RU2192993C2 - Method of control of manned spacecraft unmated from non-oriented space object flying in near- circular orbit - Google Patents
Method of control of manned spacecraft unmated from non-oriented space object flying in near- circular orbit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2192993C2 RU2192993C2 RU2000124608/28A RU2000124608A RU2192993C2 RU 2192993 C2 RU2192993 C2 RU 2192993C2 RU 2000124608/28 A RU2000124608/28 A RU 2000124608/28A RU 2000124608 A RU2000124608 A RU 2000124608A RU 2192993 C2 RU2192993 C2 RU 2192993C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- space object
- spacecraft
- manned spacecraft
- longitudinal axis
- pulse
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при уводе пилотируемого космического аппарата (ПКА) от неориентированного в пространстве космического объекта (КО), находящегося на околокруговой орбите искусственного спутника Земли, например, орбитальной станции "Мир", международной космической станции, на котором произошла авария и возникла необходимость срочного покидания его. The proposed control method can be used in space technology with the removal of a manned spacecraft (PKA) from a non-space-oriented space object (KO) located in the near-circular orbit of an artificial Earth satellite, for example, the Mir orbital station, the international space station on which accident and there was a need to urgently leave it.
Известен способ управления, выбранный в качестве аналога, в котором для обеспечения несоударения ПКА и КО после их расстыковки связка КО+ПКА до расстыковки ориентируется в орбитальной системе координат таким образом, что пружинами толкателей стыковочного механизма ПКА отталкивается от КО с увеличением орбитальной скорости. Через несколько минут после расстыковки на ПКА включаются двигатели для дополнительного увеличения орбитальной скорости ПКА. В результате ПКА переводится на более высокую орбиту и отстает от КО. Такой способ обеспечения безопасности автономного полета КО и ПКА [1], применяемый при отстыковке пилотируемых кораблей "Союз ТМ" (ПКА) и грузовых кораблей "Прогресс М" от орбитальной станции "Мир" (КО), требует выполнения предварительной ориентации КО в орбитальной системе координат до отстыковки ПКА. A known control method, selected as an analogue, in which to ensure non-impact of the PCA and the KO after their undocking, the KO + PCA bundle prior to undocking is oriented in the orbital coordinate system in such a way that the PCA pushes away from the KO by the springs of the pushers of the docking mechanism with increasing orbital speed. A few minutes after undocking on the PKA, the engines are turned on to further increase the orbital speed of the PKA. As a result, the PKA is transferred to a higher orbit and lags behind the KO. This method of ensuring the safety of autonomous flight of spacecraft and spacecraft [1], used when undocking manned spacecraft Soyuz TM (spacecraft) and cargo spacecraft Progress M from the Mir orbital station, requires preliminary orientation of spacecraft in the orbital system coordinates before undocking the PKA.
Известен способ управления уводом ПКА от КО, выбранный в качестве прототипа, который предусмотрен при отстыковке от неориентированного КО. Этот способ разработан для применения на станции "Мир", к которой пристыкован "Шаттл" [2]. После отстыковки ПКА от КО на ПКА выдается корректирующий импульс для увеличения скорости отхода ПКА. Поскольку предварительная ориентация КО произвольна, то произвольна траектория ПКА и нет гарантии безопасности автономного полета КО и ПКА. Поэтому после расстыковки экипаж КО сообщает на ПКА информацию об ориентации связки КО+ПКА в момент расстыковки, экипаж ПКА после выдачи корректирующего импульса ориентирует ПКА в орбитальной системе координат, в соответствии с информацией об ориентации связки выдает корректирующий импульс на выход из плоскости орбиты в направлении от КО, а затем корректирующий импульс на увеличение орбитальной скорости. There is a known method of controlling the withdrawal of PKA from KO, selected as a prototype, which is provided for undocking from non-oriented KO. This method is designed for use at the Mir station, to which the Shuttle is docked [2]. After the PCA is undocked from the CO, a corrective impulse is issued to the PCA to increase the PCA departure rate. Since the preliminary orientation of the spacecraft is arbitrary, the flight path of the spacecraft is arbitrary and there is no guarantee of the safety of the autonomous flight of spacecraft and spacecraft. Therefore, after undocking, the KO crew informs the PKA about the orientation of the KO + PKA ligament at the time of undocking, the PKA crew after issuing a correcting pulse orientates the PKA in the orbital coordinate system, in accordance with the information about the orientation of the ligament, gives a correcting impulse to exit the orbit plane in the direction from KO, and then a corrective impulse to increase the orbital velocity.
Основным недостатком такого способа обеспечения безопасности при уводе ПКА от КО является то, что экипаж ПКА не может самостоятельно управлять процессом без информации с КО об ориентации связки на момент расстыковки, которая определяет направление отхода и последующее движение ПКА относительно КО. The main disadvantage of this method of ensuring safety during the withdrawal of the spacecraft from the spacecraft is that the spacecraft crew cannot independently control the process without information from the spacecraft about the orientation of the ligament at the time of undocking, which determines the direction of departure and the subsequent movement of the spacecraft relative to the spacecraft.
Техническим результатом изобретения является обеспечение полной автономности увода ПКА от неориентированного КО при отсутствии информации от внешнего источника о взаимном положении КО и ПКА в орбитальной системе координат (ОСК) и гарантии безопасного удаления ПКА от КО в течение нескольких витков после расстыковки и при выдаче тормозного импульса перед спуском с орбиты. The technical result of the invention is to ensure complete autonomy of the PCA removal from the non-oriented KO in the absence of information from an external source about the relative position of the KO and the PKA in the orbital coordinate system (OSK) and the guarantee of safe removal of the PKA from the KO for several turns after undocking and when a brake pulse is issued before descent from orbit.
Технический результат достигается благодаря тому, что в способ управления ПКА, отстыкованным от находящегося на околокруговой орбите неориентированного КО, включающий выдачу импульса отвода после отделения от КО, ориентацию ПКА для совмещения его продольной оси с вектором орбитальной скорости и выдачу корректирующего импульса, введено, что после построения ориентации ПКА производят наблюдение КО через устройства визуального наблюдения, суммарное непрерывное поле зрения которых в плоскости, проходящей через продольную ось ПКА, составляет не менее 90o, и одна из его границ совпадает с продольной осью ПКА, а в перпендикулярной плоскости - не менее 5o, при отсутствии изображения КО выполняют закрутку ПКА вокруг его продольной оси для обзора внешнего пространства до момента обнаружения КО, при этом, если при обнаружении КО угол между направлением на КО и вектором орбитальной скорости составляет меньше 90o, то корректирующий импульс выдают против орбитальной скорости, если этот угол больше 90o, то корректирующий импульс выдают по направлению орбитальной скорости.The technical result is achieved due to the fact that in the control method of the PCA, undocked from the non-oriented KO located in the near-circular orbit, including the issuance of a retraction impulse after separation from the KO, the orientation of the PCA to combine its longitudinal axis with the orbital velocity vector and the issuance of a correcting pulse, it was introduced that after building orientation PKA make observation of KO through the device of visual observation, the total continuous field of view of which in a plane passing through the longitudinal axis of the PKA, wish to set up at least 90 o, and one of its boundaries coincide with the longitudinal axis of the PCA, and perpendicular to the plane - at least 5 o, without image KO operate twist PKA around its longitudinal axis for viewing the external space until detecting CO, wherein, if, when detecting a spacecraft, the angle between the direction to the spacecraft and the orbital velocity vector is less than 90 o , then a correction pulse is issued against the orbital speed, if this angle is greater than 90 o , then a correction pulse is issued in the direction of the orbital speed.
Фиг. 1 иллюстрирует принцип определения положения КО относительно ПКА в зависимости от угла между линией визирования КО и вектором орбитальной скорости. Принятые обозначения: ЛВ - линия визирования КО с ПКА, YОСК и ХОСК - оси орбитальной системы координат (ОСК) с центром в КО, VОРБ - вектор орбитальной скорости, φ- угол между линией визирования КО и вектором орбитальной скорости.FIG. 1 illustrates the principle of determining the position of the spacecraft relative to the PCA depending on the angle between the line of sight of the spacecraft and the vector of orbital velocity. Accepted notations: LV - line of sight of the spacecraft with the RCA, Y OSK and X OSK - the axis of the orbital coordinate system (OSK) centered in the spacecraft, V ORB - orbital velocity vector, φ - angle between the line of sight of the spacecraft and the orbital velocity vector.
На фиг.2 представлены две траектории относительного движения ПКА в плоскости XoY ОСК КО. Первая траектория соответствует отходу со скоростью 1 м/с против вектора орбитальной скорости и последующей выдаче через виток тормозного спускового импульса величиной 90 м/с. Вторая траектория соответствует отходу со скоростью 1 м/с по вектору орбитальной скорости и последующей выдаче через виток тормозного спускового импульса величиной 90 м/с. Как видно из фиг. 2, в случае первой траектории для обеспечения безопасности к началу отработки спускового импульса должно быть обеспечено достаточное фазовое удаление ПКА от КО. Figure 2 presents two trajectories of the relative motion of the PCA in the XoY plane of the USC KO. The first trajectory corresponds to the departure at a speed of 1 m / s against the orbital velocity vector and the subsequent output through the turn of a brake trigger pulse of 90 m / s. The second trajectory corresponds to the departure at a speed of 1 m / s along the orbital velocity vector and the subsequent output through the turn of the brake trigger pulse of 90 m / s. As can be seen from FIG. 2, in the case of the first trajectory, in order to ensure safety, a sufficient phase removal of the ACD from the CO should be ensured by the start of the trigger pulse development.
На фиг.3 показаны устройства визуального наблюдения ПКА "Союз-ТМ", используемые при реализации предлагаемого способа управления. Оптический прибор ВСК-4 имеет в своем составе периферийные трубки (с полем зрения не менее 13х28o), визирные оси которых наклонены на 72,5o к оси прибора, направленной по оси -YКА, 1-8 - номера периферийных трубок. Внешняя телекамера имеет поле зрения 48х60o с осью визирования, направленной по оси -ХКА. Иллюминатор с полем зрения ±30o направлен по оси -ZКА.Figure 3 shows the visual observation device SKA "Soyuz-TM" used in the implementation of the proposed control method. The VSK-4 optical device incorporates peripheral tubes (with a field of view of at least 13x28 ° ), the sighting axes of which are inclined 72.5 ° to the axis of the device directed along the -Y KA axis, 1-8 are the numbers of peripheral tubes. The external camera has a field of view 48x60 o with the axis of sight, directed along the axis -X KA . A porthole with a field of view of ± 30 o is directed along the -Z axis of the spacecraft .
На фиг. 4 изображено сечение полуплоскостью, ограниченной осью закрутки ПКА, областей внешнего пространства, сканируемых полями зрения устройств визуального наблюдения ПКА, представленных на фиг.3:
- 1-8 номера периферийных трубок ВСК-4;
- VОРБ - вектор орбитальной скорости;
- φ - угол между линией визирования КО и вектором орбитальной скорости, определяющий положение КО относительно ПКА.In FIG. 4 shows a section through a half-plane bounded by the axis of rotation of the PCA, the areas of external space scanned by the fields of view of the visual observation devices of the PCA shown in FIG. 3:
- 1-8 numbers of peripheral tubes VSK-4;
- V ORB - orbital velocity vector;
- φ is the angle between the line of sight of the spacecraft and the vector of orbital velocity, which determines the position of the spacecraft relative to the PCA.
Из фиг.4 видно, что полусфера внешнего пространства с φ > 90o полностью перекрывается при закрутке полями зрения периферийных трубок ВСК-4, внешней телекамеры и иллюминатора ПКА "Союз-ТМ". Для определения направления выдачи корректирующего импульса достаточно знания полусферы, в которой находится КО относительно ПКА [3].From figure 4 it is seen that the hemisphere of the external space with φ> 90 o completely overlaps when the fields of vision spin the peripheral tubes VSK-4, the external camera and the porthole of the Soyuz-TM PKA. To determine the direction of the output of the correcting pulse, knowledge of the hemisphere in which the SC is located relative to the PKA is sufficient [3].
Технический результат в предлагаемом способе управления достигается тем, что выдачу корректирующего импульса для увода ПКА производят по или против вектора орбитальной скорости после того, как определено с точностью до полусферы положение КО относительно ПКА в орбитальной системе координат устройствами визуального наблюдения. Для этого после выдачи импульса отвода ПКА ориентируется в орбитальной системе координат для совмещения продольной оси ПКА с вектором орбитальной скорости. Если после построения ориентации в полях зрения устройств визуального наблюдения КО не виден, то выполняют закрутку ПКА вокруг продольной оси, для того, чтобы обеспечить обнаружение КО. После обнаружения КО корректирующий импульс выдают в направлении, определяемом величиной угла между линией визирования КО и вектором орбитальной скорости (см. фиг.1). Причем, исходя из законов орбитального движения [3], для получения желаемого результата достаточно определять только полусферу, в которой находится ПКА (впереди по полету или сзади) по отношению к КО. Иными словами, необходимо определять только координату Х (точнее ее знак), определяющую положение ПКА относительно КО в орбитальной системе координат. Знаки и величины других координат (У и Z) не влияют на определение направления выдачи корректрующего импульса. Изменение величины орбитальной скорости, по направлению которой ориентирована продольная ось ПКА, приводит к изменению периода вращения ИС3 и, следовательно, через 1 виток после расстыковки КО и ПКА в разное время достигнут точки в пространстве, в которой произошла расстыковка. Именно это обстоятельство и используется для обеспечения несоударения КО и ПКА в автономном полете. The technical result in the proposed control method is achieved by the fact that the issuance of the correcting impulse for the removal of the PCA is performed on or against the orbital velocity vector after the position of the KO relative to the PCA in the orbital coordinate system by visual observation devices is determined to within the hemisphere. For this, after issuing a retraction impulse, the PCA is oriented in the orbital coordinate system to combine the longitudinal axis of the PCA with the orbital velocity vector. If after constructing the orientation in the fields of view of the visual observation devices, the QoS is not visible, then the PCA is twisted around the longitudinal axis in order to ensure the detection of the QoS. After detecting the TO, a correcting pulse is issued in the direction determined by the angle between the line of sight of the TO and the orbital velocity vector (see Fig. 1). Moreover, based on the laws of orbital motion [3], to obtain the desired result, it is sufficient to determine only the hemisphere in which the PKA (in front of the flight or behind) is in relation to the spacecraft. In other words, it is necessary to determine only the X coordinate (more precisely, its sign), which determines the position of the RCA relative to the QO in the orbital coordinate system. Signs and values of other coordinates (Y and Z) do not affect the determination of the direction of delivery of the correct pulse. A change in the magnitude of the orbital velocity, in the direction of which the longitudinal axis of the PCA is oriented, leads to a change in the period of rotation of the IS3 and, therefore, 1 turn after the undocking of the QoS and the PCA at different times, they reach the point in the space in which the undocking occurred. It is this circumstance that is used to ensure the non-impact of KO and PKA in autonomous flight.
Величина корректирующего импульса для обоих направлений одинаковая и выбирается из условия обеспечения гарантированного расстояния между ПКА и КО через один виток и при выдаче тормозного импульса для схода ПКА с орбиты искусственного спутника. На величину корректирующего импульса влияют скорость вращения КО при расстыковки, величины импульса толкателей стыковочного механизма и отвода, зависящего от угловой скорости вращения КО, выноса центра масс ПКА от центра масс КО до отстыковки ПКА и конфигурации КО, а также погрешности построения ориентации и исполнения импульсов. The magnitude of the correction pulse for both directions is the same and is selected from the condition of ensuring the guaranteed distance between the spacecraft and the spacecraft through one turn and when issuing a braking pulse for the spacecraft to descend from the orbit of the artificial satellite. The value of the correcting pulse is affected by the speed of rotation of the CO during uncoupling, the momentum of the pushers of the docking mechanism and retraction, which depends on the angular velocity of rotation of the CO, the removal of the center of mass of the PCA from the center of mass of the PC to the undocking of the PCA and the configuration of the CO, as well as errors in the orientation and execution of pulses.
При выдаче корректирующего импульса по вектору орбитальной скорости ПКА переходит на более высокую орбиту и отстает от КО. При импульсе против орбитальной скорости ПКА переходит на более низкую орбиту и опережает его. В обоих случаях из-за изменения периода орбиты через виток (примерно через 90 мин полета) между КО и ПКА в зависимости от величины корректирующего импульса будет несколько километров [3]. Поэтому дальнейший полет будет безопасен, в том числе и при выдаче тормозного импульса на ПКА перед спуском. When a corrective impulse is issued along the orbital velocity vector, the spacecraft passes to a higher orbit and lags behind the spacecraft. With an impulse against the orbital velocity, the spacecraft passes to a lower orbit and is ahead of it. In both cases, due to a change in the period of the orbit through the orbit (after about 90 minutes of flight), there will be several kilometers between the spacecraft and the spacecraft depending on the value of the correction pulse [3]. Therefore, further flight will be safe, including when issuing a brake pulse to the PKA before launching.
Предлагаемый способ управления может быть реализован известными системами управления. The proposed control method can be implemented by known control systems.
Построение орбитальной ориентации может быть выполнено автоматической системой с использованием датчика инфракрасной вертикали так, как это выполняется на корабле "Союз ТМ". The construction of the orbital orientation can be performed by an automatic system using an infrared vertical sensor as it is done on the Soyuz TM spacecraft.
Наблюдение внешнего пространства может быть произведено также, как это выполняется на корабле "Союз ТМ" - через телевизионную камеру, ось визирования которой параллельна продольной оси корабля, оптический прибор ВСК 4, ось визирования которого перпендикулярна продольной оси корабля, а также через иллюминаторы, оси визирования которых перпендикулярны продольной оси корабля. Совокупность этих приборов при закрутке корабля вокруг продольной оси обеспечивает обзор пространства в конусе, полураствор которого больше 90o, а ось - совпадает с направлением продольной оси корабля (фиг.3, 4).External space can be monitored in the same way as on the Soyuz TM ship — through a television camera whose axis of sight is parallel to the ship’s longitudinal axis,
Закрутка ПКА для осмотра внешнего пространства может быть выполнена так же, как это делается на корабле "Союз ТМ" - с помощью системы ручного управления ориентацией. Spin PKA to inspect the external space can be performed in the same way as is done on the ship "Soyuz TM" - using the manual orientation control system.
Выдача корректирующего импульса может быть реализована также с помощью системы ручного управления причаливанием, которая обеспечивает коррекцию движения центра масс корабля "Союз ТМ" в любом направлении, что является необходимым условием при выполнении ручной стыковки. The corrective impulse can also be realized using the manual approach control system, which provides the correction of the center of mass of the Soyuz TM spacecraft in any direction, which is a necessary condition when performing manual docking.
Статистическое моделирование (100000 реализаций) расстыковки ПКА ("Союз ТМ") от КО (МКС), выдачи импульса отвода, построения орбитальной системы координат с учетом случайных ошибок построения ориентации, поиска КО, выдачи корректирующего импульсов на ПКА и тормозного импульса для спуска с орбиты ИСЗ с учетом ошибок исполнения импульсов показывает, что во всех реализациях обеспечивается обнаружение КО за 1 оборот ПКА при угловой скорости закрутки не менее 2 град/с, а величина корректирующего импульса может быть определена по следующей эмпирической зависимости
ΔVк≥1.2+ΔVд+ΔVт,
где ΔVк - корректирующий импульс,
ΔVд - импульс отвода, выдаваемый сразу после расстыковки в произвольной ориентации ПКА,
ΔVт - импульс толкателей стыковочного механизма,
1,2 - постоянная составляющая [м/с].Statistical modeling (100,000 implementations) of a PCA (Soyuz TM) undocking from a spacecraft (ISS), issuing a retraction impulse, constructing an orbital coordinate system taking into account random orientation errors, finding a KO, issuing corrective pulses to a PKA and a braking pulse for descent from orbit The satellite, taking into account the errors in the execution of the pulses, shows that in all implementations it is possible to detect QoS per 1 PCA revolution at an angular spin speed of at least 2 deg / s, and the value of the correcting pulse can be determined by the following empirical addiction
ΔV to ≥1.2 + ΔV d + ΔV t ,
where ΔV to - correction pulse,
ΔV d - tap impulse issued immediately after undocking in an arbitrary orientation of the PKA,
ΔV t - momentum of the pushers of the docking mechanism,
1,2 - constant component [m / s].
Импульс отвода ΔVд обеспечивает безопасный отход от КО в непосредственной близости от КО сразу после расстыковки. Его величина зависит от скорости вращения КО, конкретного места на конструкции, к которому пристыкован ПКА, и геометрии КО. Наличие в составе КО различных модулей и солнечных батарей затрудняет безопасный отход ПКА от КО, особенно при вращении КО до расстыковки. Величина импульса отвода устанавливается при моделировании для наихудших условий в момент разделения и для международной космической станции составляет 1,0-1,4 м/с.The tap impulse ΔV d provides a safe departure from the KO in the immediate vicinity of the KO immediately after undocking. Its value depends on the speed of rotation of the TO, the specific location on the structure to which the PCA is docked, and the geometry of the TO. The presence of various modules and solar panels in the QoS complicates the safe departure of the PKA from the QoS, especially when the QoS is rotated before undocking. The magnitude of the retraction impulse is set during simulation for the worst conditions at the time of separation and for the international space station is 1.0-1.4 m / s.
Импульс толкателей стыковочного механизма ΔVт имеет конечное значение и для ПКА ("Союз-ТМ") составляет 0,10-0,12 м/с.The impulse of the pushers of the docking mechanism ΔV t has a final value and for PKA (Soyuz-TM) is 0.10-0.12 m / s.
Постоянная составляющая импульса - 1,2 м/с выбрана из условия гарантированного пролета ПКА на расстоянии 12 км от КО через один виток [3]. The constant component of the pulse, 1.2 m / s, was selected from the condition of a guaranteed flyover of the spacecraft at a distance of 12 km from the spacecraft through one turn [3].
При моделировании для расчета величины корректирующего импульса ΔVд (для "ПКА "Союз ТМ") было принято, что ПКА находится впереди КО по полету (по вектору орбитальной скорости), а в момент расстыковки КО вращается со скоростью 2 град/с. В таких условиях величина корректирующего импульса ΔVк должна быть не менее 2,7 м/с. При этом гарантируется, что через один виток полета после расстыковки расстояние между ПКА и КО будет не менее 12 км. Случай положения ПКА сзади КО по полету требует меньшей величины корректирующего импульса.In the simulation, to calculate the value of the correcting impulse ΔV d (for Soyuz TM PKA), it was assumed that the PKA is ahead of the flight in flight (along the orbital velocity vector), and at the moment of undocking, the spacecraft rotates at a speed of 2 deg / s. Under the conditions, the value of the correcting impulse ΔV k must be at least 2.7 m / s, while ensuring that after one flight after undocking, the distance between the spacecraft and spacecraft will be at least 12 km. momentum.
На фиг.5 и 6 представлены графики относительного движения ПКА в плоскости ХоУ ОСК КО. На фиг.5 показана траектория полета ПКА при выдаче тормозного импульса, а на фиг.6 - при выдаче разгонного импульса. Figures 5 and 6 are graphs of the relative movement of the PKA in the plane of the HoU OSK KO. Figure 5 shows the path of the flight PKA when issuing a brake pulse, and Fig.6 - when issuing an accelerating pulse.
Список литературы
1. Ж. Новости космонавтики, т. 9, 4 (195), 1999 г., стр. 22, Москва.List of references
1. J. Cosmonautics News, vol. 9, 4 (195), 1999, p. 22, Moscow.
2. Joint Flight Rules (STS - 76) - Правила совместного полета (СТС - 76), РГ-3/РКК Э/НАСА/004/3242-3, 14 февраля 1996 г. 2. Joint Flight Rules (STS - 76) - Joint Flight Rules (STS - 76), RG-3 / RKK E / NASA / 004 / 3242-3, February 14, 1996
3. Основы теории полета космических аппаратов, Машиностроение, Москва, 1972 г. 3. Fundamentals of the theory of spacecraft flight, Engineering, Moscow, 1972
4. US patent 05493392, 20 feb. 1996, Blackman J, Digital image system for determining relative position and motion of in-flight vehicles. 4.
5. US patent 05207003, 4 may 1993, Yamada N, Target and system for three-dimensionally measuring position and attitude using said target. 5.
6. US patent 05119305, 2 June 1992, Ferro D, Process and system for remotely controlling an assembly of a first and a second object. 6.
7. US patent 05302816, 12 apr 1994, Tulet M, Optical device for determining the relative position of two vehicles, and an alignment system comprising an application thereof. 7. US patent 05302816, 12 apr 1994, Tulet M, Optical device for determining the relative position of two vehicles, and an alignment system containing an application therefore.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000124608/28A RU2192993C2 (en) | 2000-09-29 | 2000-09-29 | Method of control of manned spacecraft unmated from non-oriented space object flying in near- circular orbit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000124608/28A RU2192993C2 (en) | 2000-09-29 | 2000-09-29 | Method of control of manned spacecraft unmated from non-oriented space object flying in near- circular orbit |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2000124608A RU2000124608A (en) | 2002-08-20 |
| RU2192993C2 true RU2192993C2 (en) | 2002-11-20 |
Family
ID=20240455
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000124608/28A RU2192993C2 (en) | 2000-09-29 | 2000-09-29 | Method of control of manned spacecraft unmated from non-oriented space object flying in near- circular orbit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2192993C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2770256C2 (en) * | 2017-12-01 | 2022-04-14 | Д-Орбит С.П.А. | Method for launching artificial satellites into earth orbit |
-
2000
- 2000-09-29 RU RU2000124608/28A patent/RU2192993C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Joint Flight Rules (STS - 76) - Правила совместного полета (СТС-76), РГ-3/РКК Э/НАСА/004/3242-3, 14.02.1996. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2770256C2 (en) * | 2017-12-01 | 2022-04-14 | Д-Орбит С.П.А. | Method for launching artificial satellites into earth orbit |
| US11673694B2 (en) | 2017-12-01 | 2023-06-13 | D-ORBIT S.p.A. | Method of releasing artificial satellites in earth's orbit |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5080307A (en) | Spacecraft earth-pointing attitude acquisition method | |
| US4758957A (en) | Spacecraft stabilization system and method | |
| JP2635821B2 (en) | Three-axis stabilizing satellite pointing at the earth and method for capturing the attached sun and earth | |
| Sellmaier et al. | On-orbit servicing missions: Challenges and solutions for spacecraft operations | |
| Tsiotras | ASTROS: A 5DOF experimental facility for research in space proximity operations | |
| Ueda et al. | HTV rendezvous technique and GN&C design evaluation based on 1st flight on-orbit operation result | |
| US4657210A (en) | Spacecraft stabilization system and method | |
| US20180267533A1 (en) | System and method for assisted extravehicular activity self-return | |
| US20200262589A1 (en) | Attitude rate mitigation of spacecraft in close proximity | |
| RU2192993C2 (en) | Method of control of manned spacecraft unmated from non-oriented space object flying in near- circular orbit | |
| Reeves et al. | Proximity operations for the robotic boulder capture option for the asteroid redirect mission | |
| RU2205139C2 (en) | Method of control of manned spacecraft uncoupled from non-oriented space object flying in near-round orbit | |
| RU2542836C2 (en) | Method of determination of state vector of passive space object | |
| Kubota et al. | Touchdown dynamics for sample collection in Hayabusa mission | |
| RU2039680C1 (en) | Controllable parachute system for delivery of cargoes | |
| RU2021173C1 (en) | Method of orientating space ship on planet | |
| RU2750077C2 (en) | Method for synchronisation of angular velocity of rotation of an active space vehicle with a passive space vehicle during maintenance operation | |
| Hoag | Apollo guidance and navigation: A problem in man and machine integration | |
| Telaar et al. | e. Deorbit Phase B1 GNC and Combined Control, Simulation Results | |
| Mokuno et al. | Development of ETS-VII RVD system-Preliminary design and EM development phase (Engineering Test Satellite and RendezVous Docking) | |
| Mobley et al. | MSX Attitude determination and control hardware | |
| Polovnikov | Navigation and steering during manual rendezvous with the space station | |
| RU2021174C1 (en) | Method of orientation of space ship along local planet vertical | |
| Polovnikov | A rendezvous navigation algorithm for orbit determination, based on visual measurements by space vehicle crew members | |
| Walter et al. | Orbital Maneuvering |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050930 |