Космические летательные аппараты: ...с использованием инерционного или гироскопического эффекта – B64G 1/28

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). В предлагаемом способе сигнал гироизмерений вектора угловой скорости (ВУС) используют для формирования сигнала управления. При этом после отказа одного гироскопа формируют сигнал среднего значения астроизмерений ВУС. При отказе двух или более гироскопов формируют сигнал идентификации ВУС, а для формирования управления используют сигнал среднего значения астроизмерений ВУС. При отказе астродатчика для формирования сигнала управления используют сигнал идентификации ВУС. Предлагаемое устройство структурно включает в себя КА и его модель, астродатчик, гироскопический измеритель ВУС, формирователи сигналов гиро- и астрокватернионов и кватерниона сигнала идентификации ВУС. В состав устройства введены два нелинейных блока и два формирователя сигнала переключения. Указанные элементы соединены между собой через цепи с сумматорами, нормально-замкнутыми и нормально-разомкнутыми переключателями. Технический результат группы изобретений заключается в повышении надежности и точности измерения вектора угловой скорости КА. 2 н.п. ф-лы, 3 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.

Группа изобретений относится к бесплатформенным системам ориентации (БСО) космических аппаратов (КА) с гироинерциальными и астронавигационными элементами. Предлагаемый способ состоит в компенсации ошибок БСО, вызванных систематическими погрешностями датчиков угловой скорости (ДУС). Он основан на сравнении показаний ДУС и датчиков астроориентации (ДАО). Оценку погрешности ДУС формируют изодромным преобразованием результата сравнения сигналов углового положения КА, измеренного блоком ДАО и вычисленного в вычислительном устройстве БСО по показаниям ДУС. Сигнал оценки погрешности ДУС на выходе изодромного звена формируют во время подключения к управлению блока ДАО. Этот сигнал запоминают на время отключения от управления блока ДАО. Одновременно осуществляют непрерывное вычитание полученного сигнала из показаний ДУС. В составе показаний этих ДУС отражены абсолютная угловая скорость КА и ошибка, вызванная систематическими погрешностями. Устройство, реализующее предлагаемый способ, содержит БСО, блок ДАО, исполнительные органы. Блок гироинерциальных измерителей БСО составлен из однокомпонентных ДУС. Вычислительное устройство осуществляет интегрирование кинематических уравнений по информации от ДУС. Вычислительные модули включают в себя изодромные звенья, сумматоры и элементы сравнения. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности ориентации КА при непрерывном режиме эксплуатации КА за счет постоянной автоматической компенсации ошибок БСО. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и касается маневрирования КА с солнечным парусом для управления его тягой. Способ переориентации и управления тягой вращающегося КА с солнечным парусом заключается в изменении угла ориентации КА в пространстве за счет изменения параметров вращения. Изменение ориентации на требуемый угол производят посредством временной потери устойчивости мгновенной оси вращения КА и восстановления этой устойчивости при переориентации мгновенной оси вращения на требуемый угол относительно исходного положения. Потеря устойчивости происходит за счет управляемой смены соотношений величин трех главных моментов инерции КА относительно его трех главных ортогональных осей. Исходно максимальный по величине среди трех главных моментов инерции момент инерции относительно оси исходно устойчивого вращения КА временно и управляемо делают средним по величине моментом инерции. При переориентации КА на требуемый угол для восстановления устойчивости величину указанного главного момента инерции снова делают максимальной. Изменение моментов инерции осуществляют путем перераспределения масс КА относительно соответствующих осей в радиальном направлении. Достигается переориентация КА в пространстве независимо от солнечного светового воздействия (давления), изменение ориентации в пространстве лопастей солнечного паруса. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к управлению полетом космического аппарата (КА), преимущественно телекоммуникационного спутника, в составе которого имеется система терморегулирования (СТР) с дублированными жидкостными трактами. КА имеет также систему ориентации и стабилизации, создающую управляющие моменты и снабженную газовыми реактивными соплами. Способ включает определение результирующего нескомпенсированного кинетического момента КА по данным телеметрических измерений величин угловых скоростей в каналах тангажа, крена и рыскания. Определяют также расход рабочего газа в течение конкретного периода эксплуатации на орбите и прогнозируют срок нормального функционирования КА. При этом указанные нескомпенсированный кинетический момент и расход рабочего газа определяют последовательно дважды: при работе обоих жидкостных трактов и при работе только одного из них. Прогнозируют соответствие параметра системы терморегулирования по нескомпенсированному кинетическому моменту требуемой величине и срок нормального функционирования КА при работе обоих жидкостных трактов. При несоответствии этого параметра требуемому сроку эксплуатации КА на орбите один из жидкостных трактов на определенном этапе эксплуатации выключают. Технический результат изобретения состоит в обеспечении достоверного определения величин нескомпенсированных кинетических моментов, создаваемых отдельной системой КА (спутника) на орбите - для прогнозирования и обеспечения срока нормального функционирования КА. 1 ил.

Изобретения относятся к инерционно-гироскопическим системам управления угловым положением космических аппаратов (КА). Устройство представляет собой динамически симметричную систему твердых тел-роторов, вращающихся на множестве осей, симметрично закрепленных в корпусе КА. Роторы располагаются на осях центрально-симметричным образом. Для каждого ротора существует свой симметричный сопряженный ротор с эквивалентными инерционно-массовыми параметрами. Изменение ориентации КА осуществляется в соответствии с законом сохранения кинетического момента. Для этого производят синхронную раскрутку сопряженных роторов в противоположных направлениях и последующий быстрый (практически мгновенный) захват-торможение одиночных роторов. Последний осуществим путем зацеплений роторов с корпусом или посредством создания больших сил трения в осях. При этом сперва производят захват-торможение одного из пары сопряженных роторов, а после поворота КА на требуемый угол - захват-торможение парного сопряженного ротора для остановки КА. Технический результат изобретений направлен на обеспечение безынерционности и быстродействия выполнения маневров переориентации КА, без постоянного поддержания больших угловых скоростей вращений роторов и независимо от нелинейности характеристик раскручивающих двигателей. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией и движением центра масс космического аппарата (КА). Способ включает определение требуемой скорости коррекции орбиты КА и поддержание заданной ориентации КА с помощью силовых гироскопов. В процессе коррекции определяют текущий вектор кинетического момента КА и прогнозируют его изменение. Выбирают группы двигателей ориентации для проведения коррекции орбиты и разгрузки гироскопов до момента попадания вектора в заданную область его значений S_K S, где S - область располагаемых значений . При этом для каждой из групп '(i) i-x двигателей, дающей требуемую скорость коррекции - помимо двигателей для разгрузки гироскопов, - прогнозируют значения суммарного вектора в конце коррекции, принадлежащие области S. По этим значениям и точкам прицеливания в область S_K определяют рассогласования вектора и возможность их устранения управляющими магнитными моментами токовых контуров КА. Если данные рассогласования устранимы, то задействуют необходимые контуры, а среди групп '(i) выбирают ту, которая дает минимальный расход рабочего тела. В противном случае определенные части рассогласований устраняют с помощью магнитной системы ориентации КА, а другие их части - при помощи двигателей ориентации, выполняющих одновременно с коррекцией орбиты КА разгрузку силовых гироскопов. Техническим результатом изобретения является сокращение затрат рабочего тела двигателей ориентации. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Предлагаемый способ включает математическое моделирование орбиты КА, измерение кинетического момента силовых гироскопов и - на определенных полетных интервалах - параметров углового движения КА. По этим измерениям поддерживают заданную ориентацию КА и определяют действующие на КА возмущающие моменты. На интервале, когда не производится измерение параметров углового движения КА, прогнозируют изменения кинетического момента силовых гироскопов, требуемые для поддержания заданной ориентации КА. В соответствии с прогнозом воздействуют на эти гироскопы и одновременно измеряют рабочие параметры целевой нагрузки. С момента несоответствия данных параметров их номинальным значениям при штатной ориентации КА повторно измеряют параметры углового движения КА, определяют действующие на КА возмущающие моменты и строят заданную ориентацию КА. Затем на оставшейся части указанного интервала прогнозируют, как и ранее, изменение кинетического момента силовых гироскопов и поддерживают заданную ориентацию КА в соответствии с прогнозом. Если же указанный интервал уже исчерпан, то продолжают управление ориентацией КА по измеряемым параметрам его углового движения до очередного интервала, на котором не производится измерение параметров углового движения КА. Техническим результатом изобретения является сохранение штатной ориентации КА в условиях отсутствия информации от приборов, измеряющих параметры углового движения КА. 10 ил., 2 табл.

Изобретение относится к управлению ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает выбор для коррекции орбиты КА определенных групп реактивных двигателей (РД) и интервалов их включения. Действие РД согласуют с работой силовых гироскопов, поддерживающих заданную ориентацию КА в процессе коррекции орбиты. Указанный выбор осуществляют по текущим и прогнозируемым значениям суммарного вектора кинетического момента КА с учетом внешних возмущающих моментов и моментов от тяг РД. При этом максимизируют прогнозируемый импульс включаемой группы РД, продолжая коррекцию ею до тех пор, пока расхождение между указанными прогнозируемым и текущим значениями будет оставаться допустимым. Максимизацию производят на множестве располагаемых РД и на множестве возможных интервалов включения тех или иных групп РД. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности коррекции орбиты КА располагаемым набором РД. 4 ил.

Изобретение относится к области управления космическим аппаратом (КА). Предлагаемый способ включает выставку оси визирования прибора зондирования (ПЗ) относительно строительных осей КА и разворот КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. Также производят разворот КА до совмещения оси его минимального момента инерции с плоскостью орбиты. Измеряют высоту орбиты КА, определяя значения углов между направлением на центр Земли и направлениями на нижнюю ( ₀) и верхнюю границы исследуемого слоя атмосферы. В зависимости от этих углов выставляют ось визирования ПЗ под определенным углом ( ) к оси минимального момента инерции КА в сторону, соответствующую наибольшей освещенности солнечных батарей КА. Данный угол отвечает минимальному рассогласованию между текущим углом отклонения оси минимального момента инерции КА от местной вертикали и углами отклонений данной оси от местной вертикали в начале и конце сеанса зондирования. Измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА и при его совпадении со значением угла ₀ измеряют угол возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли. При значениях последнего угла, меньших или равных углу возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли, разворачивают КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. При этом ось минимального момента инерции КА совмещают с направлением, лежащим в плоскости орбиты и образующим с проекцией на эту плоскость направления на Солнце определенный угол, зависящий от упомянутых углов ₀ и . Зондирования атмосферы выполняют в моменты захода Солнца за видимый с КА горизонт Земли, поддерживая неизменную ориентацию КА последовательно в орбитальной и инерциальной системах координат. Технический результат изобретения состоит в увеличении информативности зондирования атмосферы Земли при минимальных энергетических затратах на борту КА. 8 ил.

Изобретение относится к области управления космическим аппаратом (КА). Согласно предлагаемому способу стабилизируют КА и зондируют атмосферу Земли в моменты захода Солнца за видимый с КА горизонт Земли. При этом разворачивают КА осью его минимального момента инерции перпендикулярно плоскости орбиты. Измеряют высоту орбиты КА и выставляют ось визирования прибора зондирования (ПЗ) в сторону, соответствующую наибольшему съему электроэнергии с солнечных батарей КА, на определенное угловое расстояние от оси минимального момента инерции КА. Измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА и сравнивают этот угол с углом между направлением на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы и направлением на центр Земли. При их совпадении и минимальном значении угла между осью минимального момента инерции КА и нормалью к плоскости орбиты разворачивают КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. Измеряют угол возвышения Солнца над указанным видимым горизонтом и сравнивают этот угол со значением угла возвышения над горизонтом верхней границы исследуемого слоя атмосферы Земли. В период, когда угол возвышения Солнца меньше или равен сравниваемому с ним значению, выполняют зондирование атмосферы Земли. Предлагаемая система управления включает в себя необходимые блоки и связи между ними для выполнения описанных выше операций. Причем в нее введены блоки измерения упомянутых выше углов и определения моментов зондирования атмосферы и построения соответствующей ориентации КА. Технический результат изобретения состоит в увеличении информативности зондирования атмосферы Земли при минимальных энергетических затратах на борту КА. 2 н.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к космонавтике и, в частности, к системам астрокоррекции азимута пуска ракет-носителей. Предлагаемое устройство служит для коррекции по азимуту пуска положения гиростабилизированной платформы (ГСП) системы управления ракеты-носителя и содержит размещенные на указанной платформе оптический объектив и фоточувствительную часть. Последняя состоит из по меньшей мере двух фотоприемников (ФП) с различными спектральными характеристиками и сканирующего элемента, выполненного в виде пьезоэлемента с закругленным отражающим торцом. При малом колебании сканирующего элемента любой луч после объектива, отражаясь от закругленной поверхности, попадает на одиночный ФП. Этот момент зависит от положения звезды относительно визирной оси объектива и траектории развертки. При стабильной развертке момент появления сигнала от ФП внутри периода развертки жестко связан с положением указанного луча, а положение визирной оси фиксировано при размещении устройства на ГСП. При использовании двух ФП с различными спектральными характеристиками появляется возможность корректировать положение ГСП по двум спектрально разным навигационным звездам. Техническим результатом изобретения является снижение массы и габаритов астровизирного устройства, а также повышение надежности его работы. Появляется возможность устанавливать это устройство непосредственно на гиростабилизированную платформу системы управления ракеты-носителя и доприцеливать ракету на активном участке полета после сравнительно грубого прицеливания по азимуту пуска во время предпусковой подготовки. В свою очередь это позволяет упростить и удешевить наземную систему прицеливания, а также устранить погрешности в азимуте пуска, связанные с разрывом по времени между запуском двигательной установки первой ступени ракеты и ее отрывом от пускового устройства. 2 ил.

Изобретение относится к электромеханическим исполнительным органам управления угловым положением космических летательных аппаратов (КА) и может быть использовано для создания систем опор в невесомости при проведении разворотов и фиксации КА. Гироскоп содержит два или три гироскопических элемента в герметичном корпусе с гелиевым наполнением, оси вращения которых взаимно перпендикулярны, электроприводы поворота гироскопических элементов и блок управления. Гироскопические элементы выполнены в виде двух маховиков - якорей электромотора, расположенных на одной оси вращения, концентрично один в другом, каждый из которых имеет элемент кольцеобразной формы с прямоугольным сечением, жестко соединенный с несущими конусообразными элементами для фиксации на оси вращения, расположенными с двух сторон от него. Силовые электрические обмотки электропривода расположены на элементах кольцеобразной формы, входы обмоток соединены с контактными кольцами, а выходы - с соответствующими ламелями коллектора, при этом между коллекторами маховиков-якорей расположены ролики для обеспечения электрического контакта, каждый из маховиков-якорей содержит тормозные барабаны, расположенные на разных несущих элементах. Корпус каждого гироскопического элемента имеет форму чечевицы. Техническим результатом является упрощение за счет автоматической компенсации паразитных отклонений моментов прецессии. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к астронавигации, управлению угловым и орбитальным положением космического аппарата (КА). Предлагаемая система содержит управляющий компьютер, звездный датчик, датчик Земли, запоминающее и временное устройства, процессоры управления положением, обработки угловых и орбитальных данных, инерционные маховики и двигательную установку коррекции орбиты КА. В качестве астроориентиров используются опорная и навигационная звезды из зоны полюса мира. С помощью бортовых средств направление с КА на опорную звезду и направление центральной оси датчика Земли на центр Земли совмещаются с плоскостью, образованной центральными осями датчиков. Смещение направления на опорную звезду относительно центральной оси датчика Земли трактуется как широтное изменение орбитального положения КА. Отсчитываемый от базы датчика поворот навигационной звезды вокруг опорной звезды принимается за инерциально-долготное изменение. Точкой отсчета долготы служит точка весеннего равноденствия, с часовым углом которой синхронизировано бортовое время. Это время обнуляется по завершении полного поворота Земли. Стохастические измерения посредством статистической обработки сглаживаются и преобразовываются в географические широтные и долготные параметры. Сглаженные инерциальные параметры сравниваются с представленными в запоминающем устройстве параметрами заданного витка орбиты КА. Выявленные отклонения орбиты устраняются посредством двигательной установки коррекции. Технический результат изобретения состоит в повышении точности автономного определения параметров углового и местоположения КА при выявлении эволюционных изменений орбитальных параметров КА относительно заданной орбиты и их автоматическом устранении. 44 ил.

Изобретение относится к способам управления угловым движением космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает измерение параметров ориентации КА на полетном интервале времени, формирование реактивными маховиками (РМ) управляющего момента, измерение текущих векторов угловых скоростей основных и дополнительных РМ, определение вектора

Изобретения относятся к способам и системам управления угловым движением космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает измерение параметров ориентации КА на полетном интервале, формирование реактивными маховиками (РМ) управляющего момента, измерение текущих векторов угловых скоростей РМ, определение вектора

Изобретение относится к области управления угловым движением космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает измерение суммарного кинетического момента

Изобретение относится к средствам ориентации и навигации объектов, подвижных в тех или иных средах, в частности внутритрубных инспектирующих снарядов магистральных трубопроводов. В предлагаемом способе используются двухосный гироскопический и дополнительно введенный однокомпонентный датчики угловой скорости, а также блок трех акселерометров, которые устанавливают на корпусе модуля. Вначале оси модуля совмещают с осями горизонта и направлением на географический север, определяя и запоминая осредненные нулевые сигналы датчиков угловой скорости и блока акселерометров. Затем модулю задают ограниченные повороты на углы курса, крена и тангажа, измеряя и запоминая в повернутых положениях сигналы указанных датчиков. Далее последовательно устанавливают модуль в шесть фиксированных положений. В результате определяют угловую скорость дрейфа датчиков угловой скорости и углы неточной установки их измерительных осей, масштабные коэффициенты этих датчиков и блока акселерометров, а также сдвиги нулей и углов неточной установки измерительных осей акселерометров. Определяют также непараллельность трех измерительных осей датчиков соответствующим трем осям блока акселерометров. Техническим результатом изобретения является расширение множества калибруемых параметров инерциального измерительного модуля. 6 ил.

Изобретение относится к области управления ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает поддержание заданной ориентации КА силовыми гироскопами в процессе коррекции орбиты с помощью реактивных двигателей ориентации. При этом прогнозируют попадание вектора кинетического момента КА в области его располагаемых значений для текущего и конечного моментов времени коррекции. Поддерживают отклонение измеряемого значения этого вектора от прогнозируемого в пределах заданной окрестности. При нарушении условий принадлежности вектора кинетического момента КА указанным областям смещают центр масс КА в зависимости от конфигурации и тензора инерции КА, а также создаваемого двигателями ориентации управляющего момента. По завершении коррекции положение центра масс КА восстанавливают. Способ позволяет сформировать в момент завершения коррекции заданный вектор кинетического момента КА и при дальнейшем выполнении программы полета минимизировать число включений двигателей ориентации для разгрузки силовых гироскопов. Технический результат изобретения состоит в получении максимальной скорости коррекции с минимальными ошибками управления и расходом рабочего тела реактивных двигателей. 2 ил.