Устройство контроля ориентации космических аппаратов при сближении

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, используемым в системах управления движением космического аппарата (КА), гл. обр., к мишени стыковки пассивного КА. Мишень с высоким коэфф. поглощения её поверхности находится снаружи вблизи порта стыковки. Ось OA мишени (смотрит на нас) параллельна оси ОХ КА. На основании (13) в плоскости осей ОВ и ОС расположены источники света (ИС): дисковый ИС (1), первый (2) и второй (5) линейные ИС. Дополнительные ИС: первый (3) и второй (4) расположены на уровне центра ИС (2), а третий (6) и четвертый (7) – на уровне центра ИС (5). Бленда (10) ИС (1) и отверстие во внутреннем кольце (11) с поглощающим покрытием определяют угловой размер (2α ≈ 3°) конуса излучения ИС (1). ИС (1) с блендой (10) служит для контроля соосности осей сближающихся КА. Внешнее кольцо (12) с отражающим покрытием служит для быстрого обнаружения местоположения ИС (1). Фотодатчик (8) с блоком управления (9) ИС позволяет контролировать взаимную ориентацию КА в широком диапазоне фоновой засветки мишени. Все ИС снабжены экранирующими элементами (15-17, 19-21), а линейные ИС - также и блендами (14, 18). Технический результат состоит в повышении эргономических и функциональных характеристик устройства. 6 ил.

 

Изобретение относится к области оптико-электронного приборостроения и предназначено для применения в системах управления движением (СУД) космического аппарата (КА) для обеспечения операций сближения и стыковки космических аппаратов.

Аналогами предлагаемого устройства являются мишени стыковки, описанные в литературе: «Энциклопедия машиностроение, Том IV-22, Ракетно-космическая техника, книга 2, часть II, глава 4.4. Система управления движением и навигации. Москва «Машиностроение» 2014».

Актуальность применения мишеней в СУД КА подтверждается при каждом выполнении операции сближения и стыковки КА с международной космической станцией (МКС). Практически все порты для стыковки оборудованы мишенями, как для автоматического, так и для ручного контура управления КА.

Мишени используются в СУД КА при сближении и стыковке для определения взаимного положения системы координат мишени на пассивном КА и оптического визира космонавта ВСК4 или телевизионной камеры на активном КА. Мишени для ручного контура управления представляют собой металлическую конструкцию, имеющую основание с черным покрытием и нанесенным белым крестом, штангу, установленную перпендикулярно основанию по оси мишени, и выносной крест на конце штанги. Выносной крест имеет белое покрытие. При наблюдении по оси мишени в случае отсутствия рассогласования осей сближающихся КА, выносной крест совпадает с крестом на основании мишени.

Однако недостатком этих мишеней является то, что их видимость зависит от условий освещения. На дневной стороне орбиты при определенных углах Солнца, бывает такое освещение станции, к которой стыкуется КА, что мишень находится в тени элементов конструкции, тогда как остальная часть станции ярко освещена. В этом случае на телевизионном изображении мишень будет плохо различима из-за большого перепада яркостей. На ночной стороне орбиты освещение станции и мишени при сближении производится с помощью светодиодной фары, установленной на КА. Из-за параллакса между осью визирования ТВ камеры и осью излучения фары, на близком расстоянии между 5 и 3 м мишень освещена неравномерно: основание находится в конусе поля излучения фары, а выносной крест - за пределами этого конуса. В результате, из-за большого перепада яркостей, выносной крест в этой «мертвой» зоне пропадает на ТВ изображении, а оператор не может контролировать угол отклонения от оси визирования.

За прототип может быть принято устройство, представленное в патенте RU 2486112 «Устройство для контроля ориентации пассивных космических аппаратов». Данное устройство содержит корпус с отверстиями и дифракционными решетками, расположенными под углом 90° друг к другу, выполняющими функции мишени, а также осветитель. При наблюдении устройства вдоль его оси, в зависимости от его разворота меняется цвет отраженного от дифракционных решеток излучения осветителя в устройстве.

Недостатком данного устройства является низкая эффективность использования энергии осветителя, так как до приемника излучения (телевизионная камера или глаз оператора при наблюдении в оптический визир) доходит излучение в узком спектральном диапазоне, из-за разложения в спектр излучения осветителя на дифракционных решетках. Еще одним недостатком является то, что данное устройство не будет выполнять свое функциональное назначение при наблюдении его с помощью черно-белой телевизионной камеры, так как информация об участке спектра, связанном с углом разворота дифракционной решетки, а следовательно, и устройства для черно-белой телевизионной камеры отсутствует.

Задачей настоящего изобретения является повышение эргономических характеристик и расширение функциональных возможностей устройства по контролю взаимной ориентации сближающихся космических аппаратов.

Технический результат достигается тем, что в устройстве контроля ориентации космических аппаратов при сближении, содержащем мишень с источниками света, в отличие от известных в начале системы координат ОАВС мишени расположен дисковый источник света с осью излучения, совпадающей с осью OA, снабженный блендой, выходной конец которой окаймлен двумя кольцами, - внутренним с высоким коэффициентом поглощения, - внешним с высоким коэффициентом отражения, вдоль осей ОВ и ОС расположены линейные источники света, снабженные блендами, на выходных концах которых расположены экранирующие элементы в виде параллелограммов, плоскости которых параллельны плоскости ОВС, причем длинные стороны параллелограммов имеют острый угол с осями ОВ и ОС, а также дополнительные источники света расположены в плоскости ОВС внутри бленд линейных источников света на линиях, перпендикулярных осям ОВ и ОС и проходящих через центры линейных источников света, экранирующие элементы для дополнительных источников света в виде прямоугольников, стороны которых параллельны осям ОВ, ОС расположены на выходных концах бленд линейных источников света, на внешней поверхности мишени установлен фотодатчик, электрически связанный с блоком управления источниками света, все поверхности мишени покрыты материалом с высоким коэффициентом поглощения света.

Технический результат достигается за счет обеспечения возможности использования устройства в системе управления движением активного КА при выполнении операций контроля взаимной ориентации активного и пассивного КА при любых условиях освещения как на дневной, так и на ночной стороне орбиты.

Суть изобретения поясняется графическими материалами:

фиг. 1 - схема предлагаемого устройства;

фиг. 2 - сечение D-D;

фиг. 3 - сечение Е-Е;

фиг. 4 - вид изображения на экране монитора оператора при развороте мишени стыковки в плоскости АОС вокруг оси ОВ;

фиг. 5 - схема экспериментальной установки;

фиг. 6 - телевизионные изображения действующего макета мишени стыковки.

Перечень позиций:

1 - дисковый источник света,

2 - первый линейный источник света,

3 - первый дополнительный источник света,

4 - второй дополнительный источник света,

5 - второй линейный источник света,

6 - третий дополнительный источник света,

7 - четвертый дополнительный источник света,

8 - фотодатчик,

9 - блок управления источниками света,

10 - бленда для дискового источника света,

11 - внутреннее кольцо с поглощающим покрытием,

12 - внешнее кольцо с отражающим покрытием,

13 - основание мишени,

14 - бленда первого линейного источника света,

15 - экранирующий элемент для первого дополнительного источника света,

16 - экранирующий элемент для первого линейного источника света,

17 - экранирующий элемент для второго дополнительного источника света,

18 - бленда второго линейного источника света,

19 - экранирующий элемент для третьего дополнительного источника света,

20 - экранирующий элемент для четвертого дополнительного источника света,

21 - экранирующий элемент для второго линейного источника света,

22 - экран монитора оператора,

23 - персональный компьютер,

24 - телевизионная камера,

25 - действующий макет мишени стыковки,

26 - лабораторный источник питания,

27 - светодиодная фара,

28 - светильник «МАРС-500»,

29 - поворотный столик,

30 - фон,

А - ось OA мишени стыковки (ось визирования),

В - ось ОВ мишени стыковки,

С - ось ОС мишени стыковки.

Мишень стыковки устанавливается на корпусе пассивного КА снаружи вблизи порта для стыковки так, что ось OA мишени стыковки параллельна оси ОХ КА. На основании 13 мишени в плоскости ОВС расположены источники света: дисковый источник света 1 - в начале системы координат ОАВС, первый линейный источник света 2, совпадающий с осью ОВ, второй линейный источник света 5, совпадающий с осью ОС, дополнительные источники света: первый 3 и второй 4 расположены на линии, перпендикулярной оси ОВ и проходящей через центр линейного источника света 2, а третий 6 и четвертый 7 расположены на линии, перпендикулярной оси ОС и проходящей через центр линейного источника света 5. Бленда 10 для дискового источника света 1 вместе с отверстием во внутреннем кольце с поглощающим покрытием 11 определяет угловой размер конуса поля излучения для дискового источника света 1. Этот угол составляет 2α ≈ 3° (определяется предельным допустимым углом рассогласования осей на конечном участке сближения двух КА при расстоянии ~ 3 м). Дисковый источник света 1 вместе с блендой 10 предназначен для контроля соосности осей сближающихся КА. Внешнее кольцо 12 с отражающим покрытием предназначено для быстрого обнаружения местоположения дискового источника света 1. При нулевом рассогласовании ось дискового источника света 1 совпадает с осью визирования телевизионной камеры стыковки, расположенной на активном КА. На фиг. 4 показано изображение на мониторе оператора, когда угол рассогласования составляет ~ 2° и дисковый источник света 1 почти полностью экранирован кольцевыми элементами 11, 12. Симметричное положение изображения дискового источника света 1 относительно горизонтальной оси изображений кольцевых элементов 11, 12 свидетельствует о том, что разворот мишени был в плоскости АОС вокруг оси ОВ мишени. Бленда 14 вместе экранирующими элементами 15, 16, 17 определяют форму и угловые размеры поля излучения линейного источника света 2, расположенного вдоль оси ОВ, а также первого 3 и второго 4 дополнительных источников света. Бленда 18 вместе экранирующими элементами 19, 20, 21 определяют форму и угловые размеры поля излучения второго линейного источника света 5, а также третьего 6 и четвертого 7 дополнительных источников света. На фиг. 4 видно, что изображения первого линейного источника света 2 и первого дополнительного источника света 3 не закрыты изображениями экранирующих элементов 15 и 16. Это свидетельствует о том, что разворот мишени произведен вокруг оси ОВ в плоскости АОС против часовой стрелки. Если бы разворот был произведен по часовой стрелке, то на фиг. 4 было бы видно изображение первого линейного источника света 2 и второго дополнительного источника света 4. При совпадении осей линейные источники света 2 и 5 полностью перекрыты экранирующими элементами 16 и 21, а дополнительные источники света 3, 4, 6, 7 полностью перекрыты экранирующими элементами 15, 17, 19, 20. Длина видимого изображения линейного источника света 2 зависит от взаимного угла разворота оси OA мишени и оси визирования телевизионной камеры КА в плоскости АОС. Угол β, показанный в сечении Е-Е на фигуре 3, определяется из выражения:

где b - ширина экранирующего элемента 16,

h - высота бленды 14.

При угле отклонения линии визирования телевизионной камеры от оси мишени на угол βE-E, на мониторе оператора на изображении мишени будет видна только половина линейного источника света 2, вторая половина источника будет перекрыта экранирующим элементом 16. Дополнительный источник света 3 также будет виден на телевизионном изображении, так как при угле отклонения линии визирования, равном βE-E, экранирующий элемент 15 не перекрывает лучи от дополнительного источника света 3. Для других сечений выражение (1) преобразуется к виду:

где k - отношение длины видимой части линейного источника света к его полной длине. Для небольших углов отклонения (β≤4° ≈ 0,07 рад) выражение (2) преобразуем к виду:

При углах отклонения с помощью линейных источников света оператор будет определять только направление угла отклонения от оси, а значение угла отклонения от оси визирования по положению центра изображения кольца 12 с отражающим покрытием относительно центра телевизионного изображения на мониторе оператора. Угол γ между осями ОВ, ОС и соответствующими длинными сторонами экранирующих элементов 16 и 21 линейных источников света 2 и 5, определяется из выражения:

где l - длина линейного источника света. При небольших углах γ (γ≤5°) выражение (4) приводится к виду:

Для нижнего края бленды 14 k=1. Подставив b из выражения (3) в (5), получим:

Таким образом, выражение (6) определяет зависимость между конструктивными параметрами мишени h, l, γ и границей диапазона измеряемых углов βk=1 с помощью линейных источников света 14, 18.

Фотодатчик 8, расположенный на наружной поверхности блока управления источниками света 9, предназначен для измерения уровня внешней засветки мишени. Сигнал с фото-датчика 8 поступает в блок управления источниками света 9, который выполнен, например, как широтно-импульсный модулятор (ШИМ), управляющий длительностью импульсов включения источников света мишени, выполненных, например, на базе регулируемых светодиодных излучателей. Регулировочная характеристика рассчитывается так, чтобы усредненная за период модуляции яркость свечения источников света увеличивалась при увеличении фоновой засветки мишени и уменьшалась при снижении фоновой засветки. Это позволяет телевизионной камере стыковки с матрицей типа CMOS и автоматической регулировкой экспозиции обеспечивать получение изображение мишени без эффекта ослепления матрицы. Для увеличения коэффициента поглощения и устранения паразитных отражений, все поверхности мишени, кроме поверхности внешнего кольца 12 с отражающим покрытием, выполненным, например, на основе катафотов, либо отражательных микропризм, покрыты материалом с высоким коэффициентом поглощения, например, пластинами из вспененного алюминия с размерами пор ~ 0,1÷0,5 мм и имеющими черное матовое покрытие. Возможно использование и более эффективных поглощающих материалов, например, на базе нанотрубок, при наличии технологических процессов по их производству.

Для проверки возможности реализации предлагаемого изобретения в части возможности работы с мишенью, как в дневных, так и в ночных условиях с освещением от светодиодной фары, создана лабораторная экспериментальная установка, схема которой представлена на фиг. 5. Действующий макет мишени 25, записанный от лабораторного источника питания 26, установлен на поворотном столике 29 на расстоянии ~ 5 м от телевизионной камеры 24, подключенной к персональному компьютеру 23. Светотехническая обстановка, приближенная к солнечному освещению, создана с помощью светильника типа «МАРС-500», установленного на расстоянии ~ 0,5 м от действующего макета мишени 25 и светодиодной фары 27, закрепленной на стойке вблизи телевизионной камеры 24. Для имитации светотехнических условий на ночной стороне орбиты включается только светодиодная фара 27, а для имитации солнечной засветки дополнительно включается светильник «МАРС-500» 28. Макет мишени 28 установлен напротив телевизионной камеры 27. Рассогласование осей в горизонтальной плоскости производится с помощью поворотного столика 29.

На фиг. 6 представлены изображения, полученные на лабораторной экспериментальной установке. Два верхних изображения соответствуют нулевому рассогласованию осей телекамеры 24 и макета мишени 25, так как изображение дискового источника света 1 находится в центре кольца с отражающим покрытием 12. Верхнее левое изображение соответствует условиям дневного солнечного освещения. Это видно по тени, отбрасываемой от макета мишени 25 на белом фоне 30 при включенном светильнике «МАРС-500» 28. На верхнем правом изображении светильник «МАРС-500» 28 выключен, что видно по отсутствию тени от макета мишени 25, но включена светодиодная фара 27, это видно по тени на белом фоне от выключенного светильника «МАРС-500» 28. На двух нижних изображениях условия освещения те же, что и верхних. Но макет мишени 25 развернут вокруг оси ОВ по часовой стрелке (если смотреть сверху вниз) в горизонтальной плоскости на угол ~ 4°. Об этом свидетельствует полное экранирование дискового источника света 1, а также отсутствие экранирования первого линейного источника света 2 и первого дополнительного источника света 3. Частичное экранирование первого линейного источника света 2 в виде уменьшения длины его изображения на экране монитора оператора происходит пропорционально углу разворота вокруг вертикальной оси. Освещенность от светильника «МАРС-500» 28 на поверхности макета мишени 25 составляла -120000 лк, а от светодиодной фары 27, при выключенном светильнике «МАРС-500» 28 составляла -1200 лк (для дистанции 5 м). Таким образом, отношение дневной освещенности к ночной для этой дистанции составляет . Освещенность от фары изменяется обратно пропорционально отношению квадратов расстояний до мишени, а освещенность от Солнца неизменна. Поэтому для дистанции 30 м отношение дневной освещенности к ночной будет в раз больше, т.е. 3600. При контроле оператором взаимной ориентации мишени на пассивном КА и телевизионной камеры на активном КА в процессе сближения и стыковки оператору необходимо отчетливо видеть изображение не только мишени, но и окружающие элементы конструкции пассивного КА, с которым производится сближение. Поэтому телевизионная камера подстраивается под средний уровень яркости в кадре. При переходе с дневной стороны орбиты на ночную, если не изменять яркость источников света мишени, их яркость на несколько порядков превысит порог насыщения приемника телевизионной камеры и работа по такому изображению будет некомфортна, либо невозможна. Для решения этой проблемы предназначен блок управления источниками света 9. Фотодатчик 8, установленный на внешней поверхности мишени, измеряет уровень внешней освещенности на поверхности мишени. Фотодатчик 8 имеет связь с блоком управления источниками света 9, который выполняет регулирование яркости источников света, чтобы она не превышала уровень насыщения приемника телевизионной камеры стыковки, а контраст яркости источников света и фона макета мишени стыковки был комфортным для наблюдения.

Предлагаемое устройство может быть использовано в качестве мишени стыковки в системе управления движением как пилотируемых КА, так и транспортных грузовых КА для обеспечения телеоператорного режима управления (ТОРУ).

Устройство контроля ориентации космических аппаратов при сближении, содержащее мишень с источниками света, отличающееся тем, что в начале системы координат ОАВС мишени расположен дисковый источник света с осью излучения, совпадающей с осью OA, снабженный блендой, выходной конец которой окаймлен двумя кольцами - внутренним с высоким коэффициентом поглощения и внешним с высоким коэффициентом отражения, вдоль осей ОВ и ОС расположены линейные источники света, снабженные блендами, на выходных концах которых расположены экранирующие элементы в виде параллелограммов, плоскости которых параллельны плоскости ОВС, причем длинные стороны параллелограммов имеют острый угол с осями ОВ и ОС, дополнительные источники света расположены в плоскости ОВС внутри бленд линейных источников света на линиях, перпендикулярных осям ОВ и ОС и проходящих через центры линейных источников света, экранирующие элементы для дополнительных источников света в виде прямоугольников, стороны которых параллельны осям ОВ и ОС, расположены на выходных концах бленд линейных источников света, на внешней поверхности мишени установлен фотодатчик, электрически связанный с блоком управления источниками света, все поверхности мишени покрыты материалом с высоким коэффициентом поглощения света.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике, в частности к стыковочным устройствам космических аппаратов (КА). Стыковочный механизм содержит подвижный корпус, связанный с основанием стыковочного механизма двухстепенным вращательным шарниром, тягами и электромагнитными тормозами, штангу с головкой и защелками, установленную с возможностью поступательного перемещения относительно подвижного корпуса, размещенные в подвижном корпусе шарико-винтовой преобразователь, связанный с ним осевой амортизатор с первым фрикционным тормозом, электропривод, связанный с первым фрикционным тормозом через стопорную муфту.

Изобретение относится к системе энергопитания космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает измерение тока и параметров углового положения СБ.
Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) и м.б. использовано при стыковке активного КА с пассивным КА.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Адаптер для установки космических аппаратов состоит из ряда конструктивно идентичных платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг.

Группа изобретений относится к космическим двигательным модулям, предназначенным, в частности, для космических аппаратов, таких как спутники, зонды, или для верхних ракетных ступеней.

Изобретение относится к наземным испытаниям космических аппаратов (КА). Способ наземной эксплуатации аккумуляторных батарей (АБ) системы электропитания (СЭП) космического аппарата (КА) заключается в циклировании двух или более АБ в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой автоматикой СЭП, ограничении степени заряда АБ по уровню срабатывания сигнальных датчиков, контролировании параметров каждой АБ, например текущей электрической емкости, напряжения, температуры; периодическом оценивании состояния АБ.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ газификации остатков жидкого компонента топлива (КТ) в баке отработавшей ступени ракеты-носителя (РН) основан на подаче горячих газов (теплоносителя) в топливный бак и сбросе продуктов газификации (ПГ) по достижении заданного давления в топливном баке.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в спутниковой системе на наклонных геосинхронных орбитах. Технический результат состоит в повышении эффективности обеспечения непрерывной связи с многочисленными географическими областями по всему миру с использованием спутников на наклонных геосинхронных орбитальных траекториях, имеющих пересечение с экватором и обеспечивающих возможность повторного использования частот.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах спутниковой связи. Технический результат состоит в повышении эффективности обеспечения непрерывной связи с многочисленными географическими областями по всему миру с использованием спутников на наклонных геосинхронных орбитальных траекториях, имеющих пересечение с экватором и обеспечивающих возможность повторного использования частот, распределенных в пределах орбитальных положений GSO.

Группа изобретений относится к области авиационно-космической техники, а именно к космической транспортной системе. В космической транспортной системе для выведения различных по массе грузов на различные по высоте и наклонениям орбиты используют ракеты космического назначения (РКН) легкого, среднего и тяжелого классов на экологически безопасных компонентах топлива с воздушным стартом РКН с борта тяжелых экранолетов.

Изобретение относится к космической технике, в частности к стыковочным устройствам космических аппаратов (КА). Стыковочный механизм содержит подвижный корпус, связанный с основанием стыковочного механизма двухстепенным вращательным шарниром, тягами и электромагнитными тормозами, штангу с головкой и защелками, установленную с возможностью поступательного перемещения относительно подвижного корпуса, размещенные в подвижном корпусе шарико-винтовой преобразователь, связанный с ним осевой амортизатор с первым фрикционным тормозом, электропривод, связанный с первым фрикционным тормозом через стопорную муфту.

Изобретение относится к космической технике, в частности к стыковочным устройствам космических аппаратов (КА). Стыковочный механизм содержит подвижный корпус, связанный с основанием стыковочного механизма двухстепенным вращательным шарниром, тягами и электромагнитными тормозами, штангу с головкой и защелками, установленную с возможностью поступательного перемещения относительно подвижного корпуса, размещенные в подвижном корпусе шарико-винтовой преобразователь, связанный с ним осевой амортизатор с первым фрикционным тормозом, электропривод, связанный с первым фрикционным тормозом через стопорную муфту.

Группа изобретений относится к андрогинным стыковочным устройствам (10) для соединения модулей космического летательного аппарата модульной конструкции. Андрогинное стыковочное устройство (10) имеет накладной элемент (18), который закрывает связующие элементы (30, 32) в пассивном состоянии стыковочного устройства (10).
Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) и м.б. использовано при стыковке активного КА с пассивным КА.
Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) и м.б. использовано при стыковке активного КА с пассивным КА.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Адаптер для установки космических аппаратов состоит из ряда конструктивно идентичных платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг.

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 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.

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.

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) с участием космонавта (К). Способ включает определение параметров местоположения К, их сравнение с задаваемыми параметрами и формирование команд К.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, используемым в системах управления движением космического аппарата, гл. обр., к мишени стыковки пассивного КА. Мишень с высоким коэфф. поглощения её поверхности находится снаружи вблизи порта стыковки. Ось OA мишени параллельна оси ОХ КА. На основании в плоскости осей ОВ и ОС расположены источники света : дисковый ИС, первый и второй линейные ИС. Дополнительные ИС: первый и второй расположены на уровне центра ИС, а третий и четвертый – на уровне центра ИС. Бленда ИС и отверстие во внутреннем кольце с поглощающим покрытием определяют угловой размер конуса излучения ИС. ИС с блендой служит для контроля соосности осей сближающихся КА. Внешнее кольцо с отражающим покрытием служит для быстрого обнаружения местоположения ИС. Фотодатчик с блоком управления ИС позволяет контролировать взаимную ориентацию КА в широком диапазоне фоновой засветки мишени. Все ИС снабжены экранирующими элементами, а линейные ИС - также и блендами. Технический результат состоит в повышении эргономических и функциональных характеристик устройства. 6 ил.

Наверх