RU157041U1 - Малый космический аппарат для наблюдения за орбитальной станцией - Google Patents

Abstract

Малый космический аппарат для наблюдения за орбитальной станцией, содержащий корпус, в котором размещены система ориентации и стабилизации, двигательная установка, бортовой комплекс управления, система электропитания, система терморегулирования, оптико-электронный комплекс наблюдения, отличающийся тем, что введены поворотная платформа, блок управления поворотной платформой, система предупреждения столкновения, система фиксации и стыковки, антенно-фидерное устройство, бортовая информационно-телеметрическая система, при этом первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой выходы бортового комплекса управления подключены к первому входу бортовой информационно-телеметрической системы, системе ориентации и стабилизации, двигательной установке, системе терморегулирования, блоку управления поворотной платформой и оптико-электронному комплексу наблюдения соответственно, а первый, второй и третий входы - к первому выходу бортовой информационно-телеметрической системы, второму выходу системы предупреждения столкновения, выходу оптико-электронного комплекса наблюдения соответственно, первые вход и выход системы предупреждения столкновения связаны со вторыми выходом и входом антенно-фидерного устройства, первые вход и выход которого подключены ко вторым выходу и входу бортовой информационно-телеметрической системы соответственно, а выходы системы электропитания связаны с питающими входами всех систем и блоков малого космического аппарата.

Description

Полезная модель относится к области космической техники и может быть использована при проектировании малых космических аппаратов (МКА), искусственных спутников Земли.

Известны конструкции космических аппаратов по патенту РФ №2164881, патенту РФ №2235047, патенту РФ №2196079. патенту РФ №2293688. В данных патентах предложены решения повышающие надежность функционирования бортовой аппаратуры, снижающие вес аппарата, повышающие сроки активного существования, обеспечивающие их вывод на орбиту. Однако эти решения не затрагивают конструктивных особенностей, направленных на решение целевых задач, для которых предназначен космический аппарат.

Известны мини спутники, предназначенные для решения различных целевых задач. В качестве прототипа выбран микроспутник “Прозрачный Мир” (см. Геоинформационный портал. ГИС-Ассоциация. А. Андронов «В России строится частный спутник-“шпион”», Интернет-портал R&D. CNews. Электронный ресурс URL: http://www.gisa.ru/35936.html (Дата обращения 13.11.2014). Спутник оснащен оптико-электронной камерой съемки Земли, и включает в себя следующие служебные системы: систему трехосной ориентации на основе гиромаховиков управления, систему ориентации на основе магнитометра, систему навигации на основе бортового GPS приемника, двигательную установку для коррекции параметров орбиты, передатчики для передачи на Землю видеоизображений от оптической камеры, систему электропитания, включающую фотопреобразователи и аккумуляторную батарею, бортовой комплекс управления, команд и телеметрии, включая радиоканал управления, систему терморегулирования на основе тепловых труб, размещенные в монолитном корпусе, обладающим необходимой прочностью и жесткостью для вывода любым современным носителем.

Данный космический аппарат совершает орбитальный полет вокруг Земли и выполняет целевую задачу - производит видеосъемку поверхности Земли. Основным недостатком спутника является то, что он имеет недостаточные функциональные возможности и не позволяет проводить видеосъемку космических объектов. Целью настоящего технического решения является расширение функциональных возможностей спутника за счет обеспечения возможности проведения видеосъемки внешней поверхности орбитальных объектов - космических аппаратов и орбитальных станций.

Орбитальная станция совершает космический полет в течение многих лет. За время полета возможны столкновения с космическим мусором или микрометеоритами. В настоящее время отмечены несколько случаев попадания космических объектов в станцию, обнаружены пробоины в солнечных батареях, повреждения экранно-вакуумной теплоизоляции. Для повышения безопасности полетов орбитальной станции необходимо иметь достоверную информацию о состоянии ее внешней поверхности, о наличии следов столкновения. Эта информация может быть получена по фото или видеоизображениям поверхности станции. В настоящее время эти изображения получают путем съемки поверхности станции из иллюминаторов станции, при выходах космонавтов в открытый космос, или с борта отстыкованных транспортных кораблей типа «Прогресс». Эти способы обладают следующими недостатками: они позволяют получить изображения только ограниченной части поверхности станции, которая доступна наблюдению из иллюминатора станции или из точки нахождения космонавта вне станции, а попутные съемки с транспортных кораблей «Прогресс» позволяют снимать станцию только с определенного ракурса, ввиду ограниченных возможностей по маневру.

Для повышения безопасности полета орбитальной станции, обеспечения возможности обнаружения мест попадания метеоритов или космического мусора» необходимо осуществлять периодический контроль состояния поверхности станции по фото или видеоизображениям. Для решения этой технической задачи необходимо разработать конструкцию космического аппарата, позволяющего осуществлять периодическую съемку внешней поверхности орбитальной станции. Данный космический аппарат должен базироваться на орбитальной станции, совершать полет вблизи от орбитальной станции и осуществлять наблюдение за орбитальной станцией.

Для достижения поставленной цели в малый космический аппарат для наблюдения за орбитальной станцией, содержащий корпус, в котором размещены система ориентации и стабилизации, двигательная установка, система электропитания, бортовой комплекс управления, система терморегулирования, оптико-электронный комплекс наблюдения, введены поворотная платформа, блок управления поворотной платформой, система предупреждения столкновения, антенно-фидерное устройство, бортовая информационно-телеметрическая система, система фиксации и стыковки, расположенная на внешней поверхности корпуса, при этом оптико-электронный комплекс наблюдения расположен на поворотной платформе, кинематически связанной с блоком управления поворотной платформой.

На фигуре 1 представлена структурная схема малого космического аппарата для наблюдения за орбитальной станцией, где изображено: корпус 1. система 2 фиксации и стыковки, поворотная платформа 3, оптико-электронный комплекс наблюдения 4, блок 5 управления поворотной платформой, система 6 ориентации и стабилизации, система 7 терморегулирования, система 8 электропитания, двигательная установка 9, система 10 предупреждения столкновения, антенно-фидерное устройство 11, бортовой комплекс управления 12, бортовая информационно-телеметрическая система 13, сопла двигателей 14.

Корпус 1 малого космического аппарата для наблюдения за орбитальной станцией является несущей силовой конструкцией и предназначен для размещения в нем всего служебного оборудования МКА. Корпус может быть выполнен из углепластика или сотовых алюминиевых панелей. Корпус может иметь вид цилиндра, сферического многогранника, призмы.

Система 2 фиксации и стыковки предназначена для обеспечения механической фиксации МКА в пусковом устройстве, расположенном на внешней поверхности орбитальной станции, при выполнении предпусковых операций и стыковки после завершения целевой задачи. Система может быть выполнена в виде штыревого устройства, электромагнитного фиксатора. Система механически прикреплена к корпусу МКА. Ось симметрии системы 2 должна проходить через центр тяжести МКА для исключения возможности создания моментов вращения спутника при его отбросе.

Поворотная платформа 3 предназначена для ориентации полезной нагрузки в требуемом направлении. На платформе размещена и механически прикреплена полезная нагрузка, составляющая оптико-электронный комплекс наблюдения 4. Поворотная платформа кинематически связана с выходом блока 5 управления поворотной платформы.

Оптико-электронный комплекс наблюдения 4 составляет полезную нагрузку МКА и предназначен для получения изображений орбитальной станции в требуемых спектральных диапазонах. Комплекс может включать в себя видео(теле)камеру, фотоаппарат, инфракрасную систему (тепловизор), лазерную систему наблюдения. В зависимости от целевой задачи МКА может выбираться конкретный состав комплекса. Объектив каждого средства наблюдения из состава комплекса должен включать систему трансфокации. Информационный выход оптико-электронного комплекса наблюдения 4 подключен к третьему входу бортового комплекса управления 12. Управляющий вход связан с шестым выходом бортового комплекса управления, по этому входу подаются сигналы на включение или выключение полезной нагрузки и на систему трансфокации изображения. Требования по разрешению и по полям зрения к данной аппаратуре разрабатываются на основе требований к детальности получаемого изображения.

Блок 5 управления поворотной платформой предназначен для разворота платформы в требуемом направлении и может быть выполнен в виде следящей системы с использованием шагового двигателя. Вход блока связан с пятым выходом бортового комплекса управления. По этой связи на вход блока подается сигнал на разворот платформы на требуемый угол. Выход блока управления кинематически связан с поворотной платформой.

Система 6 ориентации и стабилизации предназначена для обеспечения трехосной стабилизации и требуемой ориентации на инспектируемый объект. Чувствительными элементами системы 6 могут быть датчики ориентации относительно орбитальной станции, устройства измерения угловой скорости и инерциальные гироскопы. Исполнительными органами системы могут быть гиростабилизаторы (маховики), двигательная установка ориентации. Вход системы подключен ко второму выходу бортового комплекса управления, по которому поступает сигнал о требуемых углах ориентации МКА.

Система 7 терморегулирования, предназначена для обеспечения теплового режима функционирования бортового оборудования служебных систем и модуля полезной нагрузки. Система 7 может быть выполнена аналогично прототипу на основе тепловых труб. Вход системы 7 подключен к четвертому выходу бортового комплекса управления, по которому поступает сигнал о включении или выключении системы 7.

Система 8 электропитания, предназначена для энергоснабжения бортовой аппаратуры на всех этапах эксплуатации и может состоять из аккумуляторов и солнечных батарей, размещенных на боковых поверхностях МКА, или только из аккумуляторов. Выходы системы 8 подключены к питающим входам всех блоков и систем МКА, требующим электроэнергию для своей работы.

Двигательная установка 9 состоит из емкостей хранения топлива или рабочего тела, блока автоматики, гидро- и пневмопроводов, подходящих к соплам 14. Двигательная установка может иметь 6 сопел, расположенных на всех гранях корпуса МКА, ориентированных по строительным осям МКА. Ось симметрии сопел двигателей должна проходить через центр тяжести МКА для исключения возможности создания моментов вращения МКА при срабатывании двигателей. На вход двигательной установки подается управляющий сигнал от третьего выхода бортового комплекса управления.

Система 10 предупреждения столкновения предназначена для предупреждения возможности столкновения МКА с поверхностью станции или с оборудованием, установленным на нем. В качестве системы может быть применена электромагнитная система обнаружения, работающая в радиоволновом диапазоне (см. патент РФ 2139572) и применяющаяся в наземном транспорте. Возможно применение известных систем, работающих в оптическом диапазоне. Система 10 связана первыми входом и выходом со вторыми выходом и входом антенно-фидерного устройства 11. По этим выходу и входу передается зондирующий сигнал и принимается сигнал, отраженный от элементов внешней поверхности орбитальной станции. В случае сближения МКА со станцией на опасное расстояние, система генерирует сигнал опасности и остановки МКА, который по второму выходу системы подается на второй вход бортового комплекса управления.

Антенно-фидерное устройство (АФУ) 11 предназначено для приема и передачи радиосигналов для связи с орбитальной станцией, передачи информации от полезной нагрузки, излучения и приема сигналов системы предупреждения столкновения. Устройство 11 представляет собой комплекс антенн, работающих в различных частотных диапазонах. Первые вход и выход устройства подключены ко вторым выходу и входу бортовой информационно-телеметрической системы соответственно. По этим связям передается телеметрическая информация о состоянии бортовых систем МКА, целевая информация от полезной нагрузки - оптико-электронного комплекса наблюдения 4, и принимаются команды для обеспечения функционирования МКА.

Бортовой комплекс управления (БКУ) 12 предназначен для управления полетом МКА и взаимодействия со сторонним пунктом управления. Комплекс может быть выполнен на основе вычислительных средств и должен содержать программные модули для формирования команд управления во все системы и устройства МКА. Бортовой комплекс управления 12 должен формировать следующие команды и сигналы: требуемая ориентация и стабилизация МКА, включение и выключение двигательной установки, длительность работы двигателей, направление выдаваемого импульса, включение и выключение системы терморегулирования, угол разворота поворотной платформы, включение и выключение полезной нагрузки, трансфокация изображения от полезной нагрузки.

Бортовая информационно-телеметрическая система 13 предназначена для сбора, формирования и передачи телеметрической информации в бортовой комплекс управления и на борт орбитальной станции или на наземный пункт управления. Первые вход и выход системы 13 подключены к первым выходу и входу антенно-фидерного устройства соответственно. Система 13 должна иметь информационные связи со всеми системами и блоками МКА. от которых поступает телеметрическая информация.

Для упрощения схемы на фигуре не показано соединение всех блоков и систем МКА с системой 8 электропитания и бортовой информационно-телеметрической системой 13.

Функционирование малого космического аппарата для наблюдения за орбитальной станцией осуществляется следующим образом. В исходном состоянии МКА состыкован с орбитальной станцией при помощи системы 2 фиксации и стыковки. При необходимости проведения съемки орбитальной станции от системы 8 электропитания запитываются все служебные системы 5, 6, 7, 10, 11, 12, 13 и полезная нагрузка - оптико-электронный комплекс наблюдения 4. Система 7 обеспечивает требуемый тепловой режим в корпусе 1 МКА и оптико-электронного комплекса наблюдения 4. Пусковое устройство, расположенное на орбитальной станции, отстыковывает систему 2 МКА и отталкивает его от орбитальной станции. При отходе МКА на заданное расстояние, по команде БКУ 12 двигательная установка 9 выдает тормозной импульс, и МКА останавливается относительно станции. Система 6 ориентации и стабилизации осуществляет необходимую ориентацию и стабилизацию МКА и поддерживает ее во время всего полета. По командам БКУ 12 включается оптико-электронный комплекс наблюдения 4. Информация с комплекса 4 через бортовую информационно-телеметрическую систему 13 и АФУ 11 передается на сторонний пункт управления, находящийся на борту орбитальной станции или на Земле. Далее по командам, переданным через АФУ 11 на БКУ 12, двигательная установка 9 выдает разгонный импульс для сообщения МКА требуемой скорости относительно станции. По командам БКУ 12 блок 5 разворачивает платформу 3 в требуемом направлении обзора. МКА перемещается вдоль поверхности станции и оптико-электронный комплекс наблюдения 4 производит постоянную регистрацию изображения станции. В случае необходимости БКУ 12 через двигательную установку 9 выдает тормозной импульс, останавливая МКА относительно станции. Изменяя параметры трансфокации по третьему выходу БКУ 12, передаваемые на вход оптико-электронного комплекса наблюдения 4, осуществляется детальное наблюдение выбранного участка поверхности станции. При этом поле обзора может перемещаться по поверхности станции за счет разворота поворотной платформы 3.

После выполнения детального наблюдения МКА продолжает проведение съемки. В процессе относительного перемещения МКА система 10 предупреждения столкновения определяет расстояние до ближайших элементов поверхности станции по вектору скорости МКА. В случае сближения на опасное расстояние система 10 выдает сигнал в БКУ 12, по которому осуществляется остановка МКА и отвод его от препятствия на безопасное расстояние.

После пролета вдоль станции за счет тормозного импульса МКА останавливается, далее дается разгонный импульс для движения вдоль другой оси станции. Осуществляя импульсы разгона и торможения, можно осуществить облет станции вдоль всех ее строительных осей и получить видеоизображения поверхности станции со всех ракурсов.

После выполнения целевой задачи МКА при помощи двигательной установки возвращается к точке старта. Зависает в районе пускового устройства и осуществляет стандартную операцию стыковки своей системой 2 стыковки и фиксации.

Управление полетом МКА может осуществляться БКУ 12 по заранее заданной программе полета или от стороннего пункта управления, расположенного на борту орбитальной станции или на Земле.

Введенные блоки и системы позволяют обеспечить возможность проведения периодической съемки в различных спектральных диапазонах и получения изображений внешней поверхности орбитальных объектов - космических аппаратов и орбитальных станций, что расширяет функциональные возможности МКА. Полученные данные позволяют оценить состояние внешней поверхности орбитальной станции, обнаружить места попадания в станцию метеоритов или космического мусора, что повышает безопасность полета орбитальной станции.

Claims (1)

1. Малый космический аппарат для наблюдения за орбитальной станцией, содержащий корпус, в котором размещены система ориентации и стабилизации, двигательная установка, бортовой комплекс управления, система электропитания, система терморегулирования, оптико-электронный комплекс наблюдения, отличающийся тем, что введены поворотная платформа, блок управления поворотной платформой, система предупреждения столкновения, система фиксации и стыковки, антенно-фидерное устройство, бортовая информационно-телеметрическая система, при этом первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой выходы бортового комплекса управления подключены к первому входу бортовой информационно-телеметрической системы, системе ориентации и стабилизации, двигательной установке, системе терморегулирования, блоку управления поворотной платформой и оптико-электронному комплексу наблюдения соответственно, а первый, второй и третий входы - к первому выходу бортовой информационно-телеметрической системы, второму выходу системы предупреждения столкновения, выходу оптико-электронного комплекса наблюдения соответственно, первые вход и выход системы предупреждения столкновения связаны со вторыми выходом и входом антенно-фидерного устройства, первые вход и выход которого подключены ко вторым выходу и входу бортовой информационно-телеметрической системы соответственно, а выходы системы электропитания связаны с питающими входами всех систем и блоков малого космического аппарата.

   

Images