Устройство автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания Российский патент 2018 года по МПК B64G1/64 

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.

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.

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.