов КА, что приводит к смещению углов стабилизации КА по курсу и крену и компенсации, таким образом, ошибок ориентации. Указанный способ и реализующее его устройство имеет следующие существенные недостатки:

- ошибки ориентации не автокомпенсируются, а накапливаются и вводятся как смещения в контур стабилизации КА по крену и тангажу относительно ОГК при переводе ОГК в режим орбитальной гиропамяти;

- компенсируются не ошибки ОГК, а порождаемые ими ошибки КА, в указанном режиме эффект компенсации достигается только на коротком промежутке времени - несколько минут, потом ошибки начинают возрастать и через половину периода орбитального движения первоначальные ошибки ориентации КА удваиваются;

- система ориентации не чувствительна к медленноменяющимся ошибкам ПОЗ.

Наиболее близким аналогом может служить техническое решение, представленное в статье авторов Кэмпбел, Коффи «Цифровые системы отсчета углов». Журнал «Вопросы ракетной техники», 1971 г., №11, с. 63÷88. В нем рассматривается способ и устройство для управления угловым движением КА с использованием ОГК, в состав которого входит бесплатформенный гироскопический измеритель угловой скорости (БИУС), прибор ориентации по Земле (ПОЗ) и вычислитель.

В данном решении применяется способ коррекции ОГК для управления угловым движением КА, заключающийся в том, что для построения ориентации КА в каналах крена и курса измеряют разность сигналов ПОЗ и выходного сигнала ОГК в каналах крена - εγ, которую используют для коррекции показаний БИУС одновременно в каналах крена и курса.

Недостатком такого способа и связанного с ним устройства является то, что он не позволяет скомпенсировать ошибки ОГК по курсу и крену и соответствующие им ошибки ориентации КА по курсу и крену, возникающие из-за детерминированной ошибки ПОЗ по крену. Указанные ошибки ориентации будут составлять:

где α, β - ошибки построения ОСК по крену и курсу соответственно, к1, к2 - коэффициенты коррекции ОГК в каналах курса и крена соответственно, Ω - орбитальная угловая скорость, Δγпоз - суммарная детерминированная и медленноменяющаяся ошибка ПОЗ в канале крена.

Целью предлагаемого решения является устранение указанных недостатков, т.е. создание способа коррекции и устройства ОГК повышенной точности для управления угловым движением КА с автоматической компенсацией (автокомпенсацией) ошибок ОГК как в канале курса, так и в канале крена относительно ОСК, вызванных детерминированными и медленноменяющимися ошибками ПОЗ по крену, включая ошибки установки ПОЗ на КА по крену относительно связанных осей.

Отличие предлагаемого решения заключается в том, что применяют новый способ коррекции ОГК в каналах крена и курса, при котором непосредственно в разностный (корректирующий) сигнал εγ - ПОЗ и ОГК в канале крена вводят сигнал автокомпенсации µγ, при этом новый сигнал коррекции ОГК uγ определяют в соответствии с формулами

;

;

где uγ - новый сигнал коррекции;

εγ - старый сигнал коррекции;

µγ - сигнал автокомпенсации;

γпоз - сигнал ПОЗ по крену;

Δγ - выходной сигнал ОГК по крену;

a 1,…a n - коэффициенты интегрирования;

n - степень, n не ограничивается.

Рассмотрим предлагаемое устройство, позволяющее реализовать новый способ коррекции ОГК.

Согласно решению в устройство угловой ориентации КА с использованием орбитального гирокомпаса по п.1, которое содержит ПОЗ, выход которого по каналу крена подключен к последовательно соединенным первому сумматору, первому модулю коррекции (МК), второму сумматору, третьему сумматору, первому интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу крена, выход первого же сумматора по каналу курса подключен к последовательно соединенным второму МК, четвертому сумматору, пятому сумматору, второму интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу курса, выход ПОЗ по каналу тангажа подключен к последовательно соединенным шестому сумматору, третьему МК, седьмому сумматору и третьему интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу тангажа, а также первый и второй модули компенсации взаимовлияний каналов (МКВК) и гироскопический блок измеритель угловой скорости (БИУС), при этом второй вход первого сумматора подключен к выходу первого интегратора, второй вход шестого сумматора подключен к выходу третьего интегратора, а вторые входы второго, четвертого и седьмого сумматоров подключены к выходам БИУС соответственно по крену, курсу и тангажу, а вторые входы третьего и пятого сумматоров подключены соответственно к выходам первого и второго МКВК, входы которых соединены с выходами второго и первого интеграторов соответственно, дополнительно в цепь первого сумматора введены n последовательно соединенных сумматоров, а также n последовательно соединенных интеграторов, при этом вход первого из n введенных сумматоров подключен к выходу первого сумматора, а выход n-го по счету сумматора подключен одновременно ко входу вновь введенного n-го по счету интегратора и входам первого и второго МК, а каждые выходы введенных интеграторов, начиная с n-ого интегратора, подключены ко вторым входам соответствующих по номерам вновь введенных сумматоров.

На фиг.1 показан пример реализации устройства. На приведенной структурно-функциональной схеме обозначено:

1 - ПОЗ с выходами по крену γПОЗ и тангажу ϑПОЗ соответственно;

2 - БИУС с измерительными осями угловых скоростей КА в проекциях на собственные оси: продольная ось X (по крену) - ωX, вертикальная ось Y (по курсу) - ωY и ось Z (по тангажу) тангажу - ωZ;

3-12 - сумматоры;

13-15 - вновь введенные сумматоры:, 13-й - первый, 15 - n-ый;

16-18 - интеграторы;

19-21 - вновь введенные интеграторы: 19-й - 1-й, …, 21-й - n-ый;

22-23 - модули коррекции (МК);

24-25 - модули компенсации взаимовлияний каналов (МКВК);

Δγ, , Δψ, , Δϑ, - выходы СО по углам и угловым скоростям соответственно по крену, курсу и тангажу, поступающие в контур стабилизации КА;

γПОЗ, ϑПОЗ - сигналы ПОЗ по крену и тангажу;

εγ, εϑ - сигналы коррекции ОГК по крену и тангажу соответственно;

µγ - сигнал автокомпенсации;

ωX, ωY, ωZ - сигналы БИУС, соответствующие проекциям абсолютной угловой скорости КА на связанные оси по крену, курсу и тангажу;

K1, K2, K3 - коэффициенты коррекции;

а 1a n - коэффициенты автокомпенсации;

Ω - орбитальная угловая скорость КА.

Сигналы БИУС 2 интегрируются на интеграторах 16, 17, 18 и поступают в контур стабилизации КА по крену - Δγ, по курсу - Δψ и по тангажу - Δϑ. Для приведения КА к местной вертикали по крену и тангажу сигналы гироскопического датчика необходимо корректировать. С этой целью сигналы ПОЗ 1 и интегралы от угловых скоростей БИУС в каналах крена - Δγ и тангажа - Δϑ сравниваются на сумматорах 3 и 12, откуда разностные сигналы - εγ и εϑ через модули коррекции 22 и 23 соответственно поступают на сумматоры 7 и 9, где корректируют показания БИУС 2. Приведение ИСЗ по курсу в плоскость орбиты производится в режиме гирокомпасирования. Для этого разностный сигнал εγ (построителя вертикали ПОЗ 1 по крену и интегратора 16 - выход ОГК по крену) подается на модуль коррекции 23 в канале курса. Усиленный сигнал сравнивается с сигналом БИУС 2 на сумматоре 9 и подается на интегратор 17, на выходе которого формируется сигнал стабилизации ИСЗ по каналу курса - Δψ и осуществляется приведение КА в плоскость орбиты. В процессе приведения КА к орбитальной системе координат блоки МКВК 25 и 26 устраняют взаимовлияния каналов курса и крена (соответственно) вследствие возникающих проекций орбитальной угловой скорости на связанные оси крена и курса КА в процессе стабилизации КА по углам Δψ и Δγ.

Вновь введенные элементы - интеграторы 19, 20, 21, и сумматоры 13, 14, 15, и новые связи - позволяют полностью компенсировать указанные выше ошибки ОГК по курсу и крену и соответствующие им ошибки ориентации КА путем выработки сигнала автокомпенсации - µγ. Причем происходит это автоматически, т.е. ошибки автокомпенсируются.

Покажем это на примере. В соответствии с фиг.1 линеаризованные уравнения движения ОГК имеют вид:

;

;

;

;

где uγ - новый сигнал коррекции ОГК по крену;

εγ - старый сигнал коррекции ОГК по крену;

µγ - сигнал автокомпенсации;

γПОЗ - сигнал ПОЗ по крену;

Δγ - выходной сигнал ОГК по крену;

а 1a n - коэффициенты интегрирования;

n - степень системы коррекции;

εϑ - сигнал коррекции ОГК по тангажу.

;

;

;

;

;

;

;

,

где дополнительно обозначено:

ψ, ϑ, γ, , , - углы и угловые скорости КА относительно ОСК по курсу, тангажу и крену соответственно;

α, θ, β - ошибки ориентации ОГК относительно ОСК по курсу, тангажу и крену соответственно;

ΔγПОЗ, ΔϑПОЗ - детерминированные инструментальные ошибки ПОЗ в каналах крена и тангажа соответственно, включая также ошибки установки ПОЗ на КА относительно связанных осей по крену и тангажу.

На фиг.2, 3 показаны результаты моделирования полных уравнений движения КА (в качестве исполнительных органов использовались двигатели-маховики).

На фиг.2 показано движение и установившиеся ошибки КА без элементов автокомпенсации (коэффициенты коррекции а 1a n=о), при этом:

, , , ΔγПОЗ=ΔϑПОЗ=0,5°=30 угл. мин.

Из приведенного графика видно, что при нулевых начальных условиях ориентации:

система ориентации после завершения переходных процессов (t→∞) под влиянием ошибки ПОЗ в канале крена ΔγПОЗ накапливает большие ошибки в каналах курса ψ и крена γ, аналитический вид которых и числовые значения следующие (канал тангажа является независимым и в дальнейшем не рассматривается):

При этом в канале курса ошибка ориентации КА составляет примерно половину ошибки ПОЗ по крену, а в канале крена ошибка ориентации КА практически равна полной ошибке ПОЗ по крену.

На фиг. 3 показаны графики ошибок КА с включенной автокомпенсацией . Здесь для простоты взят случай для а 2a n=0, т.е. степень астатизма системы равна 1.

Из приведенного графика видно, что накопленные ранее ошибки (см. фиг. 2) после включения автокомпенсации стремятся к нулю в обоих каналах (крена и курса) и по завершению переходных процессов (t→∞) принимают нулевые значения:

ψ=α=0 угл. мин;

γ=β=0 угл. мин.

Таким образом, достигается полная и автоматическая компенсация детерминированных ошибок ориентации КА не только в канале курса, но и в канале крена.

Рассмотренный пример дан для n=1. С увеличением степени n улучшается амплитудно-частотная характеристика контура коррекции, но при этом усложняется синтез системы.

ОГК в режиме автокомпенсации абсолютно устойчив, что подтверждается теоретическими расчетами и приведенным моделированием на интервале времени 86400 с, что соответствует 16 виткам или 24 часам орбитального полета КА.

В общем случае характеристическое уравнение системы имеет вид:

где оператор Лапласа,

.

В соответствии с критерием Рауса-Гурвица система коррекции устойчива при любой степени - n, т.к. из характеристического уравнения непосредственно следует положительность всех коэффициентов при степенях s, при этом определители Рауса-Гурвица можно всегда подобрать положительными, т.к. коэффициенты bn=а 1a n выбираются и назначаются произвольно, т.е. они не обременены собственными свойствами системы коррекции ОГК. В этой связи интересен случай, когда а 1a n выбираются настолько малыми, что контур коррекции ОГК будет работать, практически не замечая влияния µγ на динамику движения. Тем не менее, автокомпенсация ошибок в каналах крена и курса со временем произойдет.

Ввиду того, что система чувствительна к детерминированным ошибкам ПОЗ в канале крена, включая ошибку установки ПОЗ относительно связанных осей КА, то будут автокомпенсироваться и медленноменяющиеся ошибки с периодами изменения значительно большими времени переходного процесса в контуре автокомпенсации, что вполне достаточно для практических целей. На фиг. 4 иллюстрируется автокомпенсация ошибок СО для случая медленноменяющейся гармонической ошибки ПОЗ, амплитуду которой положим раной 10% (0,05°) от начального значения (0,5°) детерминированной ошибки ПОЗ: ,

т.е. в данном примере ПОЗ имеет постоянную и медленноменяющуюся (с частотой изменения в 10 раз меньшей частоты орбитального движения) ошибки.

Из результатов моделирования видно, что автокомпенсация воздействует на обе ошибки ориентации КА - по курсу и крену, полностью компенсирует постоянные составляющие ошибок и практически полностью устраняет их медленноменяющиеся составляющие.

1. Способ коррекции орбитального гирокомпаса (ОГК) для управления угловым движением космического аппарата (КА), заключающийся в том, что для построения ориентации КА в каналах крена и курса измеряют разность сигналов прибора ориентации по Земле (ПОЗ) и выходного сигнала ОГК в каналах крена - εγ, по которой корректируют показания блока гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) одновременно в каналах крена и курса, отличающийся тем, что в разностный сигнал εγ добавляют сигнал автокомпенсации µγ, при этом новый сигнал коррекции uγ определяют в соответствии с формулами
uγγγ;


где uγ - новый сигнал коррекции;
εγ - старый сигнал коррекции;
µγ - сигнал автокомпенсации;
γпоз - сигнал ПОЗ по крену;
Δγ - выходной сигнал ОГК по крену;
a1, a2, …, an - коэффициенты интегрирования;
n - степень, n не ограничивается.

2. Устройство ОГК для управления угловым движением КА по п.1, содержащее ПОЗ, выход которого по каналу крена подключен к последовательно соединенным первому сумматору, первому модулю коррекции (МК), второму сумматору, третьему сумматору, первому интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу крена, выход первого же сумматора по каналу курса подключен к последовательно соединенным второму МК, четвертому сумматору, пятому сумматору, второму интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу курса, выход ПОЗ по каналу тангажа подключен к последовательно соединенным шестому сумматору, третьему МК, седьмому сумматору и третьему интегратору, выход которого образует выход ОГК по каналу тангажа, а также первый и второй модули компенсации взаимовлияний каналов (МКВК) и гироскопический блок измерителей угловой скорости (БИУС), при этом второй вход первого сумматора подключен к выходу первого интегратора, второй вход шестого сумматора подключен к выходу третьего интегратора, а вторые входы второго, четвертого и седьмого сумматоров подключены к выходам БИУС соответственно по крену, курсу и тангажу, а вторые входы третьего и пятого сумматоров подключены соответственно к выходам первого и второго МКВК, входы которых соединены с выходами второго и первого интеграторов соответственно, отличающееся тем, что в цепь первого сумматора введены n последовательно соединенных сумматоров, а также n последовательно соединенных интеграторов, при этом вход первого из n введенных сумматоров подключен к выходу первого сумматора, а выход n-го по счету сумматора подключен одновременно ко входу вновь введенного n-го по счету интегратора и входам первого и второго МК, а каждые выходы введенных интеграторов, начиная с n-го интегратора, подключены ко вторым входам соответствующих по номерам вновь введенных сумматоров.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН).

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.

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.

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 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 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 области технической кибернетики и может быть использовано в автоматизированных системах управления подготовкой к пуску и проведению пусков ракет-носителей космического назначения различного класса, а также в автоматизированных системах управления технологическими процессами сборки и проведения испытаний сложных технических объектов. Технический результат заключается в обеспечении параллельного контроля параметров объекта и хода работ с объектом, что снижает вероятность развития аварийной ситуации. Способ позволяет визуализировать контролируемые параметры объекта, ход работ с объектом и оперативно формировать управляющие и информационные сообщения. В систему в дополнение к блоку визуализации контролируемых параметров и блокам хранения плановых, фактических и архивных графиков операций с объектом включен блок ручного, автоматизированного и автоматического формирования управляющих сообщений. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор. Гидравлический конденсатор содержит корпус со штуцером, патрубок со стенкой с отверстиями, направленными по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель. Изобретение позволяет повысить энергомассовые характеристики ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения на орбите с другими телами, в частности, космическим мусором. Способ включает импульсное расталкивание и разведение связанных тросом модулей, образующих КА, для их вывода из опасной зоны. После развертывания троса и фиксации его длины связку модулей переводят в режим попутного маятникового движения. По его завершении осуществляют взаимное сближение модулей, выбирая трос, и последующую их стыковку. Подача и выборка троса выполняются с постоянной силой натяжения, перегрузка от которой пропорциональна величине импульса скорости расталкивания модулей. Технический результат изобретения направлен на упрощение технологии, средств и алгоритмов управления данным маневром уклонения КА. 4 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты. Траектория спуска КА делится на два условных участка. На первом из них производят интенсивный разворот КА по курсу в положение, при котором вектор его скорости попадает в вертикальную плоскость, проходящую через заданную точку посадки. Затем осуществляют полет КА в сформированной вертикальной плоскости, где путем управления углом атаки достигают требуемой продольной дальности спуска. Техническим результатом изобретения является повышение точности посадки КА в заданную область поверхности планеты. 2 ил.
Наверх