Способ определения направления на космический объект

Изобретение относится к информационным средствам, используемым, в частности, в целях навигации, мониторинга и стыковки космических объектов (КО). Способ включает сканирование лазерным лучом заданной области пространства путём отражения луча от зеркала на поворотной платформе, установленной в электромеханическом подвесе. Движение платформы по азимуту и углу места задают системой электромагнитов, питаемых током в виде пилообразной последовательности импульсов. Направление на КО определяют по параметрам импульсов развертки, при которых зарегистрирован сигнал отраженного от КО лазерного излучения. Технический результат направлен на повышение оперативности определения направления на КО.

 

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано для навигации космических аппаратов в дальнем космосе.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: патент №2506547, заявка 2012140350/28 МПК G01J 1/44, 2012 год «Приемник импульсных оптических сигналов» (Вильнер В.Г., Волобуев В.Г., Почтарев В.Л., Рябокуль Б.К.). Изобретение относится к технике приема импульсного оптического излучения, преимущественно к приемникам импульсных лазерных дальномеров и подобных устройств для измерения временных интервалов между оптическими импульсами. Приемник импульсных оптических сигналов, содержащий фотоприемник с источником смещения и нагрузкой, подключенной к усилителю, усилитель выполнен в виде двух транзисторных повторителей с общей нагрузкой, вход одного из повторителей подключен к нагрузке фотоприемника, а вход второго повторителя имеет возможность подключения к внешнему источнику сигнала, причем параллельно входам транзисторных повторителей введены ключи, связанные с коммутатором, управляющим их замыканием и размыканием в противофазе. Технический результат заключается в повышении точности временной привязки принятого сигнала и, соответственно, высокой точности измерений с помощью приборов, в которых используется такой приемник. Недостатком изобретения является невозможность его использования при больших расстояниях между космическими аппаратами, поскольку регистрируются отраженные сигналы лазерного излучения.

Известно заявленное изобретение - аналог: патент №2619168, от 12.05.2017, заявка №2015152105, МПК B64G 3/00, 2015 год, «Способ определения направления на активный объект, преднамеренно сближающийся с космическим аппаратом» (Яковлев М.В., Яковлева Т.М., Яковлев Д.М.), согласно которому принимают сигналы, излучаемые приближающимся активным объектом, измеряют амплитуду и выполняют обработку принимаемых сигналов. Для приема сигналов применяют детекторы плоской формы. Детекторы располагают на поверхности сферической оболочки ортогонально радиус-вектору из центра сферической оболочки к точке касания с детектором. Внутри сферической оболочки помещают материал - поглотитель излучения. Направление на активный приближающийся объект определяют по радиус-вектору, направленному на детектор с максимальной амплитудой регистрируемого сигнала. Недостатком способа является отсутствие излучающих элементов, что не обеспечивает возможность его использования в качестве космического маяка.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: патент №2639609, МПК G02B 26/10,G05D 1/00, 2017 год «Способ управления лазерным лучом» (Яковлев М.В., Яковлева Т.М., Яковлев Д.М.), согласно которому в магнитное поле помещают платформу с зеркалом на одной стороне, проводником электрического тока и поворотным механизмом на противоположной стороне, причем проводник электрического тока выполняют в виде кольцевых витков, расположенных по периметру платформы, поворотный механизм устанавливают в центре тяжести платформы, магнитное поле формируют системой электромагнитов, ток кольцевых витков и электромагнитов регулируют из условия отражения лазерного луча от зеркала в заданном направлении. Недостаток изобретения заключается в том, что оно не позволяет осуществлять регистрацию сигналов лазерного излучения, отраженных от контролируемых космических объектов.

Известно защищенное патентом изобретение - прототип: патент №2462731, МПК G01S 1/70, B64G 1/36, 2011 год «Сканирующий лазерный маяк космических аппаратов» (Старовойтов Е.И.), согласно которому предложен сканирующий лазерный маяк, содержащий корпус и источник лазерного излучения, установленный в сканирующем блоке в карданном подвесе. В устройство введена оптическая анаморфотная система, установленная в сканирующем блоке на одной оптической оси с источником лазерного излучения. При этом ось карданного подвеса перпендикулярна упомянутой оптической оси, а оптическая анаморфотная система представляет собой в сечении, перпендикулярном направлению сканирования, широкоугольный объектив типа «рыбий глаз». Качающийся привод, находящийся в механической связи со сканирующим блоком, выполнен качающимся в плоскости сканирования. Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов. Технический результат заключается в обеспечении возможности обнаружения пассивного космического аппарата в половине телесного угла на дистанциях до 160 км при наведении на него активного космического аппарата. Недостаток изобретения заключается в недостаточно высокой оперативности определения направления на космический объект, что связано с необходимостью применения механических устройств.

Целью предполагаемого изобретения является повышение оперативности определения направления на космический объект.

Указанная цель достигается в заявляемом способе определения направления на космический объект, согласно которому управляют направлением лазерного луча за счет поворота расположенной в магнитном поле платформы с зеркалом на одной стороне, проводником электрического тока и поворотным механизмом на противоположной стороне, проводник электрического тока выполняют в виде кольцевых витков, расположенных по периметру платформы, поворотный механизм устанавливают в центре тяжести платформы, магнитное поле формируют системой электромагнитов, ток кольцевых витков и электромагнитов регулируют из условия сканирования лазерным лучом заданной области космического пространства, направление на космический объект определяют по отраженному от него сигналу лазерного излучения, причем ток кольцевых витков поддерживают постоянным, ток электромагнитов задают в виде последовательности импульсов, обеспечивающих развертку лазерного луча по азимутальному углу и углу места, а направление на космический объект определяют по параметрам импульсов развертки, при которых зарегистрирован сигнал отраженного лазерного излучения.

Обоснование реализуемости заявляемого способа заключается в следующем. Длительность и период следования импульсов тока электромагнитов, обеспечивающих развертку лазерного луча по азимутальному углу и углу места, определяют по известным значениям угла расходимости лазерного излучения, ожидаемой дальности приема сигналов отраженного лазерного излучения и из условия сплошного покрытия лазерным излучением контролируемой области космического пространства. Сигнал лазерного излучения, отраженный от космического аппарата, регистрируют в реальном масштабе времени с задержкой относительно излучения в источнике, равной удвоенному времени распространения лазерного луча от источника до искомого космического объекта. Для регистрации отраженного лазерного излучения могут быть использованы детекторы плоской формы, расположенные на поверхности сферической оболочки ортогонально радиус-вектору из центра сферической оболочки к точке касания с детектором (патент №2619168 от 12.05.2017, регистрационный №2015152105, приоритет от 07.12.2015 г. «Способ определения направления на активный объект, преднамеренно сближающийся с космическим аппаратом»). Порядковые номера импульсов тока электромагнитов, обеспечивающих развертку лазерного луча по азимутальному углу и углу места и соответствующих направлению лазерного луча на искомый космический объект, определяют по моменту прихода отраженного сигнала с учетом его задержки относительно импульсов излучения в источнике. Величина задержки оценивается для ожидаемой дальности обнаружения искомого космического объекта.

Таким образом, техническая возможность реализации заявляемого способа определения направления на космический объект не вызывает сомнений.

Способ определения направления на космический объект, согласно которому управляют направлением лазерного луча за счет поворота расположенной в магнитном поле платформы с зеркалом на одной стороне, проводником электрического тока и поворотным механизмом на противоположной стороне, причём проводник электрического тока выполняют в виде кольцевых витков, расположенных по периметру платформы, поворотный механизм устанавливают в центре тяжести платформы, магнитное поле формируют системой электромагнитов, ток кольцевых витков и электромагнитов регулируют из условия сканирования лазерным лучом заданной области космического пространства, а направление на космический объект определяют по отраженному от него сигналу лазерного излучения, причем ток кольцевых витков поддерживают постоянным, ток электромагнитов задают в виде последовательности импульсов, обеспечивающих развертку лазерного луча по азимутальному углу и углу места, а направление на космический объект определяют по параметрам импульсов развертки, при которых зарегистрирован сигнал отраженного лазерного излучения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к трансформируемым космическим отсекам (ТКО) обитаемых модулей. ТКО включает в себя корпус, выполненный из раздвижных полых элементов (РПЭ) с устройствами фиксации положения этих элементов друг в друге, по меньшей мере один узел стыковки с другим объектом и трансформируемую надувную оболочку (ТНО), противоположные стороны которой закреплены на РПЭ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления движением космических аппаратов (КА) при осуществлении очистки космоса от мусора.

Изобретение относится к методам и средствам очистки орбит от космического мусора, главным образом отработанных ступеней (ОС) ракет-носителей. Способ включает выведение в область очистки космического аппарата-буксира (КАБ) (1) и автономного стыковочного модуля (АСМ) (2) на тросе (4).

Изобретение относится к технологии изготовления космических антенн с трансформируемым крупногабаритным рефлектором. Способ включает разработку конечно-элементной модели рефлектора и расчёты по этой модели, в т.ч.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при разработке реактивных двигательных установок (ДУ), предназначенных для маневрирования пилотируемых космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов и может быть использовано в кислородно-водородных двигательных установках с электролизным производством этих газов на космическом аппарате (КА).

Изобретение относится к космической технике. Космический аппарат (КА) содержит два телескопа, закрепленных на опорных узлах верхнего пояса фермы, и модуль служебных систем.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза (ПГ), размещенного внутри головного обтекателя (ГО) космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН), включает вдув термостатирующей среды во внутреннее пространство ГО, ее перетекание вдоль ГО с последующим истечением из него.

Изобретение относится к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов. Способ заключается в проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей (АБ) с активным термостатированием и контролем температуры штатных АБ и в хранении их без проведения термостатирования.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю, а также ориентацию панелей СБ на Солнце путем разворота КА относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - КА - Земля по информации с прибора ориентации на Солнце (ПОС).

Изобретение относится к методам и средствам очистки орбит от космического мусора, главным образом отработанных ступеней (ОС) ракет-носителей. Способ включает выведение в область очистки космического аппарата-буксира (КАБ) (1) и автономного стыковочного модуля (АСМ) (2) на тросе (4).

Изобретение относится к методам и средствам очистки орбит от космического мусора, главным образом отработанных ступеней (ОС) ракет-носителей. Способ включает выведение в область очистки космического аппарата-буксира (КАБ) (1) и автономного стыковочного модуля (АСМ) (2) на тросе (4).

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при проектировании, например, космических аппаратов с отделяемыми элементами. В устройстве для фиксации отделяемых в процессе эксплуатации частей изделия от корпуса введены продольные упоры, жестко связанные с корпусом и равномерно расположенные на его внутренней поверхности, цилиндрические фланцы, расположенные по торцам стяжной муфты, продольные ребра, жестко связанные со стяжной муфтой.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при проектировании, например, космических аппаратов с отделяемыми элементами. В устройство для фиксации отделяемых в процессе эксплуатации частей введены цилиндрические фланцы, расположенные по торцам стяжной муфты, продольный упор, выполненный в виде кольцевого сектора, продольное ребро, выполненное в виде кольцевого сектора, ограничитель, жестко связанный со стяжной муфтой, расположенный внутри рабочей камеры пиротехнического привода, рабочая камера пиротехнического привода.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для сокращения районов падения отделяющихся частей ступеней ракет-носителей. Технический результат - снижение площадей зон отчуждения из-за отделяемых частей за счет обеспечения их полного сгорания на атмосферном участке траектории спуска.

Изобретение относится к космической технике. Устройство (1) захвата и удаления дрейфующих в космосе обломков включает концевую массу (2), выполненную с возможностью приближения к обломкам, подлежащим удалению, захватывающее обломки устройство (3), установленное с возможностью отделения на концевой массе (2); и фал (4), соединяющий друг с другом захватывающее обломки устройство (3) и концевую массу (2).

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. В способе отделения от ракеты-носителя (РН) 4 группы космических аппаратов (КА) 7 в случае неотделения одного КА 7 выполняют отделение последующих КА 7, после подают команду на отделение неотделившегося КА 7 с использованием пиротехнического устройства 13, обеспечивающего отделение КА 7 совместно с разрушившейся при срабатывании пиротехнического устройства 13 частью корпуса 8 системы отделения 6 с одновременным приданием им скорости относительно адаптера 1.

Пирозамок // 2669901
Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Пирозамок содержит шток с проточкой и гайкой, вложенные в проточку вкладыши, втулку, запирающую вкладыши снаружи, корпус, стержень, пружину, демпфирующий элемент, пиропатроны с пирокамерами.
Изобретение относится к системам автоматической стыковки космических аппаратов (КА). Устройство автоматической стыковки КА в операциях орбитального обслуживания содержит штырь на обслуживающем КА и коническое гнездо на обслуживаемом КА.
Изобретение относится к системам автоматической стыковки космических аппаратов (КА). Устройство автоматической стыковки КА в операциях орбитального обслуживания содержит штырь на обслуживающем КА и коническое гнездо на обслуживаемом КА.

Узел для крепления и расфиксации подвижных элементов конструкции космического аппарата относится к оптическому приборостроению, космической технике и астрономии и может быть использован при разработке узлов крепления, в частности, крышек телескопов, предназначенных для наблюдения астрономических объектов в рентгеновском диапазоне спектра электромагнитного излучения. Узел включает две пирочеки, размещенные на общем основании, которое является элементом конструкции космического аппарата, при этом перемещаемые штоки пирочек взаимодейтсвуют с запирающим элементом, шарнирно связанным с подвесом, жестко закрепленным на расфиксируемом подвижном элементе, пирочеки к общему основанию крепятся с помощью единого кронштейна, в котором пирочеки установлены навстречу друг другу с расположением перемещаемых штоков на одной оси, а запирающий элемент выполнен в виде двух звеньев, шарнирно скрепленных между собой. Технический результат заключается в повышении технологичности изготовления путем упрощения сборки и настройки конструкции, а также в уменьшении габаритов и массы. 4 ил.

Изобретение относится к информационным средствам, используемым, в частности, в целях навигации, мониторинга и стыковки космических объектов. Способ включает сканирование лазерным лучом заданной области пространства путём отражения луча от зеркала на поворотной платформе, установленной в электромеханическом подвесе. Движение платформы по азимуту и углу места задают системой электромагнитов, питаемых током в виде пилообразной последовательности импульсов. Направление на КО определяют по параметрам импульсов развертки, при которых зарегистрирован сигнал отраженного от КО лазерного излучения. Технический результат направлен на повышение оперативности определения направления на КО.

Наверх