Способ определения деформации корпуса космического аппарата в полете

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.

Изобретение относится к СВЧ радиотехнике. Делитель мощности содержит четыре направленных ответвителя на связанных линиях. Смежные направленные ответвители расположены перпендикулярно один к другому, так что проводники связанных линий данных направленных ответвителей образуют стороны двух квадратов, первый из которых расположен внутри второго. Направленные ответвители на связанных линиях выполнены трёхдецибельными. Проводники связанных линий каждого направленного ответвителя скрещены так, что их концы расположены на сторонах первого и второго квадратов. Концы проводников, расположенных на смежных сторонах внутреннего квадрата, соединены между собой. Концы проводников, расположенных на противолежащих сторонах второго квадрата, являются входами и выходами соответственно. Делитель может быть выполнен по схеме 4x4 либо по схемам 3x4, 3х3, 4x2. При этом делитель выполнен таким образом, что мощность сигналов на концах проводников связанных линий составляет одну четвертую от входной мощности. Технический результат – повышение эффективности распределения мощности в согласованную нагрузку. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры. Несущая конструкция отсека выполнена на основе тепловых труб (ТТ). Её верхний торец повторяет контур платформы. Элементы аппаратуры, не требующие охлаждения, установлены на силовой ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции в виде правильного треугольника. Система терморегулирования объединяет две системы: одна обслуживает тепловыделяющие элементы, не требующие, а другая – требующие низкотемпературного охлаждения. Первая имеет цилиндрический радиатор-излучатель и соединенные с ним ТТ. Другая включает низкотемпературные ТТ, стыкуемые с низкотемпературной ТТ для отвода тепла в космическое пространство. Все ТТ имеют возможность теплового контакта с указанными тепловыделяющими элементами. Техническим результатом изобретения является оптимизация компоновки КА, повышение прочности и жесткости конструкции при наземных операциях и выведении, а также повышение термоустойчивости при работе на орбите. 3 ил.

Группа изобретений относится к космической технике и может быть использована в системе телеметрического контроля. В способе телеметрического контроля сигналы с выходов каждого из телеметрических датчиков сравнивают с установленными пороговыми значениями уровней сигналов ключевых элементов. При превышении пороговых значений выдается ключевой сигнал в генератор длительности импульса, что приводит к запуску сигнала установленной длительности импульса. При совпадении ключевого сигнала и сигнала установленной длительности импульса с бортовым временным сигналом формируют общий позиционный сигнал совпадения и преобразуют его в цифровой сигнал, соответствующий номеру команды управления. В бортовом радиотехническом комплексе к выходам телеметрических датчиков дополнительно последовательно подключены ключевые элементы, схемы И, преобразователь позиционного кода в цифровой и преобразователь цифрового кода в команду управления. Техническим результатом группы изобретений является повышение оперативности и надежности управления КА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа. На торцевой панели установлена одноразовая (для гашения остаточной угловой скорости КА с КМ) газореактивная двигательная установка. На части боковых панелей, свободной от приборов, установлены тяговые модули со стационарными электроракетными двигателями и блоками газораспределения. Все панели выполнены многослойными сотовыми. Каждый тяговый модуль установлен на кронштейнах, регулируемых относительно центра масс КА с КМ. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы топлива на борту КМ за счёт обеспечения возможности применения ракетных двигателей с более высоким удельным импульсом. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике. Модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки. Концы продольных стоек соединены поперечными силовыми элементами, при этом пролеты между продольными стойками перекрыты боковыми панелями. Нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания. На панели основания размещены блоки бортовой служебной аппаратуры. На первой паре противоположно расположенных боковых панелей корпуса установлены топливные баки. Перед второй парой противолежащих боковых панелей закреплены аккумуляторная батарея и антенна радиосвязи. На третьей паре закреплены пилоны, внутри одного из которых размещен шар-баллон со сжатым газом. На четвертой паре противолежащих панелей закреплены привода панелей солнечных батарей. Блоки двигателей ориентации и стабилизации размещены на топливных баках и на пилоне. Техническим результатом изобретения является снижение массы модуля. 14 з.п. ф-лы, 18 ил.

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300). В корпусе модуля (100) размещены блоки служебной аппаратуры, а снаружи - аккумуляторная батарея (2), поворотная солнечная батарея (8), четыре блока (4) двигателей ориентации и стабилизации, три сферических топливных бака (3) и шар-баллон со сжатым газом. Модуль (200) содержит платформу (201) и блок прецизионных приборов: оптико-электронных (204) и астродатчиков – с разных сторон собственной платформы, удалённой от платформы (201). Платформы выполнены в виде сотопанелей с тепловыми трубами. На приборной платформе могут быть установлены радиаторы-охладители (235). Модуль (200) полезной нагрузки снабжен антеннами радиосвязи (231-234) разной степени направленности, а также радиаторами-охладителями (306), закрепленными на стержнях фермы (300). Технический результат состоит в повышении точности работы оптико-электронной аппаратуры, при её компоновке совместно с антенным комплексом и при ограничениях на массу КА. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 40 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космического аппарата (КА), которое может быть установлено на КА наблюдения. Конструкция оптической системы включает в себя линзу Френеля с дифракционными оптическими элементами (6), опорой (4) и каркасом (5) линзы. Линза имеет оправу (1), содержащую три дугообразные фермы (2), стянутые между собой тросами (3). Оправа (1) жестко закреплена на корпусе КА (7). Опора (4) соединена с корпусом КА при помощи продольных тросов (8). Техническим результатом изобретения является повышение качества и оперативности получения изображений путём создания достаточно жёсткой и лёгкой крупногабаритной конструкции оптической системы. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения. Узел соединения содержит стыковочные фитинги, расположенные оппозитно друг к другу, и узлы крепления. Узлы крепления выполнены с возможностью распадения, а оси перпендикулярны плоскости стыковки фитингов. На одном фитинге в плоскости стыка выполнены кольцевые зубья в виде равнобедренного треугольника в поперечном сечении, вертикальная ось которых параллельна оси узла крепления, а поверхность контактирует с поверхностью кольцевого углубления, выполненного прессовкой стыковочных фитингов. Фитинг с кольцевым углублением выполнен из материала с меньшей твердостью, чем материал фитинга с кольцевым зубом. Отношение длины основания равнобедренного треугольника поперечного сечения кольцевого зуба к его высоте находится в интервале 0,52-1,3. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей. Двигательная установка включает в себя четыре блока (4) двигателей ориентации и стабилизации, два сферических топливных бака (3) и шар-баллон (11) со сжатым газом. Имеются средства крепления модуля к полезной нагрузке и последней ступени ракеты-носителя. Корпус, в форме восьмигранной призмы, выполнен из продольных стоек в виде таврошвеллера, верхних (17) и аналогичных нижних поперечных силовых элементов с профилем в форме уголка. На противоположных гранях призмы закреплены основаниями два пирамидальных пилона (5), на которых сверху установлены два из четырёх двигательных блоков (4). Пролеты между стойками перекрыты боковыми панелями (23-27, 35). Техническим результатом изобретения являются: снижение массы и габаритов модуля, повышение его прочности при восприятии радиальных усилий от полезной нагрузки, увеличение запаса топлива на его борту (до 300…400 кг). 16 з.п. ф-лы, 21 ил.

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.

Наверх