Способ определения деформации корпуса космического аппарата в полете


 


Владельцы патента RU 2605232:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к космической технике. В способе определения деформации корпуса КА в полете фиксируют на внутренней поверхности иллюминатора КА в заданном положении фотокамеру, выбирают в качестве реперных точек ориентиры на внешней поверхности КА, попавшие в поле зрения фотокамеры, и фиксируют направления от фотокамеры на реперные точки. В процессе полета измеряют острый угол α между нормалью к плоскости, касательной к внешней поверхности КА в реперной точке, и направлением на Солнце. Измеряют острый угол β между оптической осью фотокамеры и направлением на Солнце. Для достижения требуемой освещенности фотографируемой реперной точки изменяют ориентацию КА до достижения углом α заданного значения, а углом β значения, превышающего величину угла поля зрения фотокамеры. Выполняют серию снимков реперной точки за выбранный интервал полета. Последовательно накладывают полученные снимки реперной точки друг на друга и по смещению изображения реперной точки на снимке определяют деформацию корпуса КА. Техническим результатом изобретения надежное и точное определении деформации корпуса КА.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения величины деформации различных частей корпуса космического аппарата (КА) в полете.

Космические аппараты (спутники, космические корабли, орбитальные станции и т.д.) подвержены деформации на разных этапах, т.е. при их создании, испытаниях, транспортировке, выведении на орбиту и в орбитальном полете. Определение деформаций является важной задачей и ее решению посвящено большое количество работ [1] Телянер Б.Е. и др. Технология ремонта корпуса и судна. Л.: Судостроение. Например, известен патент RU 2380273 С2 на Способ ведения измерений в ходе контроля местных остаточных деформаций корпуса судна [2]. Недостатки известных способов определения деформаций связаны с тем, что их применение не возможно на орбите космического аппарата.

Вместе с тем проблема деформации корпуса космического аппарата в полете является чрезвычайно сложной. Деформация корпуса КА в полете обусловлена двумя основными причинами. Во-первых, перепадом давления внутри КА и снаружи. Во-вторых, изменением температуры на корпусе КА в процессе орбитального движения (вход КА в тень Земли и выход из тени, изменение ориентации КА относительно Солнца). Указанные факторы приводят к деформации корпуса КА и отклонению чувствительных осей установленных на корпусе приборов на 1°-2°. Это является недопустимым при анализе большинства выполняемых научных экспериментов. Поэтому в полете деформации корпуса КА и отклонения чувствительных осей приборов должны быть определены и учтены. С этой целью для определения деформаций во время полета ОК «Мир» был предложен способ [3] Беляев М.Ю., Ефимов Н.И., Банит Ю.Р., Франк Ч., Фойхт У. Определение областей визирования камеры MOMS-2P во время съемок земной поверхности. Труды 31-32 Чтений К.Э. Циолковского. Секция «Проблемы ракетной и космической техники». М., ИИЕТ РАН, 1999, с. 83-94. Предложенный способ-прототип включает определение на борту базовых направлений и измерение углового расстояния между ними. В качестве базовых направлений выбирались направления на звезды, Солнце, Землю. Соответственно использовались звездный, солнечный и др. датчики, входящие в систему ориентации станции. Основным недостатком данного способа является то, что он может быть использован для определения деформации только в месте установки датчика, измеряющего базовое направление. Датчики и приборы стоят только в определенных местах на корпусе КА, и в процессе полета установка новых датчиков и приборов на корпусе КА является чрезвычайно сложной или даже невозможной задачей.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является определение деформации корпуса КА в местах, не ограниченных установкой приборов измерения базовых направлений.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в повышении надежности и точности определения деформации корпуса КА даже при отсутствии заранее установленных датчиков и приборов, измеряющих базовые направления.

Технический результат достигается тем, что в способе определения деформации корпуса космического аппарата в полете, включающем определение на борту космического аппарата базовых направлений и измерение углового расстояния между ними, фиксируют на внутренней поверхности иллюминатора космического аппарата в заданном положении фотокамеру, выбирают в качестве реперных точек ориентиры на внешней поверхности космического аппарата, попавшие в поле зрения фотокамеры, и фиксируют направления от фотокамеры на реперные точки, в процессе полета измеряют острый угол α между нормалью к плоскости, касательной к внешней поверхности космического аппарата в реперной точке, и направлением на Солнце, измеряют острый угол β между оптической осью фотокамеры и направлением на Солнце, для достижения требуемой освещенности фотографируемой реперной точки изменяют ориентацию космического аппарата до достижения углом α заданного значения, а углом β значения, превышающего величину угла поля зрения фотокамеры, выполняют серию снимков реперной точки за выбранный для определения деформации корпуса космического аппарата интервал полета, последовательно накладывают полученные снимки реперной точки друг на друга и по смещению изображения реперной точки на снимке определяют деформацию корпуса космического аппарата.

За счет выполнения предлагаемых действий определение деформации корпуса КА выполняется надежно, точно и даже при отсутствии измерений от датчиков измерения базовых направлений, установленных на корпусе КА.

Действительно, установив и зафиксировав на внутренней поверхности иллюминатора фотокамеру, можно выполнять обзор внешней поверхности КА. Выбрав на внешней поверхности КА реперные точки, можно выполнить их съемку. Реперными точками могут быть характерные элементы конструкции: концы антенн, части приборов и т.д. Для выполнения съемки требуется обеспечить необходимые условия освещенности фотографируемых элементов конструкции. Фотографируемый элемент конструкции должен быть достаточно освещен. Кроме того, солнечные лучи не должны попадать в поле зрения фотокамеры. Для этого в процессе полета измеряют углы α и β и изменяют ориентацию КА до достижения углами α и β значений, при которых реализуется требуемая освещенность фотографируемой реперной точки. Угол α отсчитывается от плоскости, касательной к внешней поверхности КА в реперной точке. Обычно корпус КА и модули орбитальной станции имеют цилиндрическую форму. Плоскость, относительно которой отсчитывается угол α, также удобнее считать, например, касательной к цилиндрической поверхности, проходящей через реперную точку и имеющей ось симметрии, совпадающую с осью симметрии корпуса КА или модуля орбитальной станции, на которой располагается реперная точка. Заданное значение угла α обеспечивает достаточную освещенность при съемке реперной точки и отсутствие ярко выраженных длинных теней от элементов конструкции. Обычно заданное значение острого угла α составляет значение, превышающее 30°÷40°. Выбор значения угла β также осуществляется для обеспечения благоприятных условий освещенности при фотографировании (Солнце не должно попадать в поле зрения фотокамеры).

После этого выполняют серию снимков реперной точки за выбранный для определения деформации корпуса КА интервал полета. Затем последовательно накладывают полученные снимки реперной точки друг на друга (кадры при съемке лучше делать полупрозрачными). Деформацию корпуса КА определяют по смещению изображения реперной точки на полученных снимках. Современные фотокамеры позволят фиксировать изменение конструктивных элементов до долей миллиметра. Анализируя серию последовательно полученных снимков фотокамерой, жестко закрепленной на иллюминаторе КА, получим величину деформации корпуса КА.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа, например, на Международной космической станции МКС. На МКС имеется большой выбор съемочных систем, позволяющих через иллюминатор получать снимки корпуса станции. Объем современного цифрового снимка 20-30 тысяч мегапикселей. Снимки, полученные с помощью используемых на МКС камер Nicon, имеют 6 тысяч пикселей по ширине снимка и 4 тысячи - по высоте. Это значит, что при попадании в кадр фотокамеры элемента конструкции размером 60 см мы получим точность метода 600 мм/6000 пикселей - 0.1 мм/пиксель. То есть на МКС мы сможем измерять и фиксировать деформацию корпуса, имеющую величину 0.1 мм.

Для измерения углов α и β на МКС имеются солнечные датчики. Крепление фотокамер на иллюминаторе может осуществляться с помощью специальных кронштейнов, которые имеются на станции. МКС оборудована большим количеством иллюминаторов, которые обеспечивают возможность обзора практически всей необходимой поверхности корпуса станции. На МКС в распоряжении космонавтов имеются вычислительные средства, персональные компьютеры, которые позволят проводить все необходимые вычисления и последовательно накладывать полученные снимки реперной точки друг на друга и по смещению изображения реперной точки на снимке определять деформацию корпуса КА.

Предлагаемый способ позволяет за счет выполнения отличительных действий определять деформацию корпуса КА даже при отсутствии размещения на корпусе КА датчиков, измеряющих базовые направления (на звезды, Солнце и т.д.), т.е. предложенный способ является более универсальным по сравнению с прототипом.

Выбирая реперные точки в различных местах корпуса КА, можно получить полную картину его деформации в полете.

ЛИТЕРАТУРА

1. Телянер Б.Е. и др. Технология ремонта корпуса и судна. Л.: Судостроение.

2. Способ ведения измерений в ходе контроля местных остаточных деформаций корпуса судна. Патент RU 2380273 С.

3. Беляев М.Ю., Ефимов Н.И., Банит Ю.Р., Франк Ч., Фойхт У. Определение областей визирования камеры MOMS-2P во время съемок земной поверхности. Труды 31-32 Чтений К.Э. Циолковского, Секция «Проблемы ракетной и космической техники». М., ИИЕТ РАН, 1999, с. 83-94.

Способ определения деформации корпуса космического аппарата в полете, включающий определение на борту космического аппарата базовых направлений и измерение углового расстояния между ними, отличающийся тем, что фиксируют на внутренней поверхности иллюминатора космического аппарата в заданном положении фотокамеру, выбирают в качестве реперных точек ориентиры на внешней поверхности космического аппарата, попавшие в поле зрения фотокамеры, и фиксируют направления от фотокамеры на реперные точки, в процессе полета измеряют острый угол α между нормалью к плоскости, касательной к внешней поверхности космического аппарата в реперной точке, и направлением на Солнце, измеряют острый угол β между оптической осью фотокамеры и направлением на Солнце, для достижения требуемой освещенности фотографируемой реперной точки изменяют ориентацию космического аппарата до достижения углом α заданного значения, а углом β значения, превышающего величину угла поля зрения фотокамеры, выполняют серию снимков реперной точки за выбранный для определения деформации корпуса космического аппарата интервал полета, последовательно накладывают полученные снимки реперной точки друг на друга и по смещению изображения реперной точки на снимке определяют деформацию корпуса космического аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (искусственных спутников) и средствам его развертывания на орбите. Устройство содержит две идентичные взаимно сбалансированные по массе пары прямолинейно-направляющих механизмов, установленных симметрично в вертикальных параллельных плоскостях.

Изобретение относится к авиации и касается созданий конструкций для летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека ЛА в виде оболочки вращения на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала со спиральными обоих направлений канавками одинаковой ширины, слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки спиральные ребра, затем наматывают обжимающую облицовку из термоусаживающего материала, термообрабатывают, удаляют облицовку, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к авиации и касается изготовления конструкций отсеков летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека в виде оболочки вращения ячеистой структуры на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала с кольцевыми и спиральными канавками, затем слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки кольцевые и спиральные ребра, с натяжением наматывают наружную оболочку, термообрабатывают, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) для калибровки РЛС. КА содержит корпус с приборным отсеком, двигательную установку, системы ориентации и стабилизации, солнечные батареи.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники.

Изобретение относится к оборудованию, развертываемому снаружи космического аппарата (КА), и может быть использовано на КА дистанционного зондирования земной поверхности.

Изобретение относится к области космической техники и физике состояния газа и может быть использовано для количественной оценки остаточной характеристической скорости в случае реактивной выработки рабочего тела из емкостей рабочей системы.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА с системой электропитания с солнечными, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, проводят электрические испытания, сборку схем испытаний КА на функционирование, проводят испытания на воздействие механических нагрузок, проводят термовакуумные испытания, проводят заключительные испытания, при проектировании схем испытаний соединители в силовых цепях аккумуляторных батарей выбирают с розетками, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют отсутствие гальванической связи цепей с корпусом КА через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, стыкуют соединители при сборке схем испытаний.

Изобретение относится к конструкции и оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенных для юстировки и калибровки радиолокационных станций (РЛС). КА содержит корпус (1) в виде прямого кругового цилиндра.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА), например, телекоммуникационных спутников. Приборный отсек (ПО) КА содержит электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями (ВО), внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано как устройство закрепления оборудования к конструкции корпуса космического аппарата. Регулировочно-соединительное устройство содержит комплект крепежных элементов для шарнирного соединения, шпангоут, на посадочные поверхности которого установлены узлы регулировки. Узлы регулировки состоят из пары накладок со сферическими ответными поверхностями, причем одна из накладок имеет отходящие от нее четыре ванта, и три дополнительных комплекта крепежных элементов, образующих шарнирное соединение. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и технологичности установки оборудования, повышение качества регулировки. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх