Космические летательные аппараты: ..управляющие устройства летательного аппарата, например для управления его положением в пространстве – B64G 1/24

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет включает формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение. Сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену. Техническим результатом является повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления. 4 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра. На этапе аэродинамического торможения прогнозируют значения скорости КА, угла ее наклона к местному горизонту и высоты апоцентра переходной орбиты - на момент выхода КА из атмосферы планеты. При этом в каждый из последовательных моментов прогноза рассматривают движение КА на оставшихся участках полета в атмосфере при углах крена = 0 рад и = . Для каждого из этих углов находят указанные выше прогнозируемые параметры маневра. Их значения используются при управлении углом атаки КА (вблизи его значения, отвечающего максимальному качеству) и выдачей импульса скорости КА в апоцентре переходной орбиты. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности аэродинамического маневра КА вследствие указанного управления. 1 ил.

Группа изобретений относится к способам и системам ориентации космического аппарата (КА). В предлагаемом способе формируют сигналы оценки: угла ориентации, угловой скорости вращения КА и управления. Определяют разности сигналов указанных параметров и их оценок. По некоторым формулам вычисляют коррекции сигналов задания и оценки внешней помехи. С учетом данных коррекций корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости. Последние используют в контуре управления ориентацией КА. Предлагаемое устройство содержит дополнительные блоки: памяти, сумматоров, усилителей, интеграторов, связанные друг с другом и прочими элементами через систему переключателей. В устройстве использованы модели основного контура ориентации КА и двигателя-маховика. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности и надежности системы ориентации КА при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации космического аппарата заключается в том, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости КА, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости и определяют скорректированный сигнал оценки угла и скорректированный сигнал оценки угловой скорости и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости. Устройство для реализации способа ориентации КА содержит модель двигателя-маховика, четыре интегратора, четыре сумматора, четыре нормально замкнутых переключателя, два нормально разомкнутых переключателя, выход второго сумматора через последовательно соединенные модель двигателя-маховика, первый интегратор, четвертый сумматор, второй интегратор, пятый сумматор, шестой сумматор, первый переключатель, третий интегратор соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен через первый переключатель со вторым входом первого сумматора, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные седьмой сумматор, второй переключатель и четвертый интегратор подключен ко второму входу четвертого сумматора, выход которого через второй переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом седьмого сумматора и через третий переключатель - со входом второго усилителя. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

(57) Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации КА заключается в формировании сигнала оценки угла и сигнала оценки угловой скорости вращения КА, формировании сигнала оценки управления, определении сигнала разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определении сигнала разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определении сигнала разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определении скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Затем формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Устройство для реализации способа содержит пять нормально замкнутых переключателей, два нормально разомкнутых переключателя, семь сумматоров, модель двигателя-маховика, два усилителя, пять интеграторов. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу. Связи между элементами устройства выполнены так, что позволяют управлять поворотом КА по курсу на произвольный угол без потери точности ориентации КА относительно орбитальной системы координат (ОСК). При этом контур коррекции от построителя местной вертикали остаётся в рабочем режиме. КА может либо свободно вращаться по курсу, либо находиться в определенном положении относительно ОСК по курсу без потери точности ориентации. Технический результат заключается в повышении точности ориентации КА в пространстве. 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) с орбит полезных нагрузок. ОЧ РКН содержит топливный отсек, силовой отсек с днищами. На верхнем днище установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, на нижнем - маршевая двигательная установка (МДУ) с удлиненным зарядом, соединенным электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания. ОЧ РКН ориентируют и стабилизируют за счет энергетики газифицированных остатков компонентов жидкого топлива, прикладывают импульс скорости, зависящий от радиусов апогея и перигея орбиты спуска МДУ ОЧ. Изобретение позволяет уменьшить площадь района падения фрагментов ОЧ ступени РКН. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к управлению движением космических объектов, в частности стабилизации относительного (вокруг собственного центра масс) движения фрагментов космического мусора. Способ стабилизации движения указанных фрагментов включает приложение силы к фрагменту в его расчетных точках. Силу создают пневматическим воздействием на фрагмент газового факела, генерируемого с борта находящегося рядом спутника. Факел может создаваться устройствами типа реактивных двигателей разного рода. При этом возможно одновременное изменение орбиты фрагмента космического мусора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы. 8 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом (КА). Устройство для ориентации космического аппарата содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре интегратора, два умножителя, КА, двигатель-маховик, модель двигателя-маховика, датчики угловой скорости и угла ориентации, блок задания постоянной величины, блок памяти. Измеряют сигналы угла ориентации и угловой скорости, формируют сигналы задания и управления КА, формируют сигналы оценки угла ориентации, угловой скорости, задания и управления, определяют разность между соответствующими сигналами и сигналами оценки, определяют сигналы оценки момента инерции КА и оценки внешней помехи, корректируют и формируют сигнал ориентации КА. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА, надежность функционирования при отказах датчиков угла ориентации и угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции. Отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата. На реверсном участке траектории производят выборку свободного троса. Достигается упрощение практической реализации и повышение эффективности развертывания тросовой системы. 4 ил.

Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите. При работе таких КА требуется исключение бокового сдвига изображения наземных объектов, например, в фокальной плоскости АН, вызванного суточным вращением Земли. Для этого КА разворачивают на путевой курсовой угол по закону косинуса с круговой частотой, равной орбитальной угловой скорости. Согласно предлагаемому способу одновременно с поворотом КА по курсу поворачивают КА на путевой угол крена по закону синуса с той же частотой. В результате приборная путевая плоскость, образованная осями крена и курса, оказывается повернутой относительно линии узлов орбиты на постоянный угол, равный амплитуде путевого угла. Поэтому в установившемся режиме энергия затрачивается не на повороты по курсу и крену, а лишь на угловую стабилизацию КА для противодействия внешним возмущающим воздействиям. Поворот визирной оси АН по крену относительно орбитальной системы координат в сторону наблюдаемых наземных объектов выполняют с учетом текущего программного угла поворота по крену. Предлагаемое устройство включает в себя приборное обеспечение для реализации описанного выше способа. Техническим результатом изобретений является исключение колебательного движения КА по курсу относительно плоскости орбитальной системы координат, а также запаздывания отработки программного угла курса и снижение тем самым расхода энергии, потребного для работы КА на орбите. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение направлено на создание глобальной системы единого времени и единого пространственно-временного поля, которое может быть использовано при навигации космических аппаратов (КА) в космическом пространстве, включая определения их эфемерид-альманахов содержащих информацию о координатах КА в любой момент времени, в системах GPS, ГЛОНАСС и других, что обеспечивается за счет того, что способ формирования информационного пространственно-временного поля включает синхронизацию пространственно разнесенных генераторов системы единого времени по астрономическим событиям, при этом генераторы системы единого времени в качестве целевой аппаратуры КА выводят в либрационные точки L4, L5. Синхронизацию их работы осуществляют по астрономическим событиям, в качестве которых используют сигналы пульсарных событий рентгеновского диапазона. Полученные синхронизированные сигналы генераторов системы единого времени преобразовывают в цифровой код, несущий информацию эталонного времени и частоты, а также пространственных координат КА, который излучается в штатном радиодиапазоне в около земное пространство. Для синхронизации генераторов системы единого времени используют сигналы пульсарных событий, координаты которых находятся на прямой перпендикулярной плоскости орбиты луны. Для определения пространственных координат КА используют сигналы не менее трех пульсарных событий, координаты каждого из которых находятся в одной их трех взаимноперпендикулярных плоскостей. Генераторы систем единого времени запускают по сигналу единого пульсарного события. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике и предназначена для формирования управляющих команд на средства регулирования секундного расхода компонентов топлива в процессе полета разгонного блока. Способ заключается в поддержании заданного соотношения секундных расходов компонентов топлива из баков на основании непрерывной информации с датчиков секундных расходов компонентов топлива. При этом определяют дискретную производную запаса топлива по времени по измерениям двух смежных измерительных точек дискретных датчиков уровней компонентов топлива в баках. Система включает в себя датчики секундных расходов компонентов топлива, установленные в магистралях подачи и передающие сигналы на счетно-решающее устройство, а оттуда - на органы регулирования. Система дополнительно содержит дискретные датчики уровней компонентов топлива, установленные в баках изделия. Имеются усилительно-преобразовательное устройство сигналов с дискретных датчиков, формирующее на своих выходах сигнал логической «1» в момент фиксации прохождения уровнем жидкости чувствительного элемента соответствующего датчика, и усилительно-преобразовательное устройство сигналов датчиков секундных расходов окислителя и горючего, преобразующее сигналы с датчиков в цифровой код, соответствующий измеренной величине объемных секундных расходов компонентов топлива. Датчики температур обоих компонентов топлива подключены к усилителю-преобразователю сигнала, формирующему температурную поправку к показаниям датчиков секундного расхода. Вычислительное устройство осуществляет обработку информации с усилительно-преобразовательных устройств и через блок управления формирует команду на дроссель регулирования соотношения секундных расходов компонентов топлива. Группа изобретений обеспечивает оптимальные параметры маршевого жидкостного ракетного двигателя и минимальных остатков топлива. Как следствие, уменьшаются вес собственно двигательной установки и увеличивется вес полезной нагрузки. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов. Ракета-носитель содержит один маршевый двигатель в карданном подвесе и отделяемую первая ступень. Первая ступень содержит аэродинамические рули с гидравлическими сервоприводами для управления движением по крену на участке прохождения наибольших скоростных напоров при выведении ракеты-носителя на орбиту. Гидравлические сервоприводы снабжены гидрозамками с возможностью автоматической фиксации в заданном положении при выключенном маршевом двигателе и отсутствии давления в гидравлических сервоприводах аэродинамических рулей, установленных в носовой части отделяемой первой ступени ракеты-носителя. Достигается уменьшение рассеивания точек падения отработавшей первой ступени. 5 ил.

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б. использовано при сопровождении одним КА другого КА на заданном расстоянии. Способ включает проведение траекторных измерений и коррекций, с минимизацией эксцентриситета орбиты и определением положения КА-субъекта в инерциальном пространстве. При этом системе навигации и управления движением придают комплект приемо-передающей радиоаппаратуры и оптический датчик углов «Полярная звезда - КА-субъект - КА-объект». Измеряют дальность до КА-объекта, определяя ее отклонения от средней величины на шагах измерений. По окончании каждого цикла шагов измерений выявляют динамику изменения указанных средних величин и определяют приращение оскулирующего периода обращения КА-субъекта по отношению к аналогичному периоду обращения КА-объекта. Определяют за оборот по орбите угол между плоскостями орбит КА-объекта и КА-субъекта, а также время пересечения плоскостей этих орбит КА по показаниям оптического датчика углов. При превышении указанного приращения периода обращения заранее заданной величины оперативно рассчитывают параметры подстроечной коррекции этого периода обращения. В расчетное время пересечения плоскостей орбит КА включают двигатель коррекции, отдавая приоритет двигателю коррекции орбитального наклонения. Техническим результатом изобретения является повышение точности сопровождения КА-объекта и уменьшение энергозатрат системы коррекции КА. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при выполнении в космосе операций сближения, облета, зависания, причаливания со стыковкой космических аппаратов (КА), в авиации для обеспечения посадки летательных аппаратов в условиях ограниченной видимости, а также для позиционирования исполнительных механизмов при выполнении монтажно-сборочных работ и других операций с помощью робототехнических средств. Устройство содержит корпус, источник излучения, плоские дифракционные решетки и выходные отверстия. Четыре плоскости плоских дифракционных решеток попарно перпендикулярны, две из них пересекаются под прямым углом на оси, проходящей через общий источник облучения и параллельной строительной оси пассивного КА, две остальные образуют с осью угол от 0° до 90°. Изобретение позволяет снизить нагрузки на стыковочные узлы и конструкции корпусов активного и пассивного КА при стыковке. 4 ил.

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для удержания на заданной геостационарной орбитальной позиции космического аппарата (КА). После увеличения срока управления центром масс КА без привлечения наземных средств измерения навигационных параметров рассчитывают план коррекции движения центра масс КА работой одного двигателя коррекции (ДК) и на каждом шаге коррекции фиксируют начало и окончание свободного движения на борту КА инерционной массы в имеющей сферическую форму замкнутой емкости. Инерционная масса представляет собой магнитовосприимчивый шарик. Управляющее ускорение определяют из уравнения равноускоренного движения без начальной скорости по заранее известному пути в этой емкости с помощью акселерометра высокой точности определения линейного ускоряющего воздействия в условиях невесомости. Определяют длительность работы и уточняют время выключения ДК. Изобретение позволяет повысить точность удержания КА по долготе и расчета управляющих ускорений, снизить энергозатраты удержания КА и увеличить срок управления центром масс КА в неавтономном режиме. 3 ил., 2 табл.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании. Для управления движением центра масс космического корабля при причаливании измеряют угол рассогласования относительно линии визирования с запаздыванием и угловую скорость линии визирования с запаздыванием. В случаях превышения углом рассогласования заданного порога срабатывания или превышении угловой скорости линии рассогласования заданного порога срабатывания и угле рассогласования, меньшем заданного порога срабатывания, прикладывают управляющее воздействие по центру масс. Длительность управляющего воздействия пропорциональна модулю угла рассогласования и модулю угловой скорости линии визирования с учетом дальности, а знак противоположен знаку угла рассогласования и знаку угловой скорости линии визирования. Определяют среднюю скорость по величине угла дрейфа. Угол дрейфа определяется по угловой скорости линии визирования на интервале времени как сумма значений запаздываний при определении угла рассогласования и угловой скорости линии визирования. Когда средняя угловая скорость равна или больше половины порога срабатывания по угловой скорости линии визирования производят приложение управляющего воздействия по центру масс. Длительность управляющего воздействия пропорциональна модулю средней скорости с учетом дальности, а знак противоположен знаку средней угловой скорости. Обнуляют накопленные значения угла дрейфа и временного интервала и начинают определение угла дрейфа и средней скорости. Изобретение позволяет повысить точность регулирования угловой скорости линии визирования. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами. Система стабилизации углового движения космического аппарата содержит три канала управления, каждый канал управления содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой скорости, блок периодической коммутации, переключатель, блок реактивных двигателей, последовательно соединенные датчик угла, элемент сравнения, суммирующий усилитель, релейный элемент. Элемент сравнения соединен с задатчиком сигнала управления, суммирующий усилитель соединен с датчиком угловой скорости, блок периодической коммутации соединен с переключателем. Изобретение позволяет снизить энергопотребление, уменьшить массу системы, минимизировать количество используемых реактивных двигателей. 1 табл., 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удержания геостационарного космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите. Ошибка управления движением центра масс КА комплексно устраняется с использованием коэффициента трансформации силы тока и напряжения в плазменных двигателях в тягу двигателя и переустановкой контрольной по периоду обращения КА плоскости в центр активного участка орбиты. Выбирается номинальная линия (парадигма) удержания в плоскости и посредством коррекций вызывается и поддерживается в течение длительного времени устойчивый центростремительный эффект эволюции КА на орбитальной позиции. Изобретение позволяет повысить точность удержания по долготе, исключить коррекцию периода обращения по долготе и снизить энергозатраты. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для стабилизации заданного уровня тяги двигателей коррекций движения космического аппарата. Бак с рабочим телом (БРТ) имеет три емкости. Весь газ наддува (ГН) в начале находится в дополнительной емкости постоянного объема (ДЕПО), примыкающей к противоположной сильфону стенке БРТ. При расхождении текущего и заданного рабочего давления топлива определяют достоверные текущие температуру и давление ГН в средней емкости (между сильфоном и ДЕПО), массовый остаток топлива, текущий объем ГН в средней емкости, требуемую для выхода на рабочее давление порцию массы ГН из ДЕПО, исходя из текущего давления в ДЕПО и сечения межемкостного канала, а также длительность перехода этой порции в среднюю емкость. В назначенное время проводят открытие и закрытие межемкостных клапанов. Изобретение обеспечивает повышение уровня и стабильности эффективной тяги двигателей, а также точности расчета параметров коррекций. 2 ил.

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой. В данном способе при переходе на терминальное управление на последнем маневре, перед отделением КА, прогнозируют момент отсечки маршевого двигателя при достижении функционалом энергии заданного значения. Для этого в момент указанного перехода определяют условное время сгорания массы РБ (израсходования топлива) и разность между этим временем и заданным (из полетного задания) его значением. Данная разность характеризует располагаемую длительность работы маршевого двигателя, которую сравнивают с рассчитанной на основе полетного задания. Если расчетная длительность превышает располагаемую, то момент окончания маневра (отсечки двигателя) определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы двигателя. Это суммарное время запоминают и выполняют прогноз движения РБ на каждом такте терминального управления с постоянным шагом интегрирования. Данный шаг равен отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования в модели движения РБ. Топливо РБ (и последний маневр) могут закончиться при недоборе функционала энергии. В этом случае знание момента окончания маневра позволяет, используя имеющуюся энергетику РБ, с помощью терминального управления в боковом движении обеспечить к этому моменту требуемое наклонение орбиты КА. Техническим результатом изобретения является повышение точности формирования наклонения заданной орбиты в режиме окончания расходования компонентов топлива на последнем маневре выведения КА на эту орбиту. 1 табл.

Изобретение относится к управлению ориентацией пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете по орбите вокруг планеты. ПКА оснащен прибором наблюдения поверхности планеты. Способ включает построение ориентации ПКА по местной вертикали, после чего осуществляют поворот экранной сетки прибора наблюдения до совмещения ее линий с направлением движения ориентиров. Определяют значение угла поворота сетки и затем задают угловую скорость вращения ПКА вокруг центра масс относительно местной вертикали. Данное вращение завершают по достижении определенного значения угла поворота сетки. Затем возвращают экранную сетку в исходное положение для контроля совпадения направления бега ориентиров подстилающей поверхности с линиями сетки. Техническим результатом изобретения является повышение точности построения ориентации ПКА по движению ориентиров подстилающей поверхности с одновременным уменьшением расхода рабочего тела.

Группа изобретений относится к области космической техники, а именно к способу калибровки измерителей угловой скорости бесплатформенных интегральных систем ориентации космических аппаратов и к устройству, которое его реализует. Способ калибровки заключается в выполнении трех последовательных калибровочных плоских вращений космического аппарата, вокруг осей крена, рыскания и тангажа на заданный угол. Перед первым калибровочным поворотом осуществляют стабилизацию космического аппарата в заданном положении, определяют приращение углового положения и угловое положение как аналитическое решение кинематических уравнений и средние значения проекций скорости вращения космического аппарата на каждую из измерительных осей измерителя угловой скорости. По невязкам на участках программных поворотов и рассчитанным значениям постоянных уходов определяют погрешности масштабных коэффициентов и погрешности установки каждой из измерительных осей одноосных измерителей. Устройство калибровки содержит измерители угловой скорости, астроизмерительную систему, блок учета параметров калибровки, подключенный к измерителю угловой скорости, к блоку расчета параметров калибровки, к блоку интегрирования проекций угловой скорости на оси чувствительности измерителей угловой скорости и к блоку расчета параметров углового движения. Блок расчета параметров углового движения соединен с астроизмерительной системой. Блок расчета невязок присоединен к блоку расчета параметров калибровки и к блоку запоминания. Блок запоминания подключен к блоку интегрирования, к блоку расчета параметров углового движения и к блоку формирования программного движения. Блок расчета нулевых сигналов соединен с блоком расчета параметров калибровки, с блоком расчета невязок и с блоком формирования программного движения. Блок формирования программного движения подключен к блоку расчета невязок и к блоку расчета параметров калибровки. Достигается повышение оперативности и точности определения угловой скорости вращения и ориентации космического аппарата. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космическим аппаратам. Способ активно-пассивного успокоения, ориентации и стабилизации космического аппарата на орбитах высотой до 400 км включает комбинированное моментное воздействие от гравитационного стабилизатора и тяги реактивных двигателей. Ориентацию космического аппарата по крену и тангажу производят по сигналу блока управления в момент максимума отклонения продольной оси гравитационного стабилизатора от положения ее динамического равновесия вдоль местной вертикали одиночным или залповым включением реактивных двигателей в плоскости отклонения и по направлению отклонения. Реактивные двигатели размещены на дальнем относительно центра масс космического аппарата конце гравитационного стабилизатора таким образом, чтобы вектор тяги каждого реактивного двигателя был перпендикулярен продольной оси гравитационного стабилизатора. Успокоение и активную стабилизацию космического аппарата по крену и тангажу производят по сигналу блока управления одиночным или залповым включением реактивных двигателей в момент пересечения концом гравитационного стабилизатора местной вертикали, в плоскости отклонения и против направления отклонения. Успокоение, ориентацию и стабилизацию космического аппарата по курсу производят по сигналу блока управления путем развертывания дополнительно введенного аэродинамического экрана, баллистический коэффициент которого превышает баллистический коэффициент космического аппарата. Соединение космического аппарата и экрана осуществляют посредством гибкой связи, вертлюга и не менее трех строп, с общей длиной указанного соединения не менее 1/2 миделя экрана. Достигается уменьшение расхода топлива. 2 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). Способ управления включает гравитационную ориентацию КА и его закрутку вокруг продольной оси (минимального момента инерции). При нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты совмещают эту плоскость с плоскостью СБ к моменту прохождения утреннего терминатора. Измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной поверхности СБ и направлением на Солнце. В момент прохождения утреннего терминатора осуществляют закрутку КА в направлении, соответствующем уменьшению указанного угла, причем угловую скорость закрутки выбирают из диапазона 360°/Т - 720°/Т, где Т - период обращения КА по орбите. Техническим результатом изобретения является обеспечение достаточного поступления энергии СБ на орбитах с максимальной длительностью теневого участка.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ. Способ включает прогнозирование точки приземления ОЧ, сравнение прогнозируемых координат точки падения с координатами разрешенной зоны падения, оценку величины остатков топлива в баках. После отделения к центру масс ОЧ прикладывают импульс, величину и направление которого определяют из условия возможного изменения наклонения орбиты выведения РКН. Для реализации приращения скорости центра масс ОЧ для обеспечения спуска ОЧ в заданный район падения применяется автономная бортовая система увода с использованием остатков компонентов жидкого топлива в баках ОЧ. Достигается повышение массы выводимого полезного груза при сохранении существующих районов падения и при отсутствии необходимости дополнительного отчуждения земель под зоны падения ОЧ первых ступеней при пусках на наклонения орбит, для которых нет соответствующих азимутов пуска с соответствующими районами падения ОЧ. 1 ил.

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков, выводящих космические аппараты на заданную орбиту с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой. В способе прогнозируют параметры движения разгонного блока на момент отсечки маршевого двигателя и определяют по ним отклонения радиуса и радиальной скорости от их значений на заданной орбите. Определяют чувствительность этих траекторных параметров к изменению параметров программы ориентации. Формируют сигналы коррекции управления по углу тангажа и угловой скорости тангажа и суммируют поправки с программными значениями угла тангажа и угловой скорости. Вводят в указанную программу ориентации в качестве дополнительного параметра угловое ускорение тангажа и определяют чувствительность отклонений по радиусу и радиальной скорости к изменению углового ускорения. Определяют по прогнозируемым отклонениям радиуса и радиальной скорости от их значений на заданной орбите корректирующие поправки по угловой скорости тангажа и угловому ускорению тангажа. Ограничивают сигнал коррекции по угловой скорости тангажа на заданном уровне и изменяют сигнал коррекции по угловому ускорению тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по угловой скорости тангажа и обратно пропорционально сформированному значению сигнала коррекции по угловой скорости тангажа. Суммируют эти поправки с программными значениями угловой скорости и углового ускорения тангажа, определяя тем самым новые значения параметров программы ориентации. Достигается снижение уровня возмущений, действующих на контур угловой стабилизации разгонного блока, и повышение точности угловой стабилизации разгонного блока относительно заданной ориентации. 6 ил.

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. Эта двигательная установка может состоять из центрального двигателя и двух боковых, расположенных в одной плоскости (напр., в плоскости рыскания ракеты). В случае отказа (без взрыва) одного из боковых двигателей в процессе подъема ракеты остальные двигатели или их часть переводят в форсированный режим работы. Стабилизируют ракету в вертикальном положении до заданной высоты подъема. Затем разворачивают ракету по крену до совмещения плоскости расположения двигателей с плоскостью ее выведения в безопасную зону. При этом аварийный двигатель ориентируют в сторону набегающего потока. Угловые параметры отклонения ракеты в направлении выведения к моменту окончания участка старта удерживают в пределах допустимых, из условия обеспечения дальнейшей ее стабилизации, значений. Для обеспечения безударного выхода камер из углублений в стартовом столе боковые двигатели до старта устанавливают с одинаковым угловым наклоном в сторону от продольной оси ракеты. Относительно данной оси камеры фиксируют в нулевом положении, а снятие фиксации производят в момент начала движения ракеты. При этом продольные оси боковых камер совмещаются, с момента их выхода из углублений, с продольными осями боковых двигателей. Технический результат изобретения состоит в повышении безопасности старта ракеты в случае аварии (без взрыва) многодвигательной установки ее первой ступени. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к средствам аэродинамического торможения спутника, используемым для снятия спутников с орбиты после окончания срока их службы. Аэродинамическая поверхность (2, 3) спутника (1) предназначена для увеличения поверхности его лобового сопротивления без специальной стабилизации спутника на орбите. Поверхность содержит один или более элементов, формирующих в развернутом состоянии трехмерную конструкцию в виде по меньшей мере двух панелей (2а, 2b, 3а, 3b), образующих двугранные углы. Каждая пара панелей развертывается от одной мачты развертывания, расположенной вдоль ребра (6, 7) соответствующего двугранного угла. Панели (2, 3) образованы плоскими в развернутом состоянии гибкими мембранами, натянутыми по двум сторонам элементов удержания, перпендикулярных мачте. Технический результат изобретения состоит в уменьшении массы конструкции поверхности аэроторможения, потребляемой для ее развертывания энергии и габаритов в сложенном состоянии, а также в повышении надежности ее использования в конце срока службы спутника. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.