RU2669763C1 - Устройство автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания - Google Patents
Устройство автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания Download PDFInfo
- Publication number
- RU2669763C1 RU2669763C1 RU2017135621A RU2017135621A RU2669763C1 RU 2669763 C1 RU2669763 C1 RU 2669763C1 RU 2017135621 A RU2017135621 A RU 2017135621A RU 2017135621 A RU2017135621 A RU 2017135621A RU 2669763 C1 RU2669763 C1 RU 2669763C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- docking
- automatic docking
- service
- pin
- Prior art date
Links
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 title claims abstract description 27
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims abstract description 12
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 14
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 14
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 7
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 6
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 5
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 5
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/646—Docking or rendezvous systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к системам автоматической стыковки космических аппаратов (КА). Устройство автоматической стыковки КА в операциях орбитального обслуживания содержит штырь на обслуживающем КА и коническое гнездо на обслуживаемом КА. В центре конического гнезда находится подвижный стержень, на наружном торце которого установлен источник излучения. Приемники излучения расположены на обслуживающем КА симметрично и на одинаковом расстоянии от продольной оси стержня. Контроль взаимного положения КА осуществляется по показаниям расположенных на обслуживающем КА приемников излучения. Техническим результатом изобретения является повышение надежности автоматической стыковки КА при проведении операций орбитального обслуживания.
Description
Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано для автоматической стыковки космических аппаратов при проведении операций орбитального обслуживания.
Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2012114055/11, МПК B64G 1/26, 2012 год «Способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом» (Муртазин Р.Ф., Борисенко Ю.Н.), предназначенное для стыковки двух космических объектов, один из которых активный, а другой - пассивный. Сущность изобретения заключается в том, что на опорную орбиту выводят активный космический объект, определяют характеристики импульсов сближения по номинальным параметрам опорной орбиты и прикладывают к активному космическому объекту на первом витке, затем определяют характеристики импульсов сближения по фактическим параметрам орбиты активного космического объекта и прикладывают на последующих витках. Изобретение позволяет сократить продолжительность сближения с пассивным космическим объектом. К недостаткам изобретения относится отсутствие возможности автоматической стыковки в ближней зоне, когда точность определения взаимного положения активного и пассивного объектов с использованием наземного контура управления оказывается недостаточной для дальнейшего сближения.
Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2002114008/11, МПК B64G 1/64, 2002 год «Способ автоматического управления причаливанием», (Афонин В.В., Нездюр Л.А., Нездюр Е.Л., Фрунц А.С.), предназначенное для стыковки транспортных кораблей с орбитальной станцией и включающее определение дальности, скорости сближения и углов рассогласования активного (АК) и пассивного (ПК) кораблей относительно линии визирования, вычисление углов и угловых скоростей линии визирования, регулирование скорости причаливания и ориентации АК относительно системы координат, в которой ориентирован стыковочный узел ПК. При этом перемещают центр масс АК в плоскости, перпендикулярной линии визирования, до момента обнуления углов рассогласования ПК относительно этой линии на определенном расстоянии между АК и ПК. Затем движение АК в той же плоскости стабилизируют относительно достигнутого положения и одновременно производят разворот АК до обнуления его углов рассогласования. Запоминают угол указанного разворота АК и далее ориентируют АК в системе координат, скорректированной на величину запомненного угла. Корректируя таким образом систему координат, обнуляют углы линии визирования, управляя движением центра масс АК в плоскости, перпендикулярной этой линии. Технический результат изобретения состоит в повышении точности стыковки с одновременным исключением дальности при коррекции ошибок построения ориентации на АК и ПК. Предлагаемый способ предназначен для стыковки активного космического корабля с пассивным космическим кораблем, что ограничивает возможность его использования для стыковки двух активных космических аппаратов при проведении операций орбитального обслуживания.
Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2003129708/11, МПК B64G 1/64, 2003 год «Устройство стыковки космических модулей» (Терешин В.Н.). Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для стыковки космических модулей в развертываемых на орбите космических аппаратах, в том числе долговременных. Предлагаемое устройство включает в себя узел предварительной фиксации, состоящий из штыря на одном из стыкуемых модулей, конического гнезда на другом модуле и элементов фиксации штыря в гнезде. Элементы фиксации выполнены в виде утапливаемого подпружиненного клинового стопора, установленного в пазе, расположенном в донной части конического гнезда, и соответствующей стопору кольцевой проточки на штыре. Этим обеспечивается возможность свободного поворота штыря вокруг своей продольной оси в коническом гнезде. В устройстве предусмотрен узел взаимной угловой ориентации стыкуемых модулей в виде подпружиненного утапливаемого штока на одном модуле и приемного гнезда на другом. Данные шток и гнездо установлены со смещением в радиальном направлении от узла предварительной фиксации. Устройство содержит также замки окончательной стыковки, элементы которых расположены по периферии устройства на каждом из модулей. Техническим результатом изобретения является повышение удобства работы космонавтов в процессе стыковки модулей, например агрегатов, к орбитальной станции. Недостатком устройства является отсутствие возможности осуществления автоматической стыковки сопрягаемых космических модулей.
Известно защищенное патентом изобретение - прототип: заявка №2008133984/09, МПК B64G 4/00, 2007 год «Устройство контроля относительного(ых) положения(ий) путем измерений мощности для космического аппарата группы космических аппаратов при полете строем» (Френкиель Р., Мелен К.), предназначенное для управления космическими аппаратами при их перемещении строем. Устройство осуществляет контроль относительных положений космических аппаратов по отношению друг к другу и содержит:
- комплекс, по меньшей мере, из трех приемоизлучающих антенн, разного направления относительно данного космического аппарата, и способных излучать/принимать радиочастотные сигналы;
- средства измерения, предназначенные для определения мощности сигналов, принимаемых каждой из антенн, и выдачи совокупностей мощностей, каждая из которых связана с одним из космических аппаратов группы, расположенных вокруг данного космического аппарата;
- запоминающие средства, предназначенные для хранения совокупностей картографических данных, каждая из которых характеризует нормализованные мощности сигналов, принятых каждой из антенн в зависимости от выбранных направлений передачи;
- средства обработки, предназначенные для сравнения каждой совокупности мощностей, выдаваемой средствами измерения, с совокупностями хранящихся картографических данных.
В результате работы устройства определяется каждое из направлений передачи сигналов, излучаемых другими космическими аппаратами группы по отношению к системе координат, привязанной к данному космическому аппарату. Техническим результатом использования устройства - прототипа является обеспечение позиционирования группы космических аппаратов относительно друг друга с точностью, необходимой для совместного выполнения задания. К недостаткам устройства следует отнести отсутствие возможности позиционирования космических аппаратов в непосредственной близости друг от друга для последующего осуществления их стыковки.
Известно защищенное патентом изобретение - прототип: заявка №2011119878/07, МПК G01S 11/12, 2011 год «Способ определения взаимного положения объектов» (Богомолов А.А., Лукьянов С.Н., Мошкин В.Н., Никифоров Е.А., Чеботарев А.С.), предназначенное для определения взаимного положения объектов и относится к оптическим способам определения взаимного положения и взаимной ориентации объектов. Способ может быть использован при контроле и управлении стыковкой и разделением космических аппаратов, а также в иных областях техники, в которых необходим контроль взаимного положения изделий или их частей. Заявленный способ состоит в создании измерительной системы, состоящей из установленного на первом объекте комплекта оптических реперов, в который входят не менее трех реперных оптических излучателей, и из установленного на другом объекте оптического измерительного комплекта. Мощность излучения каждого реперного оптического излучателя модулируют на отличной от других частоте повторения, периодически вырабатывая одновременно на всех частотах временные метки. С помощью оптического измерительного комплекта определяют углы визирования каждого реперного оптического излучателя и разности между расстоянием до произвольно выбранного реперного оптического излучателя и расстояниями до остальных реперных оптических излучателей и по этим данным вычисляют параметры взаимного положения объектов. Достигаемый технический результат - однозначное определение параметров взаимного положения и взаимной ориентации двух объектов, минимизация требуемого для обеспечения однозначности числа реперных оптических излучателей, обеспечение возможности проведения измерений в условиях прямой солнечной засветки оптического измерительного приемника и повышение точности измерений при возникновении переотражений сигналов реперных оптических излучателей от объектов. Недостатком способа является применение нескольких оптических излучателей, что усложняет обработку регистрируемых сигналов и снижает надежность системы стыковки в целом.
Целью предполагаемого изобретения является повышение надежности автоматической стыковки космических аппаратов при проведении операций орбитального обслуживания.
Указанная цель достигается в заявляемом способе автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания, согласно которому выполняют устройство стыковки в виде неподвижного штыря, расположенного в центре, и приемников излучения, расположенных симметрично относительно оси стыковочного устройства, на обслуживающем космическом аппарате и источника излучения, которое устанавливают на торцевой поверхности подвижного стержня в центре конического гнезда обслуживаемого космического аппарата.
Предлагаемый способ реализуется следующим образом. В соответствии с заданной программой полета обслуживающий космический аппарат входит в зону обнаружения обслуживаемого космического аппарата и устанавливает с ним радиосвязь. Для обнаружения обслуживаемого аппарата могут быть использованы команды наземного комплекса управления или бортовые средства, например, лидар. По установленному радиоканалу космические аппараты обмениваются информацией относительно собственной пространственной ориентации и выравнивают взаимную ориентацию до положения, в котором должна выполняться их стыковка. При сближении до расстояний, соизмеримых с размерами космических аппаратов, управление движением обслуживающего космического аппарата осуществляется по показаниям расположенных на нем детекторов излучения, источник которого устанавливают на обслуживаемом космическом аппарате. Управление движением обслуживающего космического аппарата осуществляется по показаниям приемников излучения так, чтобы регистрируемые сигналы в каждом приемнике излучения были одинаковы. Приемники излучения расположены симметрично относительно оси штыря стыкуемого устройства, что обеспечивает параллельность сопрягаемых плоскостей стыкуемого устройства и ориентацию штыря точно по оси конического гнезда. В момент стыковки подвижный стержень с источником излучения под действием штыря перемещается в глубину конического гнезда вплоть до фиксации штыря в стыковочном устройстве. По сравнению со способом-прототипом в заявляемом способе сокращается количество реперных оптических излучателей и упрощается алгоритм обработки сигналов, принимаемых детекторами, что обеспечивает повышение надежности автоматической стыковки космических аппаратов при проведении операций орбитального обслуживания.
Таким образом, изложенные обстоятельства свидетельствуют о реализуемости заявляемого способа автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания.
Claims (1)
- Устройство автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания, содержащее штырь и коническое гнездо на обслуживающем и обслуживаемом космических аппаратах соответственно, отличающееся тем, что на обслуживающем космическом аппарате симметрично относительно оси стыковочного устройства располагают приемники излучения, источник которого устанавливают на торцевой поверхности подвижного стержня в центре конического гнезда обслуживаемого космического аппарата.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017135621A RU2669763C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Устройство автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017135621A RU2669763C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Устройство автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2669763C1 true RU2669763C1 (ru) | 2018-10-15 |
Family
ID=63862333
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017135621A RU2669763C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Устройство автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2669763C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2001097297A (ja) * | 1999-09-29 | 2001-04-10 | Toshiba Corp | 宇宙機のランデブ装置 |
US6866232B1 (en) * | 2002-10-18 | 2005-03-15 | Lockheed Martin Corporation | Automated docking of space vehicle |
RU2269462C2 (ru) * | 2003-10-06 | 2006-02-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Устройство стыковки космических модулей |
RU2468383C1 (ru) * | 2011-05-18 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "Особое конструкторское бюро Московского энергетического института" | Способ определения взаимного положения объектов |
CN206417223U (zh) * | 2017-01-16 | 2017-08-18 | 江西洪都国际机电有限责任公司 | 一种多功能对接机 |
-
2017
- 2017-10-05 RU RU2017135621A patent/RU2669763C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2001097297A (ja) * | 1999-09-29 | 2001-04-10 | Toshiba Corp | 宇宙機のランデブ装置 |
US6866232B1 (en) * | 2002-10-18 | 2005-03-15 | Lockheed Martin Corporation | Automated docking of space vehicle |
RU2269462C2 (ru) * | 2003-10-06 | 2006-02-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Устройство стыковки космических модулей |
RU2468383C1 (ru) * | 2011-05-18 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество "Особое конструкторское бюро Московского энергетического института" | Способ определения взаимного положения объектов |
CN206417223U (zh) * | 2017-01-16 | 2017-08-18 | 江西洪都国际机电有限责任公司 | 一种多功能对接机 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11353290B2 (en) | Systems, methods and computer-readable media for improving platform guidance or navigation using uniquely coded signals | |
EP3239730B1 (en) | Method for improving platform guidance or navigation using uniquely coded signals | |
US9158306B2 (en) | Centering above a predetermined area of a landing platform | |
US10061027B2 (en) | Laser navigation system and method | |
EP2366130B1 (en) | Measuring of a landing platform of a ship | |
EP3296760A1 (en) | Method and system for testing radar systems | |
US10197381B2 (en) | Determination of the rotational position of a sensor by means of a laser beam emitted by a satellite | |
US20170370678A1 (en) | Systems, Methods and Computer-Readable Media for Improving Platform Guidance or Navigation Using Uniquely Coded Signals | |
CN104777448B (zh) | 基于单脉冲引航系统和伪卫星场的无人机回收系统和方法 | |
RU190804U1 (ru) | Устройство для обеспечения навигации и посадки корабельных летательных аппаратов | |
US8582119B2 (en) | Large scale metrology apparatus and method | |
US11086020B2 (en) | Position measurement system for movable body | |
Kong et al. | A ground-based multi-sensor system for autonomous landing of a fixed wing UAV | |
US10775496B2 (en) | Method of guidance of an aerial target, in particular in the vertical landing phase, and radar system implementing such a method | |
RU2669763C1 (ru) | Устройство автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания | |
CN113904709B (zh) | 深空探测在轨判断高增益天线指向的系统及方法 | |
RU2483987C2 (ru) | Способ посадки летательного аппарата | |
RU2673421C1 (ru) | Способ автономного управления строем космических аппаратов | |
RU2742132C1 (ru) | Способ регулирования скорости сближения сервисного и обслуживаемого космических аппаратов при их стыковке | |
US10274288B2 (en) | Missile for use in a laser beam riding missile guidance system | |
RU2720758C1 (ru) | Способ инспекции космических аппаратов в области низких околоземных круговых орбит | |
RU2711487C1 (ru) | Способ безопасного сближения сервисного космического аппарата с обслуживаемым космическим аппаратом | |
US20230420837A1 (en) | System and method for aligning rf phase in a distributed mobile platform ensemble utilizing a free space optical system to improve rf phase alignment | |
CN113772134B (zh) | 一种用于火星着陆的测距测速敏感器波束指向确定方法 | |
Bogatyrev et al. | The algorithm of relative orientation for formation flight of a group of nanosatellites based on the radionavigation ranging method |