RU2725104C1 - Method of controlling a portable surveillance equipment on a spacecraft - Google Patents

Method of controlling a portable surveillance equipment on a spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2725104C1
RU2725104C1 RU2019128336A RU2019128336A RU2725104C1 RU 2725104 C1 RU2725104 C1 RU 2725104C1 RU 2019128336 A RU2019128336 A RU 2019128336A RU 2019128336 A RU2019128336 A RU 2019128336A RU 2725104 C1 RU2725104 C1 RU 2725104C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
equipment
observation
mirror
orbit
Prior art date
Application number
RU2019128336A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Михаил Юрьевич Беляев
Дмитрий Николаевич Рулев
Владимир Васильевич Рязанцев
Николай Дмитриевич Рулев
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва filed Critical Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва
Priority to RU2019128336A priority Critical patent/RU2725104C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2725104C1 publication Critical patent/RU2725104C1/en

Links

Images

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
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G3/00—Aiming or laying means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to spacecraft (SC) on-board equipment. Method includes determination of atmospheric density at altitude of SC orbit, position of center of mass and SC orientation, prediction of boundaries of location area of observation object relative to SC orbit, generation of commands for control of observation equipment (OE). At the preset observation interval, the most suitable SC window is determined. Said movable mirror (MM) is arranged on SC to provide visibility of OE through window, MM and stationary mirror placed on SC, certain points in location area of observation object. Shooting is performed during MM reorientation entire time.EFFECT: technical result consists in providing guaranteed recording of data from an observation object of a different removable OE using the described system of mirrors.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения управления размещенной на космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения подстилающей поверхности.The invention relates to aerospace engineering and can be used to provide control of portable equipment for observing the underlying surface located on a spacecraft (SC).

Известен способ управления целевой аппаратурой космического аппарата (КА), реализуемый системой управления телевизионным видеоспектральным комплексом КА (патент РФ 2068801, МПК 6: B64G 9/00), который включает наведение и отслеживание целей, при которых выполняется переориентация оси визирования установленной на поворотной платформе телевизионной и научной аппаратуры на выбираемую в реальном времени по ТВ-изображению цель с последующим автоматическим отслеживанием цели, в том числе выполняется определение пространственного положения прибора наведения относительно КА, задание координат целей, определение положения целей относительно прибора наведения, расчет углов поворота прибора наведения и повороты прибора наведения.A known method of controlling the target equipment of a spacecraft (SC), implemented by the control system of the television video spectral complex of the SC (RF patent 2068801, IPC 6: B64G 9/00), which includes guidance and tracking of targets for which the axis of sight is mounted on the rotary platform of the television and scientific equipment for a target selected in real time on a TV image with subsequent automatic tracking of the target, including determining the spatial position of the guidance device relative to the spacecraft, setting coordinates of targets, determining the position of targets relative to the pointing device, calculating the rotation angles of the pointing device and turning the device guidance.

К недостаткам способа относится, в частности, то, что он допускает наведение только на цели, с одной стороны, ограниченные диапазоном углов поворота поворотной платформы, а с другой стороны, ограниченные попаданием в текущий кадр ТВ-изображения, который, кроме упомянутого ограничения по диапазону углов поворота поворотной платформы, имеет ограниченный охват, определяемый полем зрения ТВ-камеры. При этом сам факт размещения аппаратуры наведения на поворотной платформе ограничивает свободу перемещения аппаратуры при ее нацеливании и сопровождении цели экипажем КА.The disadvantages of the method include, in particular, that it allows guidance only on the target, on the one hand, limited by the range of angles of rotation of the turntable, and on the other hand, limited to falling into the current frame of the TV image, which, in addition to the mentioned range limit angles of rotation of the turntable, has limited coverage, determined by the field of view of the TV camera. Moreover, the very fact of placing guidance equipment on the turntable limits the freedom of movement of the equipment when aiming and tracking the target by the spacecraft crew.

Известен способ ориентации целевой аппаратуры КА на основе автоматических поворотных платформ (Лобанов B.C., Тарасенко Н.В., Шульга Д.Н., Зборошенко В.Н., Федосеев С.В., Хаханов Ю.А. Системы наведения целевой аппаратуры на основе автоматических поворотных платформ для PC МКС.XIV Санкт-Петербургская Международная Конференция по интегрированным навигационным системам, 28-30 мая 2007, стр. 206-213. Санкт-Петербург, Россия, 2007), заключающийся в размещении на КА двух- или трехстепенном кардановом подвесе с приводами по каждой из осей автоматических поворотных платформ, установке на автоматических поворотных платформах измерителей угловой скорости, астродатчиков и вычислительного устройства, определении по измерениям с измерителей угловой скорости и астродатчиков параметров углового движения автоматических поворотных платформ, формировании управляющих сигналов на приводы, обеспечивающие пространственные повороты автоматических поворотных платформ, отработке системой управления угловым движением КА возмущений, создаваемых в процессе поворотов автоматических поворотных платформ.A known method of orientation of target spacecraft equipment based on automatic rotary platforms (Lobanov BC, Tarasenko N.V., Shulga D.N., Zboroshenko V.N., Fedoseev S.V., Khakhanov Yu.A. Target equipment guidance systems based on automatic rotary platforms for PC ISS.XIV St. Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems, May 28-30, 2007, pp. 206-213. St. Petersburg, Russia, 2007), consisting of placing a two- or three-degree cardan suspension on the spacecraft with drives on each axis of automatic turntables, installation of angular velocity meters, astro sensors and a computing device on automatic rotary platforms, determination of angular motion parameters of automatic rotary platforms from measurements of angular velocity meters and astro sensors, generation of control signals to drives that provide spatial rotations of automatic turntables working out by the angular motion control system spacecraft perturbations created in the process of turning automatic rotary platforms.

К недостатками способа относится, в частности, то, что автоматические поворотные платформы с целевой аппаратурой возможно размещать только на КА, инерционно-массовые характеристики (масса, моменты инерции) которых на два, три и более порядка превышают инерционно-массовые характеристики автоматических поворотных платформ с целевой аппаратурой.The disadvantages of the method include, in particular, that automatic rotary platforms with target equipment can only be placed on spacecraft, the inertial mass characteristics (mass, moments of inertia) of which are two, three or more orders of magnitude higher than the inertial mass characteristics of automatic rotary platforms with target equipment.

Известен способ ориентации целевой аппаратуры КА (Аншаков Г.П., Макаров В.П., Мантуров А.И., Мостовой Я.А. Методы и средства управления в высокоинформативном наблюдении Земли из космоса. XIV Санкт-Петербургская Международная конференция по интегрированным навигационным системам, 28-30 мая 2007, стр. 165-173. Санкт-Петербург, Россия, 2007), включающий измерение параметров углового движения КА, формирование и выдачу на приводы инерционных исполнительных органов управляющих сигналов, создание минимальных моментов инерции КА путем перемещения аппаратуры и элементов конструкции к центру масс КА, изменение параметров углового движения инерционных масс инерционных исполнительных органов и соответствующее ему изменение параметров углового движения КА с неподвижно установленной на нем целевой аппаратурой, определение накопленного инерционными массами инерционных исполнительных органов кинетического момента, формирование и выдачу управляющих сигналов в систему сброса кинетического момента.A known method of orienting target spacecraft equipment (Anshakov G.P., Makarov V.P., Manturov A.I., Mostovoy Y.A. Methods and controls in highly informative observation of the Earth from space. XIV St. Petersburg International Conference on Integrated Navigation systems, May 28-30, 2007, pp. 165-173. St. Petersburg, Russia, 2007), including measuring the parameters of the angular motion of the spacecraft, generating and issuing control signals to inertial actuators, creating the minimum moments of inertia of the spacecraft by moving the equipment and structural elements to the center of mass of the spacecraft, changing the parameters of the angular motion of the inertial masses of the inertial actuators and the corresponding change in the parameters of the angular motion of the spacecraft with the target equipment fixed on it, determining the kinetic moment accumulated by the inertial masses of the inertial actuating organs, generating and issuing control signals to the reset system kinetic moment.

К недостаткам способа относится, в частности, то, что для обеспечения переориентации (программных поворотов) и стабилизации в требуемом положении целевой аппаратуры используют инерционные массы инерционных исполнительных органов.The disadvantages of the method include, in particular, the fact that inertial masses of inertial actuators are used to ensure reorientation (program turns) and stabilization in the required position of the target equipment.

Известен способ ориентации целевой аппаратуры космических аппаратов и устройство, его реализующее (патент РФ 2412873(13) С1; МПК B64G 1/24 (2006.01), B64G 1/22 (2006.01); заявка №2009140630/11, 02.11.2009; опубликовано: 27.02.2011 Бюл. №6), сущность которых состоит в исключении традиционно используемых в инерционных исполнительных органах инерционных масс (роторов, маховиков) и применение в их качестве элементов конструкции КА (ЭККА) с обеспечивающими системами. При этом целевую аппаратуру размещают подвижно относительно ЭККА в подвесе, по осям которого устанавливают приводы указанных исполнительных органов и датчики угла. Перемещают ЭККА от центра масс КА и от центра подвеса целевой аппаратуры, совмещают центры масс целевой аппаратуры и подвеса. Тем самым создают максимальные моменты инерции ЭККА и расположение продольной оси КА в положении устойчивого равновесия (по местной вертикали). По параметрам углового движения целевой аппаратуры и ЭККА определяют величину накопленного кинетического момента. Формируют управляющие сигналы на приводы инерционных масс и систему сброса кинетического момента, обеспечивая требуемое изменение параметров углового движения целевой аппаратуры и ЭККА.A known method of orienting target equipment of spacecraft and a device that implements it (RF patent 2412873 (13) C1; IPC B64G 1/24 (2006.01), B64G 1/22 (2006.01); application No. 2009140630/11, 02.11.2009; published: 02/27/2011 Bull. No. 6), the essence of which is the exclusion of the inertial masses (rotors, flywheels) traditionally used in inertial actuators (rotors, flywheels) and the use of spacecraft (ECCA) design elements with supporting systems in their quality. In this case, the target equipment is placed movably relative to the ECCA in the suspension, along the axes of which the drives of the specified actuators and angle sensors are installed. They move the ECCA from the center of mass of the spacecraft and from the center of suspension of the target equipment, combine the centers of mass of the target equipment and suspension. This creates the maximum moments of inertia of the ECCA and the arrangement of the longitudinal axis of the spacecraft in the position of stable equilibrium (along the local vertical). From the parameters of the angular motion of the target equipment and ECCA determine the value of the accumulated kinetic moment. The control signals are generated on the drives of inertial masses and the kinetic moment reset system, providing the required change in the parameters of the angular motion of the target equipment and ECCA.

Известен способ ориентирования перемещаемой на борту пилотируемого корабля аппаратуры (патент РФ 2695739 С1, заявка №2018136716 от 17.10.2018, МПК F41G 3/00 (2006.01) B64G 1/66 (2006.01), опубликовано: 25.07.2019 Бюл. №21 - прототип), включающий определение положения ориентира и перемещаемой аппаратуры относительно пилотируемого корабля, определение положения ориентира относительно перемещаемой аппаратуры, определение и воспроизведение командной информации, в котором измеряют и прогнозируют плотность атмосферы на высоте орбиты пилотируемого корабля, измеряют и прогнозируют положение центра масс и угловое положение пилотируемого корабля, с учетом погрешностей определения и прогнозирования положения центра масс и углового положения пилотируемого корабля определяют текущие и прогнозируемые на задаваемом интервале времени границы области расположения ориентира относительно пилотируемого корабля, определяют и воспроизводят командную информацию последовательно на перенос перемещаемой аппаратуры в требуемое местоположение и на поворот перемещаемой аппаратуры в требуемые угловые положения, при этом требуемое местоположение перемещаемой аппаратуры определяют в системе координат пилотируемого корабля как вершину конуса, боковая поверхность которого касается области расположения ориентира относительно пилотируемого корабля и отстоит не менее чем на задаваемое расстояние от элементов конструкции пилотируемого корабля, непрозрачных для регистрируемого перемещаемой аппаратурой излучения, а требуемые угловые положения перемещаемой аппаратуры определяют положениями оси визирования перемещаемой аппаратуры относительно пилотируемого корабля и выбирают исходя из условия покрытия полем зрения перемещаемой аппаратуры области расположения ориентира относительно пилотируемого корабля, в моменты нахождения оси визирования перемещаемой аппаратуры в области, охватываемой упомянутым конусом, формируют команды на управление перемещаемой аппаратурой.There is a method of orienting the equipment moved on board a manned spacecraft (RF patent 2695739 C1, application No. 2018136716 dated 10/17/2018, IPC F41G 3/00 (2006.01) B64G 1/66 (2006.01), published: 07/25/2019 Bull. No. 21 - prototype ), including determining the position of the landmark and the moving equipment relative to the manned vehicle, determining the position of the landmark relative to the moving equipment, determining and reproducing command information in which atmospheric density is measured and predicted at the height of the orbit of the manned spacecraft, the center of mass and the angular position of the manned spacecraft are measured and predicted , taking into account the errors in determining and predicting the position of the center of mass and the angular position of the manned spacecraft, determine the current and forecasted boundaries of the landmark area relative to the manned spacecraft over a specified time interval, determine and reproduce command information sequentially to transfer the roaming vehicle Ura to the desired location and the rotation of the moved equipment to the required angular positions, while the required location of the moved equipment is determined in the coordinate system of the manned ship as the top of the cone, the side surface of which touches the reference area relative to the manned ship and is at least a specified distance from the elements structures of the manned ship, opaque to the radiation recorded by the movable equipment, and the required angular positions of the moved equipment is determined by the position of the axis of sight of the moving equipment relative to the manned ship and is selected based on the field of view of the moving equipment of the reference area relative to the manned vehicle, at the moments of finding the axis of sight of the moved equipment in the area covered by the aforementioned cone, form commands to control the movable equipment.

Способ-прототип обеспечивает учет погрешности определения положения ориентира относительно пилотируемого корабля при одновременном обеспечении гарантированного управления функционированием аппаратуры, свободно перемещаемой внутри пилотируемого корабля и не имеющей с ним механической связи, ориентируемой по задаваемым ориентирам.The prototype method ensures that the error in determining the position of a landmark relative to the manned ship is taken into account while ensuring guaranteed control of the operation of equipment freely moving inside the manned ship and not having a mechanical connection with it, oriented according to the given landmarks.

К недостаткам способа-прототипа относится, в частности, то, что он предусматривает ручное управление работой перемещаемой ориентируемой аппаратуры, что может привести к ошибочному или несвоевременному функциональному задействованию аппаратуры, что в свою очередь может привести к потере уникальных целевых данных и/или регистрации аппаратурой данных, которые являются неликвидными. Такая ситуация может возникать как следствие, например, возможной технологической несогласованности в функциональной работе перемещаемой аппаратуры и используемых бортовых систем пилотируемого корабля.The disadvantages of the prototype method include, in particular, that it provides for manual control of the operation of the movable oriented equipment, which can lead to erroneous or untimely functional involvement of the equipment, which in turn can lead to the loss of unique target data and / or registration of data equipment which are illiquid. Such a situation may arise as a result, for example, of a possible technological inconsistency in the functional work of the moving equipment and the on-board systems of the manned spacecraft used.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение высокоточного управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения.The problem to which the present invention is directed, is to provide high-precision control placed on a spacecraft portable monitoring equipment.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в учете погрешности определения положения задаваемых относительно подстилающей поверхности объектов наблюдения при обеспечении гарантированной регистрации данных от объекта наблюдения на задаваемом интервале времени различной сменной аппаратурой наблюдения с использованием устанавливаемого на иллюминатор космического корабля снабженного системой зеркал устройства управления наведением аппаратуры наблюдения.The technical result achieved by the implementation of the present invention is to take into account the error in determining the position of observation objects set relative to the underlying surface while ensuring guaranteed recording of data from the observation object at a predetermined time interval by various interchangeable monitoring equipment using a guidance device mounted on the porthole equipped with a mirror system surveillance equipment.

Технический результат достигается тем, что в способе управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения, включающем определение плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля, определение положения центра масс и ориентации космического корабля и прогнозирование с учетом погрешностей их определения границ области расположения объекта относительно космического корабля и формирование команд на управление аппаратурой наблюдения, в отличие от прототипа прогнозируют границы области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля на задаваемом интервале времени и определяют иллюминатор, нормаль к плоскости которого проходит наиболее близко к данной области, осуществляют развороты размещенного на космическом корабле подвижного зеркала, в каждом из которых производят последовательно совмещения нормали к плоскости подвижного зеркала с биссектрисой соответствующего угла, образованного направлением от подвижного зеркала на размещенное на космическом корабле стационарное зеркало и проходящим через упомянутый иллюминатор направлением от подвижного зеркала на определяемые точки наведения в области расположения объекта наблюдения, при размещении аппаратуры наблюдения с совмещением нормали к плоскости стационарного зеркала с биссектрисой угла, образованного направлениями от стационарного зеркала на подвижное зеркало и на аппаратуру наблюдения, причем последнее из упомянутых направлений проходит вдоль оси чувствительности аппаратуры наблюдения, при этом упомянутые точки наведения определяют из условия покрытия ими с задаваемым шагом всей области расположения объекта наблюдения, а шаг определяют размером поля зрения аппаратуры наблюдения, причем съемку аппаратурой наблюдения выполняют в течение всего интервала времени переориентации подвижного зеркала.The technical result is achieved by the fact that in the method of controlling portable observation equipment located on the spacecraft, including determining the density of the atmosphere at the height of the orbit of the spacecraft, determining the position of the center of mass and orientation of the spacecraft and predicting, taking into account the errors in determining the boundaries of the object’s location relative to the spacecraft, and the formation of commands to control the observation equipment, in contrast to the prototype, predicts the boundaries of the area of the observation object relative to the orbit of the spacecraft at a given time interval and determines the porthole, the normal to the plane of which passes closest to this area, rotate the moving mirror placed on the spacecraft, each of which consistently combines the normal to the plane of the moving mirror with the bisector of the corresponding angle formed by the direction from the moving mirror to placed e on a spaceship, a stationary mirror and the direction passing from the moving mirror to the defined pointing points in the region of the observation object when the observation equipment is placed with the normal to the plane of the stationary mirror with the bisector of the angle formed by the directions from the stationary mirror to the moving mirror and to monitoring equipment, the last of the mentioned directions running along the axis of sensitivity of the monitoring equipment, the aforementioned pointing points are determined from the conditions of coverage with a specified step of the entire area of the observation object, and the step is determined by the size of the field of view of the monitoring equipment, and the monitoring equipment is taken for the entire time interval of the reorientation of the moving mirror.

Изобретение поясняется рисунком, на котором представлена схема, поясняющая предназначенное для установки на иллюминатор космического корабля устройство управления наведением аппаратуры наблюдения со стационарным и подвижным зеркалами и узлами разъемного крепления аппаратуры наблюдения и съемной установки на иллюминатор.The invention is illustrated in the figure, which shows a diagram explaining intended for installation on the window of a spacecraft, the control device guidance of the observation equipment with stationary and movable mirrors and nodes detachable mounting of the monitoring equipment and removable installation on the porthole.

На рисунке введены обозначения:The following notation is introduced in the figure:

1 - аппаратура наблюдения;1 - surveillance equipment;

2 - устройство управления наведением;2 - guidance control device;

3 - иллюминатор;3 - porthole;

4 - корпус устройства управления наведением;4 - housing guidance control device;

5 - отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения;5 - hole node detachable mounting surveillance equipment;

6 - отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор;6 - hole node removable installation of the control device guidance on the window;

7 - узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения;7 - node detachable mounting of surveillance equipment;

8 - узел съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор;8 - node removable installation of the control device guidance on the window;

9 - стационарное зеркало;9 - stationary mirror;

10 - подвижное зеркало;10 - a movable mirror;

11 - первая ось подвеса;11 - the first axis of the suspension;

12 - датчик угла, размещенный на первой оси подвеса;12 - angle sensor located on the first axis of the suspension;

13 - привод, размещенный на первой оси подвеса;13 - a drive located on the first axis of the suspension;

14 - вторая ось подвеса;14 - the second axis of the suspension;

15 - датчик угла, размещенный на второй оси подвеса;15 - angle sensor located on the second axis of the suspension;

16 - привод, размещенный на второй оси подвеса;16 - a drive placed on the second axis of the suspension;

17 - вычислительное устройство;17 - computing device;

18 - ось чувствительности аппаратуры наблюдения;18 - axis sensitivity of the monitoring equipment;

19 - подстилающая поверхность;19 - underlying surface;

20 - луч, выходящий из точки стационарного зеркала и проходящий через точку подвижного зеркала;20 - a beam emerging from a point of a stationary mirror and passing through a point of a moving mirror;

21 - луч, выходящий из точки стационарного зеркала и проходящий через отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения вдоль оси чувствительности закрепленной на корпусе аппаратуры наблюдения;21 - a beam emerging from a point of a stationary mirror and passing through the hole of the detachable mount of the monitoring equipment along the sensitivity axis fixed on the housing of the monitoring equipment;

22 - луч, выходящий из точки подвижного зеркала и проходящий через точку стационарного зеркала;22 - a beam exiting a point of a moving mirror and passing through a point of a stationary mirror;

23 - луч, выходящий из точки подвижного зеркала и проходящий через отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор;23 - a beam emerging from the point of the movable mirror and passing through the hole of the removable installation of the housing on the window;

24 - линия пересечения нормали к плоскости иллюминатора с поверхностью планеты;24 - the line of intersection of the normal to the plane of the porthole with the surface of the planet;

25 - граница области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля;25 - the boundary of the area of the observation object relative to the orbit of the spacecraft;

26 - точки наведения;26 - guidance points;

27 - линия пересечения луча, выходящего из точки подвижного зеркала и проходящего через отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор, с поверхностью планеты в процессе переориентации подвижного зеркала;27 is the intersection line of a beam exiting a point of a movable mirror and passing through an opening of a removable installation unit of a guidance device to a porthole with a planet surface during a reorientation of a moving mirror;

N1 - нормаль к плоскости стационарного зеркала;N 1 is the normal to the plane of the stationary mirror;

N2 - нормаль к плоскости подвижного зеркала;N 2 - normal to the plane of the moving mirror;

Nиллюм - нормаль к плоскости иллюминатора.N illum - normal to the plane of the porthole.

Устройство управления наведением 2 со стационарным и подвижным зеркалами 9, 10 и узлами разъемного крепления аппаратуры наблюдения и съемной установки на иллюминатор 7, 8 предназначено для установки на иллюминатор 3 космического корабля посредством узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 8.Guidance control device 2 with stationary and movable mirrors 9, 10 and detachable attachment points of the monitoring equipment and removable installation on the porthole 7, 8 is intended for installation on the porthole 3 of the spacecraft through the detachable installation of the guidance control device on the porthole 8.

На устройстве управления наведением 2 закрепляется аппаратура наблюдения 1 посредством узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения 7.On the guidance control device 2 is fixed monitoring equipment 1 through the node detachable mounting of the monitoring equipment 7.

В качестве переносной аппаратуры наблюдения 1 могут быть рассмотрены различные оптические приборы для выполнения визуально-инструментальных наблюдений объектов, задаваемых относительно подстилающей поверхности (наземных исследуемых объектов, объектов мониторинга и т.д.), через иллюминатор космического корабля.As portable observation equipment 1, various optical instruments can be considered for performing visual-instrumental observations of objects defined relative to the underlying surface (ground objects under investigation, monitoring objects, etc.) through the porthole of a spacecraft.

Устройство управления наведением 2 содержит корпус устройства управления наведением 4 с двумя отверстиями 5, 6. На одном отверстии расположен узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения 7. На другом отверстии расположен узел съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 8.The guidance control device 2 comprises a housing of the guidance control device 4 with two holes 5, 6. On one hole is a detachable mount for monitoring equipment 7. On the other hole is a removable installation site for the guidance control device on the porthole 8.

Устройство управления наведением содержит установленные в корпусе устройства управления наведением 4 двухстепенной подвес с размещенными по первой и второй осям подвеса 11, 14 датчиками угла 12; 15 и приводами 13, 16, вычислительное устройство 17; стационарное зеркало 9 и подвижное зеркало 10.The guidance control device comprises mounted in the housing of the guidance control device 4 of a two-stage suspension with angle sensors 12 located along the first and second axes of the suspension 11, 14; 15 and drives 13, 16, computing device 17; stationary mirror 9 and movable mirror 10.

Датчики угла 12, 15 и приводы 13, 16 электрически соединены с вычислительным устройством 17.The angle sensors 12, 15 and the drives 13, 16 are electrically connected to the computing device 17.

Вычислительное устройство 17 электрически соединено с аппаратурой наблюдения 1.The computing device 17 is electrically connected to the monitoring equipment 1.

Стационарное зеркало 9 установлено с совмещением нормали к плоскости стационарного зеркала N1 с биссектрисой прямого угла между лучами, выходящими из точки стационарного зеркала и проходящими соответственно через точку подвижного зеркала и через упомянутое отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения вдоль оси чувствительности закрепленной на корпусе аппаратуры наблюдения 20 и 21.The stationary mirror 9 is installed with the normal to the plane of the stationary mirror N 1 aligned with the bisector of the right angle between the rays emerging from the point of the stationary mirror and passing through the point of the moving mirror and through the aforementioned hole of the detachable mount of the observation equipment along the sensitivity axis fixed to the observation equipment 20 and 21.

Подвижное зеркало 10 установлено на подвесе с совмещением нормали к плоскости подвижного зеркала N2 с биссектрисой угла между лучами,The movable mirror 10 is mounted on a suspension with a combination of the normal to the plane of the movable mirror N 2 with the bisector of the angle between the beams,

выходящими из точки подвижного зеркала и проходящими соответственно через точку стационарного зеркала и через упомянутое отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 22 и 23.leaving the point of the movable mirror and passing respectively through the point of the stationary mirror and through the aforementioned hole of the removable installation unit of the guidance control device on the porthole 22 and 23.

Первая ось подвеса 11 проходит через подвижное зеркало 10 и упомянутое отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 6.The first axis of the suspension 11 passes through the movable mirror 10 and the aforementioned hole of the removable installation unit of the guidance control device on the porthole 6.

Вторая ось подвеса 14 размещена в плоскости подвижного зеркала 10 перпендикулярно первой оси повеса 11 на задаваемом расстоянии от плоскости узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 8, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора 3.The second axis of the suspension 14 is placed in the plane of the movable mirror 10 perpendicular to the first axis of the suspension 11 at a predetermined distance from the plane of the node of the removable installation of the guidance control device on the porthole 8, which is compatible when installed with the plane of the porthole 3.

Привод поворота подвижного зеркала по расположенной в плоскости подвижного зеркала второй оси подвеса (привод, размещенный на второй оси подвеса 14) выполнен обеспечивающим поворот подвижного зеркала 10 в задаваемом диапазоне углов плоскости подвижного зеркала 10 с первой осью подвеса 11.The rotary drive of the movable mirror along the second suspension axis located in the plane of the movable mirror (the drive placed on the second axis of the suspension 14) is configured to rotate the movable mirror 10 in a specified range of angles of the plane of the movable mirror 10 with the first axis of the suspension 11.

Опишем действия предлагаемого способа.We describe the actions of the proposed method.

В предлагаемом способе осуществляют определение параметров плотности атмосферы на высоте орбиты КК с определением данных о погрешности их определения.In the proposed method, the atmospheric density parameters are determined at the spacecraft orbit altitude with the determination of the error in their determination.

По указанным данным о плотности атмосферы выполняют определение (прогнозирование на рассматриваемом интервале полета) параметров положения центра масс и ориентации КК с определением данных о погрешности их определения.According to the indicated data on the density of the atmosphere, the determination (prediction of the flight interval under consideration) of the parameters of the position of the center of mass and the orientation of the spacecraft with the determination of the error in their determination is performed.

Определение положения центра масс КК выполняется посредством решения уравнений движения КК, сформулированных с учетом определенных параметров плотности атмосферы на высоте орбиты КК. Возможная погрешность определения положения центра масс и ориентации КК определяются как точностью определения (прогнозирования) плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля на рассматриваемом интервале полета КК, так и точностью методических предположений, используемых при формулировании и решении уравнений движения КК.Determining the position of the center of mass of the spacecraft is performed by solving the equations of motion of the spacecraft, formulated taking into account certain parameters of the density of the atmosphere at the height of the spacecraft's orbit. The possible error in determining the position of the center of mass and the orientation of the spacecraft is determined both by the accuracy of determining (predicting) the density of the atmosphere at the altitude of the orbit of the spacecraft in the spacecraft flight interval under consideration, and by the accuracy of the methodological assumptions used in formulating and solving the spacecraft motion equations.

Осуществляют задание объекта наблюдения (например, задание координат исследуемого наземного объекта на подстилающей поверхности).The object of observation is set (for example, the coordinates of the investigated ground object on the underlying surface).

Для заданного объекта наблюдения и задаваемого интервала времени выполнения наблюдений по данным о положении центра масс и ориентации КК и данным о погрешностях их определения осуществляют определение границ возможной области расположения объекта наблюдения относительно орбиты КК на данном интервале времени полета - определяют расчетные параметры, описывающие границы области, задаваемой относительно линии и плоскости орбиты КК, в которой гарантированно будет находиться объект наблюдения в течение задаваемого интервала времени выполнения наблюдений.For a given object of observation and a specified interval of time for making observations from the data on the position of the center of mass and orientation of the spacecraft and the data on the errors of their determination, the boundaries of the possible region of the location of the object of observation relative to the orbit of the spacecraft at a given time interval are determined — calculated parameters describing the boundaries of the region are determined, set relative to the line and the plane of the spacecraft’s orbit, in which the observed object will be guaranteed to be located during the specified interval of time for observing.

Положение данной области относительно линии и плоскости орбиты КК определятся с учетом всех возможных реализаций определяемых (прогнозируемых) координат линии орбиты КК на рассматриваемом интервале полета КК и включает в свой состав области расположения объекта наблюдения относительно отдельных возможных местоположений КК на рассматриваемом интервале полета.The position of this region relative to the spacecraft orbital plane is determined taking into account all possible implementations of the determined (forecasted) spacecraft orbital coordinates of the spacecraft’s orbit in the considered spacecraft flight interval and includes the area of the observation object relative to the individual possible spacecraft spacecraft locations in the considered flight interval.

А именно, определение границ данной области выполняется с использованием навигационных измерений текущей орбиты КК и определения (измерения текущих и расчета прогнозируемых) параметров плотности атмосферы на высоте орбиты КК, по которым осуществляют прогнозирование положения центра масс и ориентации КК. При этом прогнозируют циклограмму ориентаций КК, по которой осуществляют прогнозирование значений миделя КК, используемых при выполнении прогнозирования движения КК, а также определяют величины погрешностей определения положения центра масс и ориентации КК, которые учитываются при определении границ области расположения объекта наблюдения относительно линии и плоскости орбиты КК орбиты КК. Указанная область определяется как минимальная область, охватывающая/содержащая все возможные точки местоположений объекта наблюдения относительно линии и плоскости орбиты КК, - область, образованная множеством местоположений относительно линии и плоскости орбиты КК, в которых может находиться объект наблюдения с учетом всех указанных погрешностей определения (прогнозирования) положения центра масс и ориентации КК.Namely, the boundaries of this region are determined using navigation measurements of the current orbit of the spacecraft and the determination (measurement of the current and calculation of the predicted) of atmospheric density parameters at the height of the spacecraft's orbit, by which the position of the center of mass and the orientation of the spacecraft are predicted. At the same time, a cyclogram of QC orientations is predicted, according to which the QM midsection values used to perform QC motion prediction are predicted, and the error values for determining the center of mass position and QC orientation are taken into account, which are taken into account when determining the boundaries of the observation object’s location relative to the QC line and orbital plane spacecraft orbits. The indicated area is defined as the minimum area that covers / contains all possible points of location of the object of observation relative to the line and the plane of the orbit of the spacecraft, - the area formed by many locations relative to the line and plane of the orbit of the spacecraft, in which the object of observation can be located taking into account all the indicated errors of determination (forecasting) ) the position of the center of mass and the orientation of the spacecraft.

По данным о положении центра масс и ориентации КК и по параметрам границы области расположения объекта наблюдения относительно линии и плоскости орбиты КК определяют иллюминатор 3, нормаль к плоскости которого на рассматриваемом интервале полета КК (задаваемом интервале времени выполнения наблюдений) проходит наиболее близко к данной области.According to the data on the position of the center of mass and the orientation of the spacecraft and the parameters of the boundary of the region of observation of the object relative to the line and the plane of the spacecraft’s orbit, the window 3 is determined, the normal to the plane of which on the considered flight interval of the spacecraft (the set time interval for making observations) passes closest to this area.

На определенный таким образом иллюминатор 3 КК устанавливают предложенное устройство управления наведением 2 (посредством узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 8), на котором закрепляют аппаратуру наблюдения 1 (посредством узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения 7).The proposed guidance control device 2 (via the removable installation unit of the guidance control device on the porthole 8) is installed on the KK porthole 3 defined in this way, on which the monitoring apparatus 1 is fixed (via the detachable mount of the monitoring equipment 7).

При этом аппаратура наблюдения 1 размещена с совмещением нормали к плоскости стационарного зеркала 9 с биссектрисой угла, образованного направлениями от стационарного зеркала 9 на подвижное зеркало 10 и на аппаратуру наблюдения 1, причем последнее из упомянутых направлений проходит вдоль оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18,At the same time, the observation equipment 1 is placed with the normal to the plane of the stationary mirror 9 aligned with the bisector of the angle formed by the directions from the stationary mirror 9 to the movable mirror 10 and to the observation equipment 1, the last of these directions being along the sensitivity axis of the observation equipment 18,

По данным от датчиков углов 12, 15 устройства управления наведением 2 формируют данные о положении подвижного зеркала 10.According to the data from the angle sensors 12, 15 of the guidance control device 2 form data on the position of the movable mirror 10.

С учетом установки устройства управления наведением аппаратуры наблюдения на определенный (выбранный) иллюминатор 3 КК и по данным о положении центра масс и ориентации КК на рассматриваемом интервале полета осуществляют определение набора последовательных точек подстилающей поверхности, которые покрывают с задаваемым шагом всю определенную область возможного расположения объекта наблюдения относительно орбиты КК.Taking into account the installation of the control device for pointing the observation equipment to a specific (selected) CC window 3 and using data on the position of the center of mass and spacecraft orientation on the considered flight interval, a set of successive points of the underlying surface are determined that cover with a given step the entire defined area of the possible location of the object of observation relative to the orbit of the spacecraft.

Данные точки называем точками наведения, поскольку на них в дальнейшем осуществляется наведение через систему зеркал устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения.We call these points guidance points, since they are subsequently guided through the system of mirrors of the guidance device of the guidance axis of the sensitivity of the observation equipment.

На рисунке показан пример варианта определения точек наведения 26, покрывающих с задаваемым шагом всю определенную область возможного расположения объекта наблюдения относительно орбиты КК. Поскольку покрытие области расположения ориентира относительно КК можно реализовать разным образом, то рекомендуется, например, минимизировать сумму углов поворота подвижного зеркала 10, требуемых для реализации наведения на данные точки наведения 26 оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18 через систему зеркал устройства управления наведением. Например, минимизация суммы углов поворота подвижного зеркала 10 может быть обеспечена минимизацией длины показанной на рисунке линии пересечения луча, выходящего из точки подвижного зеркала и проходящего через отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор, с поверхностью планеты в процессе переориентации подвижного зеркала 27.The figure shows an example of an option for determining the guidance points 26, covering with a given step the entire determined area of the possible location of the observation object relative to the orbit of the spacecraft. Since the coverage of the landmark location area with respect to the QC can be implemented in different ways, it is recommended, for example, to minimize the sum of the rotation angles of the movable mirror 10 required to implement guidance of the sensitivity axis of the observation equipment 18 through the mirror system of the guidance control device to these guidance points 26. For example, minimizing the sum of the angles of rotation of the movable mirror 10 can be achieved by minimizing the length of the line of intersection of the beam shown in the figure that exits from the point of the movable mirror and passes through the hole of the removable unit of the guidance device to the porthole with the planet's surface during the reorientation of the movable mirror 27.

В процессе переориентации подвижного зеркала 10 осуществляют контроль взаимного положения подвижного зеркала 10 относительно точек наведения 26, аппаратуры наблюдения 1 и стационарного зеркала 9.In the process of reorienting the movable mirror 10, the mutual position of the movable mirror 10 is monitored relative to the guidance points 26, the observation equipment 1 and the stationary mirror 9.

По результатам данного контроля формируют команды управления положением подвижного зеркала 10, обеспечивающие осуществление разворотов подвижного зеркала 10, в каждом из которых производят последовательно совмещения нормали к плоскости подвижного зеркала 10 с биссектрисой соответствующего угла, образованного направлением от подвижного зеркала 10 на стационарное зеркало 9 и проходящим через иллюминатор 3 направлением от подвижного зеркала 10 на точки наведения 26.Based on the results of this control, the position control commands of the movable mirror 10 are formed, ensuring the implementation of the turns of the movable mirror 10, in each of which the normal to the plane of the movable mirror 10 is successively combined with the bisector of the corresponding angle formed by the direction from the movable mirror 10 to the stationary mirror 9 and passing through porthole 3 direction from the movable mirror 10 to the guidance points 26.

Указанные развороты подвижного зеркала 10 реализуют последовательно выставку подвижного зеркала 10 в расчетные положения, при которых обеспечивается наведение оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18 через систему зеркал устройства управления наведением на точки наведения 26.The indicated reversals of the movable mirror 10 sequentially expose the movable mirror 10 to the calculated positions at which the sensitivity axis of the observation equipment 18 is guided through the mirror system of the guidance control device to the guidance points 26.

Данные команды управления выполняются в устройстве управления наведением 2.These control commands are executed in the guidance control device 2.

По данным от датчиков углов 12, 15 устройства управления наведением 2 формируют данные о текущем положении подвижного зеркала 10.According to the data from the angle sensors 12, 15, the guidance control device 2 generates data on the current position of the moving mirror 10.

При достижении указанных расчетных положений подвижного зеркала 10 относительно точек наведения 26, аппаратуры наблюдения 1 и стационарного зеркала 9, при которых обеспечивается наведение оси чувствительности аппаратуры наблюдения 18 через систему зеркал устройства управления наведением на точки наведения 26, осуществляют формирование командной информации на регистрацию данных аппаратурой наблюдения 1, которая передается на аппаратуру наблюдения 1.Upon reaching the specified design positions of the movable mirror 10 relative to the guidance points 26, the monitoring equipment 1 and the stationary mirror 9, at which the sensitivity axis of the monitoring equipment 18 is guided through the mirror system of the guidance control device at the pointing points 26, command information is generated for the data to be recorded by the monitoring equipment 1, which is transmitted to the surveillance equipment 1.

В соответствии с поступившей командной информацией осуществляется регистрации данных аппаратурой наблюдения 1 - например, автоматическая реализация циклов включений и выключений для выполнения регистрации данных (съемки фото/видео аппаратурой, измерения яркости уходящего от подстилающей поверхности излучения спектральной оптической аппаратурой и т.д.),In accordance with the received command information, the data are recorded by the monitoring equipment 1 - for example, the automatic implementation of on and off cycles to perform data recording (shooting photo / video equipment, measuring the brightness of the radiation emanating from the underlying surface with spectral optical equipment, etc.),

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.We describe the technical effect of the invention.

Предложенное техническое решение обеспечивает учет погрешности определения положения задаваемых относительно подстилающей поверхности объектов наблюдения при обеспечении гарантированной регистрации данных от объекта наблюдения на задаваемом интервале времени различной сменной аппаратурой наблюдения с использованием предложенного устанавливаемого на иллюминатор космического корабля снабженного системой зеркал, состоящей из стационарного зеркала и подвижного (поворотного) зеркала, устройства управления наведением аппаратуры наблюдения.The proposed technical solution provides an allowance for the error in determining the position of observation objects set relative to the underlying surface while ensuring guaranteed recording of data from the observation object at a predetermined time interval with various interchangeable monitoring equipment using the proposed spacecraft installed on the porthole equipped with a mirror system consisting of a stationary mirror and a moving (rotary ) mirrors, control devices for guiding surveillance equipment.

Учет погрешности определения положения наблюдаемого объекта относительно линии и плоскости орбиты космического корабля на рассматриваемом интервале полета КК (задаваемом интервале времени выполнения наблюдений) обеспечивает возможность гарантированного попадания в поле зрения аппаратуры наблюдения, закрепленной на снабженном системой зеркал устройстве управления наведением, установленном на предложенными образом выбранном иллюминаторе КК, через систему зеркал устройства управления наведением регистрируемых данных от объекта наблюдения, местоположение которого на моменты выполнения наблюдений определено (гарантированно ограничено) границами определяемой с учетом упомянутой погрешности областью расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля.Taking into account the error in determining the position of the observed object relative to the line and plane of the spacecraft’s orbit in the spacecraft flight interval under consideration (the set time interval for observing) makes it possible to get into the field of view of the observation equipment mounted on a guidance control device equipped with a mirror system mounted on the selected porthole CC, through the mirror system of the control device for guidance of the recorded data from the observation object, the location of which at the time of observation is determined (guaranteed limited) by the boundaries determined by taking into account the mentioned error by the location region of the observation object relative to the orbit of the spacecraft.

Предлагаемый способ управления аппаратурой наблюдения обеспечивает управление наведением аппаратуры наблюдения путем наведения оси чувствительности аппаратуры наблюдения на наблюдаемые объекты подстилающей поверхности через систему зеркал - стационарного и подвижного (поворотного), т.е. без выполнения поворотов непосредственно самой аппаратуры наблюдения.The proposed method for controlling the monitoring equipment provides guidance guidance of the monitoring equipment by pointing the axis of sensitivity of the monitoring equipment to the observed objects of the underlying surface through a system of mirrors - stationary and moving (rotary), i.e. without making turns directly to the surveillance equipment itself.

Это, с одной стороны, повышает удобство работы с аппаратурой наблюдения - за счет обеспечения постоянства ориентации самой аппаратуры при выполнении наблюдений, в том числе расширяет возможности использования аппаратуры в условиях ограниченного пространства космического корабля и различных возможных ограничениях доступа к его иллюминаторам, а, с другой стороны, снижает требования к техническим характеристикам подвеса и его приводов, используемых в технических средствах, обеспечивающих наведение аппаратуры наблюдения на объекты наблюдения.This, on the one hand, increases the convenience of working with observation equipment - by ensuring the constant orientation of the equipment itself when making observations, including expanding the possibilities of using the equipment in a limited spacecraft and various possible restrictions on access to its portholes, and, on the other hand, hand, reduces the requirements for the technical characteristics of the suspension and its drives used in technical means, providing guidance of the monitoring equipment to the objects of observation.

Значимость указанного эффекта при применении предлагаемого технического решения на космических аппаратах в полете обусловливается тем, что, с одной стороны, в полете отсутствует или существенно ограничена (как технически, так и организационно) оперативная возможность проверки качества зарегистрированных аппаратурой наблюдения данных, а с другой стороны, регистрируемые данные обладают уникальностью и их потеря или несвоевременная регистрация могут нести невосполнимый ущерб (как научный, так и экономический).The significance of this effect when applying the proposed technical solution on spacecraft in flight is due to the fact that, on the one hand, there is no or limited (both technically and organizationally) operational ability to check the quality of the data recorded by the observation equipment in flight, and on the other hand, the recorded data is unique and its loss or untimely registration can cause irreparable damage (both scientific and economic).

В предлагаемом способе посредством использования устройства управления наведением аппаратуры наблюдения с возможностью установки данного устройства на различные иллюминаторы космического корабля, обеспечивается возможность, как выбирать и использовать иллюминатор, наблюдение через который обеспечивает наилучшие условия наблюдения задаваемых (требуемых) объектов наблюдения, так и использовать именно тот иллюминатор, через который обеспечивается единственная возможность выполнения наблюдения задаваемых (требуемых) объектов наблюдения при отсутствии такой возможности через другие иллюминаторы космического корабля.In the proposed method, through the use of a guidance device for guiding observation equipment with the possibility of installing this device on various windows of a spacecraft, it is possible to select and use a window, observation through which provides the best conditions for observing specified (required) objects of observation, and use that window through which the only possibility of observing given (required) objects of observation is provided in the absence of such an opportunity through other windows of the spacecraft.

Также в предлагаемом способе посредством использования устройства управления наведением аппаратуры наблюдения обеспечивается возможность использования для реализации наблюдений различной сменной аппаратуры наблюдения.Also, in the proposed method, by using the guidance device for controlling the observation equipment, it is possible to use various interchangeable monitoring equipment for observing.

Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено по известным технологиям.Industrial execution of the essential features characterizing the invention is not complicated and can be performed using known technologies.

Claims (1)

Способ управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения, включающий определение плотности атмосферы на высоте орбиты космического корабля, определение положения центра масс и ориентации космического корабля и прогнозирование, с учетом погрешностей их определения, границ области расположения объекта относительно космического корабля и формирование команд на управление аппаратурой наблюдения, отличающийся тем, что дополнительно прогнозируют границы области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля на задаваемом интервале времени и определяют иллюминатор, нормаль к плоскости которого проходит наиболее близко к данной области, осуществляют развороты размещенного на космическом корабле подвижного зеркала, в каждом из которых производят последовательно совмещения нормали к плоскости подвижного зеркала с биссектрисой угла, образованного направлением от подвижного зеркала на размещенное на космическом корабле стационарное зеркало и проходящим через упомянутый иллюминатор направлением от подвижного зеркала на определяемые точки наведения в области расположения объекта наблюдения, при размещении аппаратуры наблюдения с совмещением нормали к плоскости стационарного зеркала с биссектрисой угла, образованного направлениями от стационарного зеркала на подвижное зеркало и на аппаратуру наблюдения, причем последнее из упомянутых направлений проходит вдоль оси чувствительности аппаратуры наблюдения, при этом упомянутые точки наведения определяют из условия покрытия ими с задаваемым шагом всей области расположения объекта наблюдения, а шаг определяют размером поля зрения аппаратуры наблюдения, причем съемку аппаратурой наблюдения выполняют в течение всего интервала времени переориентации подвижного зеркала.A method for controlling portable observation equipment placed on a spacecraft, including determining the density of the atmosphere at the height of the spacecraft’s orbit, determining the position of the center of mass and orientation of the spacecraft and predicting, taking into account the errors in their determination, the boundaries of the object’s area relative to the spacecraft and generating commands for controlling the equipment observations, characterized in that they additionally predict the boundaries of the area of the observation object relative to the orbit of the spacecraft at a predetermined time interval and determine the porthole, the normal to the plane of which passes closest to this area, rotate the moving mirror placed on the spacecraft, in each of which sequentially combining the normal to the plane of the moving mirror with the bisector of the angle formed by the direction from the moving mirror to the stationary mirror placed on the spacecraft and passing through the aforementioned porthole from the movable mirror to definable guidance points in the region of the observation object, when placing the monitoring equipment with the normal to the plane of the stationary mirror aligning with the bisector of the angle formed by the directions from the stationary mirror to the moving mirror and to the observation equipment, the last of which directions passes along the sensitivity axis of the observation equipment, the aforementioned pointing points are determined from the coverage conditions with a given step of the entire area of the observation object, and the step is determined by the size of the field of view of the monitoring equipment, and shooting by the monitoring equipment is performed during the entire time interval of the reorientation of the moving mirror.
RU2019128336A 2019-09-09 2019-09-09 Method of controlling a portable surveillance equipment on a spacecraft RU2725104C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019128336A RU2725104C1 (en) 2019-09-09 2019-09-09 Method of controlling a portable surveillance equipment on a spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019128336A RU2725104C1 (en) 2019-09-09 2019-09-09 Method of controlling a portable surveillance equipment on a spacecraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2725104C1 true RU2725104C1 (en) 2020-06-29

Family

ID=71510135

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019128336A RU2725104C1 (en) 2019-09-09 2019-09-09 Method of controlling a portable surveillance equipment on a spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2725104C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2821223C1 (en) * 2023-11-20 2024-06-18 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method of guiding movable equipment of spacecraft to investigated object

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4104730A (en) * 1976-04-02 1978-08-01 Westinghouse Electric Corp. Boresight adjustment for a harmonic oscillator coordinate converter
RU94020217A (en) * 1994-05-31 1996-07-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Method of control of angular motion of extensible structural members
RU2412873C1 (en) * 2009-11-02 2011-02-27 Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Method of orienting spacecraft purpose-designed hardware and device to this end
US9185290B1 (en) * 2014-06-20 2015-11-10 Nearmap Australia Pty Ltd Wide-area aerial camera systems
US9376221B1 (en) * 2012-10-31 2016-06-28 The Boeing Company Methods and apparatus to point a payload at a target
RU2695739C1 (en) * 2018-10-17 2019-07-25 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method of orienting manned spacecraft equipment on board

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4104730A (en) * 1976-04-02 1978-08-01 Westinghouse Electric Corp. Boresight adjustment for a harmonic oscillator coordinate converter
RU94020217A (en) * 1994-05-31 1996-07-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Method of control of angular motion of extensible structural members
RU2412873C1 (en) * 2009-11-02 2011-02-27 Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Method of orienting spacecraft purpose-designed hardware and device to this end
US9376221B1 (en) * 2012-10-31 2016-06-28 The Boeing Company Methods and apparatus to point a payload at a target
US9185290B1 (en) * 2014-06-20 2015-11-10 Nearmap Australia Pty Ltd Wide-area aerial camera systems
RU2695739C1 (en) * 2018-10-17 2019-07-25 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method of orienting manned spacecraft equipment on board

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2821223C1 (en) * 2023-11-20 2024-06-18 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method of guiding movable equipment of spacecraft to investigated object

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5882951B2 (en) Aircraft guidance system and aircraft guidance method
AU2004276459B2 (en) Method and system for determining the spatial position of a hand-held measuring appliance
JP6326237B2 (en) Measuring system
JP6316568B2 (en) Surveying system
JP2017151008A (en) Flight vehicle tracking method, flight vehicle image acquisition method, flight vehicle display method, and flight vehicle guide system
AU2012241777A1 (en) Geodetic marking system for marking target points
CA2732312A1 (en) System and method for precise real-time control of position and orientation of tooling
JP7114265B2 (en) Unmanned aerial vehicle gimbal mechanism
Held et al. TIER II plus airborne EO sensor LOS control and image geolocation
JP2015113100A (en) Information acquisition system and unmanned flight body controller
JP2022057277A (en) Surveying system
RU2717603C1 (en) Control device of portable observation equipment arranged on spacecraft
RU2103202C1 (en) Method of determination of relative position and trajectory of two space vehicles and device for realization of this method
WO2019188961A1 (en) Target device and surveying system
JP2012225869A (en) Measurement system
RU2725104C1 (en) Method of controlling a portable surveillance equipment on a spacecraft
RU2695739C1 (en) Method of orienting manned spacecraft equipment on board
RU2725012C1 (en) Control system of portable observation equipment arranged on spacecraft
KR101283932B1 (en) Method for measuring direction error of gimbal platform and apparatus thereof
RU2717614C1 (en) Method of controlling a portable surveillance equipment on a spacecraft
RU2725009C1 (en) Control system of portable observation equipment arranged on spacecraft
US11662432B2 (en) System and method for positioning of a laser projection system
RU2771488C1 (en) Spacecraft portable surveillance equipment control device
RU2772766C1 (en) Control device for portable observation equipment placed on the spaceship
RU2603821C2 (en) Multifunctional navigation system for moving ground objects