Способ обзора геостационарной области для наблюдения элементов космического мусора и других объектов с космического аппарата на полусуточной высокоэллиптической орбите

Изобретение относится к способам получения детальных изображений космического мусора и других объектов вблизи геостационарной орбиты (ГСО). Обзор производят с космического аппарата (КА) на полусуточной высокоэллиптической орбите (ВЭО) с апогеем A на 200 км ниже или на 500 км выше ГСО и перигеем до 5000 км, с наклонением от 0 до 5°. Параметры ВЭО выбираются из условия получения изображений объектов за минимальное число суток - на контролируемых участках F2F3 ГСО с рабочего участка BC ВЭО, симметричного апогею A. Перекрывающиеся участки F2F3 покрывают всю ГСО за минимальное число витков КА. По заданиям, передаваемым с наземных пунктов, могут измеряться параметры движения (в т.ч. точные угловые положения) объектов в контролируемой области со специально выбираемых участков ВЭО. КА передает изображения в период прямой видимости на наземный пункт, на котором производят вычисление параметров движения наблюдаемых объектов. Технический результат состоит в достижении беспропускного обзора ГСО за минимальное время при заданном ограничении на дальность наблюдения объектов с борта КА. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Целью настоящего изобретения является разработка способа получения детальных изображений элементов космического мусора и других объектов, находящихся на геостационарной орбите, а также измерения угловых координат объектов в геостационарной области. Дальность наблюдения и размер наблюдаемых объектов определяются характеристиками аппаратуры наблюдения космического аппарата.

Известны космические системы, реализующие способы обзора геостационарной области для получения координатной и некоординатной информации о находящихся в этой области объектах.

1. Космические аппараты (КА) системы GSSAP располагаются на квазигеостационарных орбитах, имеющих наклонение около 0,48° и период обращения, немного отличающийся от звездных суток, что обеспечивает постоянный дрейф со скоростями порядка 0,4…0,6°/сут. относительно КА на геостационарной орбите (ГСО). Такое построение обеспечивает возможности получения детальной некоординатной информации по геостационарным объектам на пролете в процессе дрейфа и получения координатной и фотометрической информации практически постоянно (за исключением ограничений, обусловленных условиями освещения) [1, 2].

К недостаткам этого способа обзора относятся относительно большие времена, необходимые для доступа к конкретному объекту на ГСО, измеряемые интервалом несколько месяцев.

2. Система SBSS начала развертываться в 2010 г. и состоит из космических аппаратов, обращающихся на низких круговых солнечно-синхронных орбитах с наклонением 97,97°, высотой перигея 625,0 км, высотой апогея 640,0 км, периодом обращения 97,42 мин. В ее задачи входит обзор космического пространства, измерение координат наблюдаемых объектов и обеспечение информацией органов управления космическими системами. [3].

К недостаткам этого способа обзора относится невозможность получения детальной некоординатной информации по объектам в геостационарной области из-за больших расстояний до этих объектов.

В качестве прототипа принят способ обзора геостационарной орбиты космической системой, описанной в [4].

Для наблюдения объектов на ГСО авторы предлагают разместить космические аппараты на полусуточных высокоэллиптических орбитах (ВЭО) с наклонением около 63,4° и аргументом широты перигея в районе 0° или 180°. Дополнительно поставлено требование ежесуточной повторяемости трассы КА, которая обеспечивается (что не указывают авторы) при периоде обращения 43065 с…43067 с. Указано, что требования, предъявляемые к наблюдению ГСО, приводят к декомпозиции этой задачи на две составляющие:

- задача 1 - обзорное наблюдение ГСО;

- задача 2 - детальное наблюдение обнаруженных объектов на ГСО.

Основное отличие параметров орбиты для решения задачи 2 от параметров орбиты для решения задачи 1 - увеличение высоты перигея, необходимое для расположения апогея в близкой окрестности ГСО.

Для решения задачи 1 обзор всей ГСО предлагается осуществить с двух космических аппаратов типа КА-О при дальности наблюдения не более 17000 км. Оба КА-О размещены в одной плоскости, но разведены на ВЭО по времени ее прохождения. Они проходят рабочий участок орбиты со сдвигом по времени на 6 часов. На протяжении рабочего участка каждому КА-О доступен для наблюдения при требуемом диапазоне дальности участок дуги ГСО порядка 90°. При этом (что авторы не указывают) необходимо, чтобы апогей орбиты превышал ГСО на ~4000 км. Таким образом, за два витка, т.е. в течение суток, может быть обеспечен полный обзор ГСО при дальности наблюдения не более 17000…18000 км.

Для решения задачи 2, то есть детального контроля объектов на ГСО, используется космический аппарат КА-ДК другого типа с диапазоном дальности наблюдения от 100 км до 400 км, размещенный на ВЭО, имеющей апогей в близкой окрестности ГСО. По условию ежесуточной повторяемости трассы апогей одноименных (четных или нечетных) витков имеет неизменную географическую долготу с расстоянием 180° между четными и нечетными витками. Как показывает соответствующий расчет, длина контролируемого участка долгот ГСО при максимальной дальности наблюдения 400 км на каждом витке составляет приблизительно±440 км относительно долготы апогея. Для обслуживания космических объектов на всей ГСО возможно обеспечение определенного ежесуточного дискретного смещения (дрейфа) рабочего участка КА-ДК вдоль ГСО по долготе. Такой дрейф осуществляется соответствующей коррекцией периода обращения орбиты.

Указанный прототип обладает следующими существенными недостатками, предопределенными в основном описанным способом обзора ГСО.

1. Способ обзорного наблюдения ГСО и способ детального наблюдения обнаруженных объектов на ГСО реализуется двумя различными типами космических аппаратов наблюдения - КА-О и КА-ДК, причем орбиты КА-О и КА-ДК отличаются по высотам апогея и перигея.

2. Задача полного покрытия всей ГСО участками детального контроля за ограниченное число суток даже не ставится.

3. Большой срок осуществления полного накрытия ГСО участками детального контроля в режиме фиксированной скорости дрейфа, обеспечивающей примыкание участков контроля на соседних одноименных (четных или нечетных) витках. Как показали соответствующие расчеты, для этого требуется не менее 100 суток при максимальной дальности детального наблюдения 400 км.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в новом способе обзора геостационарной области с одного КА на полусуточной высокоэллиптической орбите. Под полусуточными ВЭО в дальнейшем понимаются ВЭО с периодом Т, меньшим половины звездных суток (43082 с) на величину до 800…1000 с. Предлагаемый способ обеспечивает как измерение точных координат объекта в задаваемой области околоземного космического пространства, так и получение детальных изображений объекта в любой точке его стояния на ГСО при минимально возможном сроке полного обзора ГСО. При получении детальных изображений максимальная дальность наблюдения Lmax, определяемая характеристиками аппаратуры наблюдения, составляет, например, 400 км, а допустимая минимальная дальность наблюдения также определяется характеристиками аппаратуры наблюдения.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается также в рациональном выборе параметров полусуточной высокоэллиптической орбиты - периода обращения, радиуса орбиты в апогее, аргумента широты перигея, наклонения. С этими параметрами на рабочем участке орбиты обеспечивается дальность наблюдения объекта на ГСО, не превышающая допустимого значения 400 км, при которой имеет место требуемая разрешающая способность наблюдения. Измерение координат объектов в геостационарной области производят на выбранных участках ВЭО на дальности, максимальное значение которой определяется проницающей силой БАО.

Изобретение имеет целью минимизировать время полного беспропускного обзора всей геостационарной орбиты при получении детальных изображений объектов, находящихся на этой орбите.

Изобретение включает в себя способ выбора параметров полусуточной высокоэллиптической орбиты. Для такой орбиты предлагается использовать наклонение i, находящееся в диапазоне от 0° до 5°. Радиус орбиты в апогее должен превышать радиус ГСО на величину, несколько меньшую, чем максимально допустимая дальность наблюдения Lmax. С апогейного участка этой орбиты КА обеспечивает получение детального изображения каждого объекта с точкой стояния на любой долготе ГСО за минимальное количество суток. При этом дальность детального наблюдения не превышает заданного значения Lmax.

На фиг. 1 приведена схема конфигурации ГСО и ВЭО в экваториальной плоскости и образования на ГСО контролируемого участка. На чертеже показан апогей A высокоэллиптической орбиты и рабочий участок ВЭО между точками В и С. Контролируемый участок на ГСО ограничен точками F2 и F3, которые удалены от крайних точек рабочего участка В и С соответственно на величину Lmax. На этой схеме не учтено движение КА по высокоэллиптической орбите и объектов на ГСО, изменяющее размер наблюдаемого участка ГСО, что подробно разъяснено и показано ниже.

Предлагаемым способом достигается рациональный выбор параметров полусуточной высокоэллиптической орбиты в зависимости от характеристик применяемой аппаратуры наблюдения. При этих параметрах для одного витка оценивают длину интервала долгот ГСО, на котором при прохождении космическим аппаратом апогейного участка ВЭО обеспечивается дальность получения детального изображения, не превышающая предельно допустимой. Параметры ВЭО выбирают так, чтобы указанные интервалы долгот у соседних одноименных (четных или нечетных) витков имели некоторое перекрытие и не оставляли на ГСО неконтролируемых промежутков. При этом количество суток, за которое осуществляется полное накрытие ГСО интервалами наблюдения, является минимально возможным.

Измерение координат объектов в геостационарной области производят по заданиям, передаваемым с наземных пунктов управления. Детальная или координатная информация, получаемая на интервалах прямой видимости КА с наземных пунктов управления и приема информации, передается на эти пункты в процессе наблюдения. Если получение детальной или координатной информации происходит вне интервалов прямой видимости, эта информация запоминается и передается с КА на наземные пункты приема и обработки информации в периоды его прямой видимости.

По предлагаемому способу обзора геостационарной области возможно получение детального изображения объекта, движущегося в геостационарной области по орбите с ненулевым наклонением, то есть не находящегося на ГСО, но периодически сближающегося с ней. Для этого делают точные измерения наблюдаемых координат объекта и на наземном командно-управляющем пункте рассчитывают параметры его орбиты. Производят прогноз движения объекта на некоторое количество витков, определяют ряд положений, когда объект проходит вблизи ГСО, и фиксируют точные значения его координат в трехмерном линейном пространстве. Из этих положений выбирают оптимальное и рассчитывают момент времени и вектор приложения такого импульса коррекции орбиты КА, после которого в назначенный момент времени КА будет находиться в выбранной точке.

Конфигурация пространственного положения геостационарной и полусуточной высокоэллиптической орбит представлена на фиг. 2. На чертеже показан центр Земли О, полярная ось ON, перигей П, радиус-вектор КА в апогее OA, текущее положение КА в точке К и радиус ГСО rгco (отрезок ОАГCO). Рассматривается высокоэллиптическая орбита с ненулевым положительным малым наклонением i и аргументом широты перигея ωπ=0 (однако на чертеже для наглядности показана зеркально симметричная картина с наклонением 180° - i).

Учитывают, что для достижения максимальной длины интервала долгот на ГСО, на котором производится получение детальных изображений, аргумент широты перигея ωπ должен быть равным 0, а радиус апогея ВЭО (точка А) должен превышать радиус ГСО. При выборе величины радиуса апогея rар учитывают, что высота апогея над ГСО (отрезок ААгсо) должна быть несколько меньше максимальной дальности детального наблюдения Lmax.

При определении длины интервала долгот ГСО, на котором возможно получение детальных изображений объектов на дальности, не превышающей Lmax, назначают такое значение величины λву, при котором апогей данного витка имеет географическую долготу Д=0.

Для задания эллиптической орбиты используют следующие параметры:

- период обращения Т;

- радиус апогея rар;

- географическая долгота начального восходящего узла λву;

- аргумент широты перигея ωπ;

- наклонение i.

По этим параметрам для любого текущего момента времени рассчитывают координаты КА - радиус-вектор r, географическую долготу Д и широту Ш. Далее определяют геометрические параметры, показанные на фиг. 2: расстояние h от КА до плоскости экватора, минимальное расстояние Dq от КА до ГСО, проекцию радиус-вектора КА на плоскость экватора (отрезок ОКэ) и расстояние b в плоскости экватора от точки Кэ до точки S, находящейся на ГСО на предельной дальности наблюдения Lmax.

По определенным трем сторонам косоугольного треугольника OKэS в плоскости экватора вычисляют угол ΔД этого треугольника. Как упоминалось выше, при рациональном задании величины λву апогей данного витка имеет долготу, равную нулю. В этом случае угловое расстояние по долготе ДΣ от апогея до точки S на ГСО, достижимой для наблюдения, но максимально удаленной от апогея в данный момент времени, определяется выражением ДΣ=Д+ΔД.

По результатам расчетов с малым шагом по времени на интервале движения КА на ВЭО от перигея до апогея выявляют максимальное значение ДΣmax величины ДΣ на одном витке для данной орбиты.

При расчетах учитывают, что косоугольный треугольник OKзS, в котором определяют угол АД, существует лишь при рассмотрении точек на том участке ВЭО в области апогея, на котором минимальное расстояние Dq от КА до ближайшей точки ГСО не превышает максимально допустимой дальности наблюдения Lmax Для остальной части орбиты точка S не существует.

Вследствие симметрии геометрической ситуации при дальнейшем движении КА от апогея к следующему перигею при ωл=0 аналогичная крайняя точка удалена от точки Агсо в другую сторону также на величину ДΣmax. Таким образом, на одном витке длина всего интервала долгот, на котором дальности наблюдения объектов на ГСО не превышают Lmax, составляет 2ДΣmax.

В вышеописанном расчете орбитального движения КА учитывается как собственное движение КА по эллиптической орбите, так и вращение Земли с неподвижными относительно него точками стояния объектов на ГСО. Длина контролируемого участка 2ДΣmax получается при этом меньшей, чем показана на фиг. 1. При этом не учитываются возмущающие эллиптическое движение факторы: нецентральность поля тяготения Земли, притяжение Луны, Солнца и др.

В качестве примера для наглядного построения трассы движения КА, показанной на фиг. 3, относительно точек ГСО с фиксированной долготой рассчитаны с малым шагом по времени следующие текущие координаты КА:

- географическая долгота Д, град;

- широта Ш, град;

- геоцентрическое расстояние (радиус) r, км.

Ввиду того, что наклонение орбиты невелико, проекции КА с этими координатами на экваториальную плоскость с приемлемой точностью можно рассматривать как трассу движения КА относительно фиксированных точек геостационарного круга.

Приведенный пример показывает построенную по этим координатам трассу движения КА на пяти витках относительно географических точек геостационарной орбиты с перекрывающимися участками контроля. В этом примере рассмотрено движение КА по строго эллиптической орбите (без учета возмущающих факторов) с периодом 41977 с, высотой перигея 3344 км, наклонением 3,3°. С этими параметрами при допустимой дальности наблюдения Lmax=400 км обеспечивается полное накрытие ГСО участками контроля за 39 витков, то есть за 19 суток.

Ввиду того, что в окрестности апогея ВЭО скорость КА составляет около 1,8 км/с, а скорость точек ГСО - около 3 км/с, КА на ВЭО в окрестностях апогея смещается относительно точек ГСО на запад, а длина контролируемого участка ГСО уменьшается по сравнению с показанной на фиг. 1.

В общем случае при расчете параметров ВЭО задают ненулевое значение наклонения i в интервале от 0° до 5° и значение аргумента широты перигея ωπ=0. Начальное значение количества суток n принимают заведомо небольшим и рассчитывают для него период высокоэллиптической орбиты Т по формуле Т=Тгсо⋅n/(2n+1).

Строго говоря, целое число n является числом звездных суток с периодом Тгcо=86164 с, а не истинных суток с длительностью 86400 с. При таком значении периода Т высокоэллиптическая орбита является кратносинхронной по отношению к геостационарной орбите, имеющей период Тгcо, так как длительность n периодов ГСО равна длительности 2n+1 периодов ВЭО.

Параметры Т и rар полностью определяют форму высокоэллиптической орбиты и позволяют подобрать такое значение географической долготы восходящего узла λву, при котором долгота КА в апогее равна нулю. По этим параметрам описанным выше способом определяют длину 2ДΣmax контролируемого участка ГСО на одном витке в угловой мере и их суммарную длину за 2n+1 витков. Если суммарная длина контролируемых участков не превышает 360°, то увеличивают число суток n на единицу и повторяют расчеты до получения искомого числа n, при котором начинается минимальное превышение значения 360° суммарной длиной контролируемых участков ГСО.

После выбора вышеописанным способом параметров ВЭО, минимизирующих количество витков при полном накрытии ГСО участками контроля, переходят к уточнению периода Т высокоэллиптической орбиты. Для этого производят прогнозирование движения КА с учетом возмущающих факторов на 2п+2 витков, фиксируют уточненную географическую долготу апогея на этом витке Дут и сравнивают ее с прежним значением Дап, полученным для движения КА по строго эллиптической орбите. По этим данным вычисляют поправку периода обращения ΔT по формуле ΔT=(Дутап)/(ωз⋅(2n+1)). Здесь ωз=0,004178°/с - угловая скорость вращения Земли. Затем вносят эту поправку в предыдущее значение Тпр периода обращения, вычисленное для строго эллиптической орбиты, и получают окончательное значение кратносинхронного периода обращения Т=Тпр+ΔТ.

Для получения детальных изображений с наивысшим разрешением при наблюдений объекта, находящегося в любой точке ГСО, осуществляют сближение с ним КА-наблюдателя на минимально допустимое расстояние, определяемое характеристиками аппаратуры наблюдения. В этом случае проводят коррекцию периода обращения и переходят на высокоэллиптическую орбиту с периодом Т, отличающимся от кратносинхронного и задаваемым по формуле

T=Tгcо⋅n/(2n+1)+Δt.

Здесь Δt - добавка к вышеописанному периоду кратносинхронной орбиты, исчисляемая некоторым количеством секунд и вызывающая медленное смещение трассы этой орбиты по географической долготе. При таком выборе периода обращения ВЭО через определенное время при незначительной коррекции периода обращения КА-наблюдателя произойдет его сближение с наблюдаемым объектом на минимально-допустимую дальность. Следует учитывать, что для такого сближения может потребоваться длительное время.

По предлагаемому способу обзора геостационарной области применительно к получению детальных изображений объектов на ГСО с кратносинхронной орбиты проведены расчеты для двух вариантов максимально допустимой дальности получения детальных изображений: Lmax=100 км и Lmax=400 км.

Проведенные расчеты показали, что предлагаемый способ обзора геостационарной орбиты позволяет уменьшить время полного обзора ГСО в 6-10 раз по сравнению с прототипом.

Из вышеизложенного следует, что предложенный способ обзора имеет преимущество перед известными способами обзора геостационарной области и получения детальных изображений объектов на геостационарной орбите с космических аппаратов на околоземных геоцентрических орбитах.

Источники информации

1. И. Чёрный. Шпион высокого полета. Новости космонавтики. №5. 2014. С. 62-63.

2. И. Лисов. «Ангелы» и «стражи» для геостационара. Новости космонавтики. №9. 2014. С. 54-57.

3. И. Чёрный. Запущен спутник контроля космической обстановки. Новости космонавтики. №11. 2010. С. 34-36.

4. Н.Н. Клименко, А.Е. Назаров. Перспективная космическая система для наблюдения геостационарной орбиты. Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. №4. 2015. С. 16-22.

1. Способ обзора геостационарной области для наблюдения элементов космического мусора и других объектов с космического аппарата на полусуточной высокоэллиптической орбите, отличающийся тем, что космический аппарат (КА) размещают на полусуточной высокоэллиптической орбите с апогеем, расстояние от которого до геостационарной орбиты не превышает предельно допустимой дальности при получении детальных изображений, с высотой перигея до 5000 км, с наклонением в интервале от 0 до 5°, причем конкретные значения этих параметров орбиты КА выбирают в указанных пределах в зависимости от характеристик применяемой аппаратуры наблюдения для получения детальных изображений объектов на геостационарной орбите, а период обращения Т полусуточной высокоэллиптической орбиты предварительно задают кратносинхронным периоду геостационарной орбиты ТГСО по формуле Т=ТГСО⋅n/(2n+1), где n - варьируемое число суток, для каждого значения n определяют длину контролируемого участка на геостационарной орбите, на котором дальность наблюдения не превышает предельно допустимой при получении детальных изображений, находят минимальное количество суток n, необходимое для полного сплошного покрытия геостационарной орбиты контролируемыми участками, производят с учетом возмущающих факторов прогнозирование на 2n+2 витков орбитального движения КА с предварительным значением периода Т и уточняют величину периода Т так, чтобы географическая долгота апогея на витке с порядковым номером 2n+2 совпала с долготой апогея первого витка, при этом координаты наблюдаемых в геостационарной области объектов измеряют бортовой аппаратурой наблюдения с КА на выбранных участках высокоэллиптической орбиты по заданиям, которые передают с наземных пунктов управления в периоды прямой видимости КА или по программам, установленным на КА, а полученную и запомненную в бортовом запоминающем устройстве информацию передают на наземные пункты приема и обработки информации с космического аппарата в периоды его прямой видимости.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что к периоду Т добавляют величину Δt, значение которой подбирают таким, чтобы любая точка на ГСО наблюдалась с космического аппарата через определенное количество суток на минимально допустимом расстоянии, определяемом характеристиками аппаратуры наблюдения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу измерения дальности до космического аппарата (КА). Для измерения дальности до КА генерируют сигнал, модулируют на его основе цифровой или аналоговый сигнал, переносят на несущую частоту и передают его с наземного комплекса управления КА, принимают сигнал бортовой аппаратурой командно-измерительной системы КА, демодулируют, формируют сигнал на ответной частоте и ретранслируют на наземный комплекс управления, получают искомое значение дальности по сдвигу фазы принятого сигнала относительно исходного либо с помощью пересчета времени задержки распространения сигнала.
Изобретение относится к наблюдению за полётом космических аппаратов (КА), например, при инспекциях КА или при несанкционированном уводе в зону захоронения с низких околоземных орбит.

Группа изобретений относится к способу обмена данными с космическими аппаратами (КА) и наземному комплексу управления. Наземный комплекс управления содержит два комплекса средств управления полетом КА, соответствующие первому и второму центру управления полетом (ЦУП1 и ЦУП2), наземную станцию командно-измерительной системы (НС КИС), связанных через линию передачи данных управляющих воздействий, телеметрической информации (ТМИ) и информации функционального контроля (ИФКТ) определенным образом.
Изобретение относится к способу территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмо-передающих станций (мобильных станций). Для реализации способа определяют текущее положение мобильных станций и космических аппаратов, проводящих дистанционное зондирование заданного района Земли с помощью измерительных средств, прогнозируют траектории и рассчитывают трассы полета космических аппаратов с помощью вычислительных средств, определяют геометрический центр зондируемого района и антиподную точку на поверхности Земли с учетом ее угловой скорости вращения, периодов обращения космических аппаратов и ограничений по размещению мобильных станций, определяют место размещения мобильных станций и в соответствии с ними осуществляют их перемещение.

Изобретение относится к методам слежения за полётом космического аппарата (КА), на борту которого возникают магнитные помехи. Способ включает генерацию на борту КА временных меток и передачу их вместе с телеметрическими данными на наземный приемный пункт.

Изобретение относится к комплексам защиты Земли от космических объектов. Система определения параметров движения астероида содержит передатчик, дуплексер, приемопередающую антенну, приемные антенны, опорный генератор, генератор импульсов, электронный коммутатор, гетеродин, смеситель, фильтр разностной частоты, усилители высокой частоты, перемножители, полосовые фильтры, линию задержки, фазовые детекторы, фазовращатель на 90°, блок регистрации, фильтр нижних частот, фазометр и вычислительный блок.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании бортовых систем управления космических аппаратов (КА). Бортовая система управления космическим аппаратом (КА) содержит бортовую аппаратуру командно-измерительной системы (БА КИС) со средством защиты информации от несанкционированного доступа, циркулирующей в системе управления КА.

Изобретение относится к радиолокации пассивных космических объектов (КО), например, крупных метеоритов и астероидов. Способ включает радиолокационное зондирование КО, вращающегося в процессе полета, периодической последовательностью высокоразрешающих радиосигналов наносекундной длительности.
Изобретение относится к области наблюдения или слежения за полетом космических аппаратов (КА) и может быть использовано для обнаружения инспекции КА. Согласно способу, принимают сигналы, излучаемые активным объектом, сближающимся с КА, и измеряют амплитуду принимаемых сигналов.

Изобретение относится к области космонавтики, в частности к комплексам средств измерений, сбора и обработки информации (КСИСО) от ракет-носителей (РН) и наземным измерительным комплексам (НИК) разгонных блоков (РБ).

Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2).

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК) для малых космических аппаратов (МКА). В универсальном транспортно-пусковом контейнере, содержащем корпус с направляющими, толкатель по меньшей мере с одной подвижной платформой и по меньшей мере одну поворотную крышку и ее устройство расфиксации, каждая направляющая съемная и выполнена в виде ступенчатого профиля, ступени которого неравнозначны.

Изобретение относится к технологии сборки космических аппаратов (КА), главным образом телекоммуникационных спутников. Способ применим к КА, состоящему из модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС), изготавливаемых по отдельности и объединяемых по электрическим, механическим и гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления КА.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты содержит основание с системой управления стартовой системой и батареи ее электроснабжения.

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА.

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2).

Изобретение относится к стыковке двух космических объектов на околокруговой орбите, например пилотируемого выводимого космического корабля (ВКК) и международной космической станции (МКС) в качестве цели.

Изобретение относится к способам ускорения твердых тел. В способе магнитоиндукционного ускорения снаряда-соленоида энергия для выстрела ускорителя распределяется в батарее ускоряющих сверхпроводящих соленоидов, расположенных вдоль ускорителя соосно стволу.

Изобретение относится к космической технике. Периферийный стыковочный механизм (СтМ) содержит стыковочное кольцо с направляющими выступами и корпусами механизмов защелок для сцепки; штанги со штоками, установленными с возможностью поступательного перемещения вдоль продольных осей корпусов штанг; электропривод вращения барабана намотки тросов.

Пирозамок // 2655978
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и последующего разъединения полезной нагрузки. Пирозамок содержит подпружиненное устройство, расположенное в скрепляемых элементах, вкладыши, устройство для удержания вкладышей, корпус с отверстиями и демпфирующее устройство.

Предлагаемое изобретение относится к области спутниковых навигационных систем и направлено на совершенствование существующей спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС.

Изобретение относится к способам получения детальных изображений космического мусора и других объектов вблизи геостационарной орбиты. Обзор производят с космического аппарата на полусуточной высокоэллиптической орбите с апогеем A на 200 км ниже или на 500 км выше ГСО и перигеем до 5000 км, с наклонением от 0 до 5°. Параметры ВЭО выбираются из условия получения изображений объектов за минимальное число суток - на контролируемых участках F2F3 ГСО с рабочего участка BC ВЭО, симметричного апогею A. Перекрывающиеся участки F2F3 покрывают всю ГСО за минимальное число витков КА. По заданиям, передаваемым с наземных пунктов, могут измеряться параметры движения объектов в контролируемой области со специально выбираемых участков ВЭО. КА передает изображения в период прямой видимости на наземный пункт, на котором производят вычисление параметров движения наблюдаемых объектов. Технический результат состоит в достижении беспропускного обзора ГСО за минимальное время при заданном ограничении на дальность наблюдения объектов с борта КА. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх