Способ синхронизации угловых скоростей движения активного космического аппарата с пассивным космическим аппаратом

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано, в частности, для стыковки активного КА с пассивным КА. Способ включает управление угловыми скоростями активного КА по данным наблюдения с его борта пассивного КА. При этом наблюдают фигуру треугольника, вершинами которого являются изображения трех отражающих элементов, установленных на пассивном КА на максимальном удалении от его центра масс. Управление выполняют до регистрации на активном КА устойчивой неподвижной фигуры треугольника. Техническим результатом изобретения является осуществление синхронизации угловых скоростей КА относительно простыми средствами.

 

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано для организации стыковки активного космического аппарата (АКА) с пассивным космическим аппаратом (ПКА), например, при проведении операций орбитального обслуживания.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №4542963/11, МПК B64G 1/24, 1991 год «Система стабилизации космического аппарата» (Гришин В.Н., Дубчак B.C., Климов В.А., Охапкин В.А., Папков О.В.). Система стабилизации КА содержит каналы управления по тангажу и рысканью из последовательно соединенных датчика отклонения углового ускорения и угловой скорости, суммирующего усилителя и рулевой машинки, датчика отклонения линейного ускорения и линейной скорости, двигательной установки, камера сгорания которой установлена с возможностью линейного перемещения вдоль поперечной оси КА. Данная система обеспечивает автономное управление КА безотносительно его движения по сравнению с другими космическими объектами и поэтому является неэффективной для проведения операций орбитального обслуживания.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2012125987/11, МПК B64G 1/24, B64G 1/26, 2010 год «Стабилизация движения неустойчивых фрагментов космического мусора» (Поулос Деннис, США). Предложенный способ относится к управлению движением космических объектов и обеспечивает стабилизацию относительного движения фрагментов космического мусора (вокруг собственного центра масс). Способ стабилизации движения указанных фрагментов включает приложение силы к фрагменту в определенных расчетных точках. Силу, воздействующую на фрагмент, создают с использованием пневматического действия газового факела, генерируемого на борту находящегося рядом КА. Газовый факел может создаваться устройствами типа ракетных двигателей разного рода. При этом возможно одновременное изменение орбиты фрагмента космического мусора. К недостаткам способа следует отнести сложность позиционирования ракетных двигателей КА относительно фрагмента космического мусора, а также необходимость компенсации импульса, создаваемого этими ракетными двигателями, для удержания КА в требуемой орбитальной позиции.

Известно защищенное патентом изобретение - прототип: заявка №2012136164/11, МПК B64G 1/64, 2012 год «Способ стыковки космических аппаратов и устройство для его реализации» (Трушляков В.И., Юткин Е.А., Макаров Ю.Н., Олейников И.И., Шатров Я.Т.). Согласно способу выполняют стыковку двух КА, один из которых пассивный (ПКА), а другой, сближающийся с ним, - активный (АКА). Способ включает использование самонаводящегося космического микробуксира (КМБ) для доставки троса, выпускаемого с АКА при сближении с ПКА на минимальное расстояние и оснащенного стыковочным штырем. Далее выполняют стягивание ПКА и АКА с помощью троса. Способ отличается тем, что в качестве устройства зацепления на ПКА используют сопло маршевого двигателя, вводят стыковочный штырь в камеру двигателя и при проходе критического сечения двигателя, достигнув передней стенки камеры сгорания, последовательно задействуют устройства фиксации и стягивания, установленные на стыковочном штыре. В процессе стягивания синхронизируют угловые скорости связки (КМБ+ПКА) и АКА, совмещают продольные оси АКА и связки (КМБ+ПКА) с направлением линии, соединяющей их центры масс, осуществляют стабилизацию углового положения, с помощью продольных ускорений, развиваемых двигателями АКА и КМБ, осуществляют снижение натяжения троса до минимального. После касания связки (КМБ+ПКА) с посадочным местом на АКА осуществляют фиксацию связки с помощью системы, установленной на АКА. Недостатком способа является механическое повреждение двигательной установки ПКА устройством фиксации, что исключает возможность дальнейшего использования ПКА при проведении операций орбитального обслуживания.

Целью предлагаемого изобретения является синхронизация угловых скоростей движения активного космического аппарата с пассивным космическим аппаратом.

Указанная цель достигается в заявляемом способе синхронизации угловых скоростей движения АКА с ПКА. Согласно способу управляют угловыми скоростями движения активного космического аппарата по данным наблюдения пассивного космического аппарата. Сущность способа заключается в том, что наблюдают фигуру треугольника, вершинами которого являются изображения отражающих элементов, установленных на пассивном космическом аппарате и расположенных на максимальном удалении от его центра тяжести, а управление угловыми скоростями движения активного космического аппарата выполняют до момента регистрации неподвижной фигуры треугольника.

Обоснование практической реализуемости заявляемого способа заключается в следующем. На АКА устанавливают генератор излучения, устройство приема сигналов, отраженных от ПКА, и аппаратуру преобразования принятых сигналов в изображение на плоском регистраторе (ПЗС матрице или плоском экране), пространственное положение которого жестко фиксировано в собственной системе координат АКА. На ПКА устанавливают три отражающих элемента, которые расположены на максимальном удалении от его центра тяжести и в пределах ~4π стерадиан и имеют высокий коэффициент отражения излучения, генерируемого АКА, по сравнению с другими элементами конструкции ПКА. На плоском регистраторе АКА изображение отражающих элементов ПКА будет представлено в виде трех светящихся точек, которые образуют фигуру треугольника. Условие максимального удаления отражающих элементов от центра тяжести ПКА обеспечивает максимальное линейное разрешение светящихся точек в плоскости регистратора.

Произвольное угловое движение ПКА вызывает изменение фигуры треугольника: изменяются длины сторон треугольника, периодически исчезает одна из вершин треугольника и треугольник преобразуется в отрезок прямой линии. Последнее происходит за счет затенения одного из отражающих элементов элементами конструкции ПКА в процессе его углового движения.

Для синхронизации угловых скоростей движения АКА с ПКА алгоритм управления движением АКА включает следующие основные процедуры.

На первом этапе включением двигателей ориентации и коррекции АКА обеспечивают постоянное присутствие изображения всех трех отражающих элементов на плоском регистраторе АКА. При этом варьируют момент импульса АКА относительно оси, совпадающей с пространственной ориентацией отрезка прямой линии, который наблюдается на плоском регистраторе в момент исчезновения изображения одного из отражающих элементов. Направление момента выбирают так, чтобы минимизировать скорость перемещения изображения исчезающего элемента в плоскости регистратора.

На втором этапе минимизируют скорость изменения длины сторон треугольника, вершины которого образованы изображениями отражающих элементов ПКА. При этом варьируют момент импульса АКА относительно оси, перпендикулярной пространственной ориентации контролируемой стороны треугольника. Коррекцию движения АКА выполняют до появления на плоском регистраторе устойчивого изображения треугольника, длина сторон которого остается неизменной.

На третьем этапе исключают вращательное движение треугольника в плоскости регистратора и в результате получают неподвижную фигуру треугольника. При этом варьируют момент импульса АКА относительно оси, перпендикулярной плоскости регистратора.

Реализация изложенного алгоритма обеспечивает синхронизацию угловых скоростей АКА с ПКА. Далее выполняется операция стыковки с использованием технических устройств, заранее предусмотренных конструкцией космических аппаратов. Особенности крепления отражающих элементов на ПКА и устройства стыковки АКА-ПКА определяются на этапах проектирования и экспериментальной отработки КА исходя из условия выполнения заданных операций орбитального обслуживания.

Способ синхронизации угловых скоростей активного космического аппарата с пассивным космическим аппаратом, в котором управляют угловыми скоростями активного космического аппарата по данным наблюдения пассивного космического аппарата, причем наблюдают фигуру треугольника, вершинами которого являются изображения трех отражающих элементов, установленных на пассивном космическом аппарате и расположенных на максимальном удалении от его центра тяжести, а управление угловыми скоростями выполняют до момента регистрации неподвижной фигуры треугольника.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к методам и средствам соединения и разделения космических объектов. При запуске двух спутников один из них прикрепляют к подвижной части (4В), а другой помещают в неподвижную часть (4А) камеры (4).

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах отделения космических аппаратов (КА). Система отделения КА, установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя (РН) и КА, содержит корпус, состоящий из силовых опор и стенок с замками и толкателями, болтовые соединения, дискретно размещенные по периметру корпуса демпфирующие узлы, состоящие из резиновых прокладок и пластинчатых упоров с резьбовыми отверстиями, промежуточную раму, элементы крепления, резьбовые стыковочные элементы.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения автоматической стыковки космических аппаратов. Стыковочное устройство для космических аппаратов содержит стыковочный агрегат со шпангоутом, закрепленным на корпусе космического аппарата, и крышку люка, на внешней стороне которой закреплен приемный конус, заканчивающийся гнездом в форме стакана с продольными прорезями.

Изобретение относится к средствам и инструментам внекорабельной деятельности. Предлагаемое активное устройство фиксации использует привод инструмента манипулятора.

Изобретение относится к стыковочным средствам и инструментам внекорабельной деятельности. Устройство содержит корпус (1), закрепленный на внешней поверхности космического корабля, с кольцом (2), имеющим направляющие выступы (3) и датчики касания (4) с взаимодействующим активным устройством (АУ).

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных обтекателях (ГО) ракет космического назначения (РКН). ГО для РКН представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержит внешний несущий слой из углепластика, внутренний несущий слой, металлический сотовый заполнитель в виде одинаковых по массе и размеру пластин с термитно-зажигающей смесью (ТЗС) с окислителем, которым является хлорат калия или перхлорат калия, порошкообразным металлом, которым является магний, или алюминий, или титан, или сплав, и связующим, которым является коллоксилин.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в устройствах разделения элементов ракет. Безимпульсный делитель, установленный на разделяемой оболочке пространственной формы, содержит детонирующий удлиненный заряд (ДУЗ), инициатор ДУЗа, вставку в виде выступа П-образной формы с завулканизированным эластомером, Г-образную разрезную пластмассовую втулку.
Изобретение относится к управлению движением стыкуемых космических аппаратов (КА). Способ обеспечивает касание активного (АК) и пассивного (ПА) КА с требуемыми значениями скорости, для чего регулируют скорость причаливания в зависимости от дальности. По внешней команде автоматическую ориентацию АК производят относительно той же системы координат, в которой ориентирован стыковочный узел ПК. Управление движением центра масс АК в плоскости, перпендикулярной продольной оси АК, осуществляют по углу отклонения стыковочной мишени относительно поддерживаемой системы координат. Этот угол определяют визуально по отклонению выносного креста мишени относительно перекрестия оптического средства наблюдения внешней обстановки. Техническим результатом изобретения являются повышение качества управления причаливанием при наличии взаимосвязи каналов управления, запаздываний в каналах передачи изображения мишени и при передаче команд от ручек управления на АК.
Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам, предназначенным для управляемого разделения конструктивных элементов летательных аппаратов. В устройстве для разделения элементов конструкций летательных аппаратов содержится замок электростатический (ЗЭС), удерживаемый в закрытом состоянии силой электростатического притяжения, возникающей между электрическими зарядами противоположного знака. Основным элементом ЗЭС является контактная пара электродов, разделенная слоем диэлектрика. С помощью ЗЭС разделение элементов конструкций летательного аппарата происходит предельно естественно и плавно. При подаче сигнала на разделение и открытии ЗЭС сила удержания элементов в единой конструкции мгновенно уменьшается. Техническим результатом изобретения является плавность разъединения конструкции и снижение возможности возникновения дополнительных статических или динамических нагрузок в элементах или между элементами летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к средствам фиксации и быстрого дистанционного разделения элементов конструкций космических аппаратов (КА), их частей и других изделий. Устройство содержит узлы крепления панелей и сочленения в виде стаканов с коническими впадинами и выступами, взаимодействующими между собой и несущей конструкцией. Панели установлены на КА по сопрягаемым выступам и впадинам стаканов. В стаканах установлены стержни с поясами звездообразных зубьев и выступами. Эти зубья сцепляются с зубьями во впадинах стаканов. Выступы (9) одного стержня совмещаются с впадинами (10) следующего за ним другого стержня. Сверху сборки установлен пружинный привод. Стержни управляются промежуточными стержнями (12) с рычагами (13), объединенными в единый механизм тягами (14). Имеется замыкающий рычаг с одним или более (при поэтапном разделении) пирофиксаторами. При подаче команды на разделение пирофиксатор освобождает замыкающий рычаг, а с ним и все промежуточные рычаги (13), которые пружиной указанного привода перемещаются в положение «РАСЧЕКОВАНО». Техническим результатом изобретения является отсутствие разрушаемых и извлекаемых элементов, снижение количества и мощности пиротехнических средств и упрощение обслуживания устройства. 8 ил.

Изобретение относится к средствам фиксации и разделения элементов космического аппарата. Устройство состоит из отделяемой (ОЧ) и стационарной (СЧ) частей. ОЧ включает в себя крышку с отверстием под штырь (4), гайку (5), пружину (6), шайбу (7) и др. элементы. СЧ включает в себя корпус, шайбу, взаимодействующие с сухарями ролики (14) и с конической частью штыря (4) – ролики (15), пружину кручения (16), датчик разделения (20) и др. элементы. Корпус СЧ закрепляется на корпусе космического аппарата. При разделении ОЧ и СЧ в результате срабатывания пироузла освобождается и поворачивается под действием пружины (16) шайба, приводящая во вращение ролики (14). Ролики перекатываются по внутренней поверхности шайбы и по поверхности сухарей – до освобождения сухарей (для их поворота в осях (19)) и роликов (15) (для отпускания штыря (4)). Штырь вытягивается из корпуса СЧ в крышку ОЧ под действием пружины (6). Вследствие перемещения стакана (21) срабатывает датчик (20). От заклинивания при разделении служат пружина (22) в стакане (21) и рессора, расположенная между крышкой ОЧ и корпусом СЧ. Технический результат изобретения заключается в более высокой надежности освобождения раскрываемых элементов космических аппаратов, меньших габаритах и большей информативности устройства. 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В способе минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) ракеты-носителя (РН) на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю. По результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ. На ОЧ размещают пиротехнический состав. При сжигании пиротехнический состав обеспечивает нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит их горение в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижении высоты 25-30 км осуществляют зажигание ОЧ с использованием зажигающего состава. Техническим результатом изобретения является максимальное снижение площадей, выделяемых под районы падения ОЧ РН. 5 з.п. ф-лы, 1 табл.

Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам разъединения тяг, относящихся к разным, разделяемым между собой ступенями. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты выполнено в виде установленного на корпусе ракеты с возможностью разъединения двух звеньев (в момент разделения ступеней ракеты) механизма управления рулями. Одно звено кинематически связано с валом аэродинамического руля, который размещен на маршевой ступени ракеты. Другое звено связано с газовым рулем, который размещен на стартовой ступени. Звено, связанное с валом аэродинамического руля, содержит качалку, шарнирно установленную на маршевой ступени, на концах которой выполнены два паза. Один паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на рычаге вала аэродинамического руля. Другой паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на шарнирно установленной на стартовой ступени качалке звена, связанного с газовым рулем. При этом концы качалки шарнирно соединены с парой тяг, шарнирно соединенных с качалкой газового руля. Упрощает конструкцию устройства разделения ступеней двухступенчатой ракеты с возможностью разъединения звеньев механизма управления рулями. 2 ил.

Изобретение относится к бортовой автоматике изделий ракетной, ракетно-космической, авиационной, специальной техники, главным образом к агрегатам и системам стыковки и разделения частей летательных аппаратов, в частности к системам разведения детонационных команд от инициирующих устройств к исполнительным узлам, например системам разделения, а также к устройствам взрывной логики - пиротехническим временным устройствам. Заряд-усилитель для трансляторов детонации бортовой автоматики летательных аппаратов содержит металлический корпус в виде тонкостенного металлического колпачка с размещенным внутри него комбинированным зарядом взрывчатого вещества, состоящим из двух запрессовок разной плотности, причем высокоплотная часть заряда расположена в донной части колпачка. Заряд-усилитель дополнительно снабжен кольцевым зарядом, установленным заподлицо во втулке из инертного неметаллического материала и контактирующим с комбинированным зарядом со стороны его низкоплотной части. В заряде-усилителе со стороны открытого торца колпачка выполнен глухой осевой канал, у которого глубина доходит до половины длины низкоплотной части комбинированного заряда, а диаметр соответствует наружному диаметру транслятора детонации. Наружный диаметр кольцевого заряда не менее чем в три раза превышает диаметр транслятора детонации, а края колпачка со стороны его открытого торца закатаны вовнутрь к оси корпуса с образованием буртика, обеспечивающего плотный контакт всех частей заряда. Изобретение позволяет повысить надежность инициирования детонации в ДУЗ чрезвычайно малого калибра, диаметром порядка 0,5-0,7 мм, снизить уровень ударно-волновых нагрузок при срабатывании таких зарядов, улучшить технологичность и повысить безопасность работ с устройством. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к устройствам стыковки и управления относительным движением космических объектов. Устройство (1) включает в себя корпус (10) с отсеком (11) и вал (20), выполненный с возможностью вращения вокруг первой оси (А1). Вращающийся узел (30) выполнен с возможностью вращения вокруг второй оси (А2) с той же скоростью - благодаря средству (70) - что и вал (20). Средство (40) для захвата целевого объекта, например космического мусора (D), закреплено на узле (30). Тормозной узел (50) служит для подавления вращения валов (20) и (32а), а узел (60) (маховик) – для подавления реактивного момента вращения корпуса (10), возникающего при запуске узла (50). Соединение средства (40) с объектом (D) может быть осуществлено с помощью клея. Техническим результатом изобретения является возможность подавления вращения целевого объекта, совершающего произвольное (заранее не заданное) вращательное движение в космосе. 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН). В способе отделения полезной нагрузки применяют подбор пружинных толкателей с различной энергией, при этом пружинные толкатели с максимальной и минимальной энергией располагают диаметрально противоположно друг другу, определяют смещение энергии пружин толкателей и радиус смещения энергии пружин толкателей относительно геометрического центра масс. С целью исключения закручивания ПН относительно продольной оси продольные толкатели располагают попеременно с правой и левой навивкой. Техническим результатом изобретения является обеспечение отделения ПН с заданной линейной скоростью и исключение закручивания ПН относительно продольной оси. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН). В способе отделения полезной нагрузки применяют подбор пружинных толкателей с различной энергией, при этом пружинные толкатели с максимальной и минимальной энергией располагают диаметрально противоположно друг другу, определяют смещение энергии пружин толкателей и радиус смещения энергии пружин толкателей относительно геометрического центра масс. С целью исключения закручивания ПН относительно продольной оси продольные толкатели располагают попеременно с правой и левой навивкой. Техническим результатом изобретения является обеспечение отделения ПН с заданной линейной скоростью и исключение закручивания ПН относительно продольной оси. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов и может быть использовано, в частности, для стыковки активного КА с пассивным КА. Способ включает управление угловыми скоростями активного КА по данным наблюдения с его борта пассивного КА. При этом наблюдают фигуру треугольника, вершинами которого являются изображения трех отражающих элементов, установленных на пассивном КА на максимальном удалении от его центра масс. Управление выполняют до регистрации на активном КА устойчивой неподвижной фигуры треугольника. Техническим результатом изобретения является осуществление синхронизации угловых скоростей КА относительно простыми средствами.

Наверх