Космические летательные аппараты: ...с использованием чувствительных элементов, например солнечных датчиков, датчиков горизонта – B64G 1/36

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.

Изобретение относится к приборам ориентации по солнцу и касается оптического солнечного датчика. Датчик содержит широкопольный входной оптический элемент, кодовую маску, светофильтр, защитный экран и матричное фотоприемное устройство МФПУ. Входной оптический элемент выполнен в виде составного моноблока и имеет форму четырехугольной призмы. Моноблок содержит центральную призму в форме четырехугольной усеченной правильной пирамиды, боковые грани которой имеют поглощающее покрытие и четыре боковые одинаковые призмы в форме четырехугольных неправильных пирамид. Одна из граней каждой боковой призмы имеет зеркальное покрытие и этой гранью соединена с соответствующей поглощающей гранью центральной призмы, Составной моноблок опирается на поверхность кодовой маски, в которой выполнены центральный идентификационный маркер, совмещенный с осью симметрии центральной призмы и четыре идентификационных маркера, симметрично расположенные вокруг центрального маркера. Технический результат заключается в повышении точности определения координат и обеспечении равномерности распределения разрешающей способности датчика по всему полю зрения. 9 з.п. ф-лы, 8 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 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.

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов. Сканирующий лазерный маяк содержит корпус, источник лазерного излучения, установленный в сканирующем блоке, основание и ось. В устройство введена оптическая анаморфотная система, установленная в сканирующем блоке на одной оптической оси с источником лазерного излучения. При этом ось, вокруг которой вращается сканирующий блок, расположена под углом 120° к упомянутой оптической оси, а оптическая анаморфотная система представляет собой в сечении, перпендикулярном направлению сканирования, широкоугольный объектив с полем зрения 90°. Причем вращающийся привод, находящийся в механической связи со сканирующим блоком, выполнен вращающимся в плоскости сканирования. 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. 3 ил.

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов. Сканирующий лазерный маяк содержит 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. 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. 3 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс. Способ заключается в том, что оси связанной системы координат КА (X_KA, Y _KA, Z_KA) совмещают с осями солнечно-орбитальной системы координат (Х_СОСК, Y_COCK, Z _COCK). При этом ось Y_COCK направлена на Солнце, а совмещаемая с ней ось Y_KA перпендикулярна к рабочей поверхности солнечных батарей КА. Оси Х_СОСК и X _KA лежат в плоскости орбиты КА и характеризуют общее (на определенном полувитке орбиты) направление движения КА. Ось Z _COCK дополняет систему осей координат до правой прямоугольной. Солнечно-орбитальная система координат является квазиинерциальной по отношению к Солнцу. Ось Y_COCK задается на борту КА датчиком направления на Солнце. Линейная скорость движения КА и плоскость его орбиты определяются известными методами и средствами. Техническим результатом изобретения являются обеспечение условий для максимального использования КА солнечной энергии, а также снижение энергозатрат для переориентации осей связанной системы координат КА в другие системы координат (напр., орбитальную). 4 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг центра масс с использованием прибора, измеряющего направление на Солнце. При ориентации КА в солнечно-орбитальную систему координат (COCK) создаются условия для максимального использования солнечной энергии на КА с жестко закрепленными солнечными батареями. Способ заключается в том, что перед началом ориентации КА в бортовую вычислительную машину вводят параметры орбиты КА. Задают КА поисковую угловую скорость для обеспечения захвата Солнца полем обзора указанного прибора. Далее обнуляют составляющую этой угловой скорости вокруг связанной оси X _КА, обеспечивая нахождение Солнца в поле обзора прибора. Поддерживая нулевую величину данной составляющей, разворотами КА вокруг двух других осей совмещают единичный вектор направления на Солнце со связанной осью Y_КА. В такой ориентации КА осуществляют угловое движение вокруг связанной оси Z_KA в пределах угла ±10°, завершая ориентацию осей КА в COCK. Техническим результатом изобретения является возможность автоматически рассчитывать (на «солнечной» части витка) углы рассогласования текущего положения осей КА и осей COCK по результатам измерения только направления на Солнце и ориентировать исходя из этого КА в COCK. 2 ил.

Изобретения относятся к области защиты от внешних динамических воздействий чувствительной аппаратуры, в частности технологических установок по производству материалов в условиях микрогравитации. Способ согласно изобретению заключается в измерении акселерометрами возмущающих динамических воздействий с борта космического аппарата на полезную нагрузку и обеспечении виброизоляции установок в области высоких и средних частот (от 0,01 до 500 Гц). По данным проводимых измерений определяют текущее направление вектора бортового квазистационарного (до ~ 0.005 Гц) ускорения в центре вращения виброзащитной платформы с размещенной на ней гравитационно-чувствительной установкой. Выделенную ось данной установки стабилизируют под заданным углом относительно указанного вектора в автоматическом режиме. Для реализации способа используется устройство, содержащее указанную платформу, являющуюся прецизионной следящей системой. Она предназначена для обеспечения заданного стабильного углового положения указанной гравитационно-чувствительной установки относительно медленно изменяющегося вектора квазистационарного ускорения. Одновременно обеспечивается виброизоляция данной установки от высоко- и среднечастотных бортовых динамических воздействий. Технический результат изобретений состоит в повышении достоверности результатов научно-технологических экспериментов с гравитационно-чувствительными системами благодаря отслеживанию квазистационарной составляющей микроускорений. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах управления ориентацией спутников связи, снабженных бортовым радиотехническим комплексом, для выполнения своей целевой задачи. Способ управления ориентацией космического аппарата заключается в определении градиентов диаграммы направленности антенны бортового радиотехнического комплекса при поддержании и построении ориентации антенны на абонентов без использования каких-либо датчиков. Достигается расширение функциональных возможностей и возможность функционирования при отказе всех датчиков ориентации после определения градиентов диаграммы направленности антенны бортовым радиотехническим комплексом. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления ориентацией космических аппаратов. Способ управления ориентацией геостационарного космического аппарата заключается в определение зависимости от углов поворота космического аппарата по рысканию углов поворота плоскостей поляризации каждой приемной антенны из пары одинаковых приемных антенн, установленных в местах, прилежащих к n-ой или n-ым точкам прицеливания, и принимающих линейно поляризованные сигналы от радиомаяка, плоскость поляризации которого совмещена с плоскостью, образованной осями связанного базиса, одна из которых совмещена с местной вертикалью, а другая - с осью управления по углу тангажа. Достигается управление ориентацией космического аппарата по рысканию от бортового радиомаяка одним излучающим проводником без дополнительного использования других бортовых датчиков. 7 ил.