УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ РАЗМЕЩЕННОЙ НА КОСМИЧЕСКОМ КОРАБЛЕ ПЕРЕНОСНОЙ АППАРАТУРОЙ НАБЛЮДЕНИЯ Российский патент 2022 года по МПК B64G1/66 F41G3/00 

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения управления размещенной на пилотируемом космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения подстилающей поверхности.

Известна система управления телевизионным видеоспектральным комплексом космического аппарата (патент РФ 2068801, МПК⁶: B64G 9/00), содержащая функциональные блоки автоматического наведения и отслеживания заданных целей, координаты которых вводятся в систему, функциональные блоки управления наведением поворотной платформы и переориентации комплекса аппаратуры от экипажа и функциональные блоки контроля и квитирования управляющей информации, в том числе система включает: автоматическую стабилизированную платформу с целевой аппаратурой и телевизионной системой, блок задания параметров движения космического аппарата (КА), блок задания текущей ориентации КА, блоки задания координат целей в инерциальной, орбитальной и гринвичской системах координат, наземную и бортовую телефонно-телеграфные системы, блок синхронизации приема телефонно-телеграфных сообщений, блоки формирования углового положения, блок определения угловой скорости наведения, блок формирования управляющих воздействий. Функционирование системы включает наведение и отслеживание целей, при которых выполняется переориентация оси визирования установленной на поворотной платформе телевизионной и целевой 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. К недостаткам системы относится, в частности, то, что допускается 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.

Известно устройство 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), включающее установленную на КА в двух- или трехстепенном кардановом подвесе с приводами по каждой из осей платформу, установленные на платформе измерители угловой скорости (ИУС), астродатчик, вычислительное устройство, сумматоры и интеграторы.

При использовании устройства система управления угловым движением платформы обеспечивает измерение проекций абсолютной угловой скорости вращения платформы на ее связанные оси. Сигнал с ИУС поступает на соответствующие сумматоры, куда также поступают сигналы управления, вычисляемые в вычислительном устройстве, разности этих сигналов интегрируются и поступают в вычислительное устройство, где пересчитываются в управляющие воздействия на приводы. Астродатчик системы управления платформой используется для измерения начального положения платформы.

К недостатками устройства 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.

Известно устройство 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), содержащее бортовую вычислительную систему, астродатчики, измерители угловой скорости вращения КА, силовые гироскопы и магнитную систему сброса аккумулируемого силовыми гироскопами кинетического момента.

При использовании устройства осуществляется измерение параметров углового движения КА, формирование и выдача 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 выдача управляющих сигналов в систему сброса кинетического момента.

К недостаткам устройства относится, в частности, то, что для обеспечения переориентации (программных поворотов) и стабилизации в требуемом положении целевой аппаратуры необходимо использовать инерционные массы инерционных исполнительных органов.

Известно устройство ориентации целевой аппаратуры КА (патент РФ 2412873(13) С1; МПК: B64G: 1/24 (2006.01), B64G: 1/22 (2006.01)), особенность которого 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. Устройство в виде, например, бесплатформенной инерциальной системы управления содержит систему сброса кинетического момента, вычислительное устройство и подключенные к нему датчики и измерители угловой скорости. Имеются также подключенные к вычислительному устройству механизм перемещения ЭККА с указанным выше подвесом с подвижной относительно ЭККА целевой аппаратурой, датчики угла и приводы инерционных исполнительных органов.

При использовании устройства 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 и формируют управляющие сигналы на приводы инерционных масс и систему сброса кинетического момента, обеспечивая требуемое изменение параметров углового движения целевой аппаратуры и ЭККА.

К недостаткам устройства относится, в частности, то, что при использовании целевой аппаратуры в виде аппаратуры наблюдения, предназначенной для съемки подстилающей поверхности, наведение оси чувствительности аппаратуры на объекты съемки выполняется путем поворотов непосредственно самой целевой аппаратуры. Это, с одной стороны, накладывает ограничения на месторасположение аппаратуры в моменты ее использования (данные ограничения связаны с необходимостью работы с аппаратурой в различных ее положениях относительно КА), а с другой стороны, предъявляет существенные требования к техническим характеристикам подвеса и его приводов (данные требования должны соответствовать масс - инерционным и габаритным характеристикам аппаратуры).

Известно устройство управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения (патент РФ №2717603, МПК B64G 1/66 (2006.01) F41G 3/00 (2006.01) - прототип), содержащее корпус с двухстепенным подвесом с размещенными по осям подвеса датчиками угла и приводами, соединенными с вычислительным устройством, причем в корпусе выполнены отверстия, на одном из которых расположен узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения, а на другом расположен узел съемной установки корпуса на иллюминатор, и стационарное и подвижное зеркала, размещенные в корпусе, при этом стационарное зеркало установлено с совмещением нормали к плоскости зеркала 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, а подвижное зеркало установлено на подвесе с совмещением нормали к плоскости зеркала с биссектрисой угла между лучами, выходящими из точки подвижного зеркала и проходящими соответственно через точку стационарного зеркала и через упомянутое отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор, при этом одна ось подвеса проходит через подвижное зеркало и упомянутое отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор, а другая ось подвеса размещена в плоскости подвижного зеркала перпендикулярно первой оси повеса на расстоянии от плоскости узла съемной установки корпуса на иллюминатор, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора, определяемом формулой , где R и К - радиус и толщина иллюминатора, Н - расстояние от космического корабля до подстилающей поверхности, L - требуемое значение радиуса зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления аппаратурой наблюдения, причем выход вычислительного устройства соединен с аппаратурой наблюдения.

К недостаткам устройства - прототипа относится, в частности, то, что использование достаточно сложной системы зеркал создает необходимость выполнения юстировок их установки и последующего учета определенных котировочных параметров их установки в алгоритме управления наведением аппаратуры, кроме того используемое в устройстве соотношение для определения расстояния М от первой оси повеса до плоскости узла съемной установки корпуса на иллюминатор, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора, не учитывает сферичность подстилающей поверхности и определено для случая постоянного значения расстояния от космического корабля до подстилающей поверхности (т.е. высоты орбиты), хотя в фактическом полете на круговых орбитах высота орбиты меняется в определенных пределах как из-за фактического наличия отклонения эксцентриситета орбиты от нуля, так и отличия поверхности Земли от идеальной сферы, - т.е. выполнение устройства с данным значением расстояния М ограничивает применение данного устройства постоянным значением высоты орбиты, а при использовании устройства в фактическом полете (на фактических около-круговых орбитах космических кораблей) может привести к невозможности наблюдения объектов, расположенных близко к краю требуемой зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления аппаратурой наблюдения.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение высокоточного целевого управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в повышении точности наведения и отслеживания объектов наблюдения на подстилающей поверхности при реализации их наблюдения посредством различной переносной аппаратурой наблюдения через иллюминатор космического корабля.

Технический результат достигается тем, что в устройстве управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения, содержащем узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения, снабженный отверстием, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия с осью чувствительности переносной аппаратуры наблюдения, и узел съемной установки устройства управления на иллюминатор, снабженный отверстием, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия с осью иллюминатора, соединенные с двухстепенным подвесом с взаимно перпендикулярными осями и размещенными по осям подвеса датчиками угла и приводами, соединенными с вычислительным устройством, при этом первая ось подвеса перпендикулярна оси отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор и отстоит от внешней поверхности данного узла, на которую выходит данное отверстие, на расстояние М, определяемое с учетом радиуса и толщины иллюминатора, узел съемной установки устройства управления на иллюминатор выполнен неподвижным относительно положения первой оси подвеса, при этом ось отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения перпендикулярна второй оси подвеса, положение которой фиксировано относительно узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения, и оси отверстий проходят через точку пересечения осей подвеса, а расстояние М менее , где К - расстояние от упомянутой поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор до внешней поверхности корпуса космического корабля, на которую выходит иллюминатор, γ - величина угла полураствора прямого конуса, граница основания которого совпадает с границей требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения, а высота равна минимальному расстоянию от космического корабля до подстилающей поверхности.

Изобретение поясняется рисунком, на котором представлена схема, поясняющая предлагаемое устройство, и введены обозначения:

1 - двухстепенной подвес;

2 - узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения;

3 - узел съемной установки устройства управления на иллюминатор;

4 - вычислительное устройство;

5 - первая ось подвеса;

6 - вторая ось подвеса;

7 - переносная аппаратура наблюдения;

8 - отверстие узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения;

9 - ось отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения;

10 - ось чувствительности переносной аппаратуры наблюдения;

11 - отверстие узла съемной установки устройства управления на иллюминатор;

12 - ось отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор;

13 - иллюминатор;

14 - внешняя поверхность узла съемной установки устройства управления на иллюминатор, на которую выходит отверстие данного узла;

15 - внешняя поверхность корпуса космического корабля, на которую выходит иллюминатор;

16 - прямой конус;

17 - основание прямого конуса;

18 - граница требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения;

19 - подстилающая поверхность;

М - расстояние от первой оси подвеса до внешней поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор, на которую выходит отверстие данного узла;

R - радиус иллюминатора;

К - расстояние от внешней поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор, на которую выходит отверстие данного узла, до внешней поверхности корпуса космического корабля, на которую выходит иллюминатор;

Н - минимальное значение расстояния от космического корабля до подстилающей поверхности;

А - точка пересечения осей подвеса;

В - подспутниковая точка;

АС - высота прямого конуса;

γ - угол полураствора прямого конуса;

L - радиус требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения.

Поясним предлагаемое устройство управления.

Устройство управления содержит двухстепенной подвес 1 с взаимно перпендикулярными осями подвеса и размещенными по осям подвеса датчиками угла и приводами, узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2, узел съемной установки устройства управления на иллюминатор 3 и вычислительное устройство 4.

Например, двухстепенной подвес может быть выполнен следующим образом. Первый привод обеспечивает вращение первой рамки подвеса относительно корпуса подвеса вокруг первой оси подвеса 5, а первый датчик угла обеспечивает измерение углового положения первой рамки подвеса относительно корпуса подвеса. Второй привод обеспечивает вращение второй рамки подвеса относительно первой рамки подвеса вокруг второй оси подвеса 6, а второй датчик угла обеспечивает измерение углового положения второй рамки подвеса относительно первой рамки подвеса.

Выходы датчиков угла и входы приводов соединены с соответственно входами и выходами вычислительного устройства 4.

Вычислительное устройство 4 выполнено таким образом, что один из его выходов приспособлен к соединению с переносной аппаратурой наблюдения 7.

Узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2 снабжен отверстием 8, выполненным с возможностью совмещения оси данного отверстия (оси отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 9) с осью чувствительности переносной аппаратуры наблюдения 10.

Узел съемной установки устройства управления на иллюминатор 3 снабжен отверстием 11, выполненным с возможностью совмещения оси данного отверстия (оси отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 12) с осью иллюминатора 13.

В установленном положении устройства управления внешняя поверхность узла съемной установки устройства управления на иллюминатор, на которую выходит отверстие данного узла, 14 обращена к иллюминатору.

Данные узлы и данные отверстия выполнены так, что ось отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 9 и ось отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 12 проходят через точку пересечения осей подвеса А.

Узел съемной установки устройства управления на иллюминатор 3 выполнен неподвижным относительно положения первой оси подвеса 5 (например, при вышеописанной реализации подвеса узел съемной установки устройства управления на иллюминатор 3 жестко (неподвижно) соединен с корпусом подвеса), при этом первая ось подвеса 5 перпендикулярна оси отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 12.

Положение второй оси подвеса 6 фиксировано относительно узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2 (например, при вышеописанной реализации подвеса узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2 жестко (неподвижно) соединен со второй рамкой подвеса), при этом отверстие узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 8 выполнено так, что ось отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 9 перпендикулярна второй оси подвеса 6.

В общем случае для обеспечения гарантированной возможности наблюдений объектов, расположенных во всей требуемой зоне обзора подстилающей поверхности, значение М расстояния от первой оси подвеса 5 до внешней поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор, на которую выходит отверстие данного узла, 14 должно удовлетворять соотношению

где R - радиус иллюминатора;

K - расстояние от внешней поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор, на которую выходит отверстие данного узла, до внешней поверхности корпуса космического корабля, на которую выходит иллюминатор;

γ - величина угла полураствора прямого конуса 16, граница основания 17 которого совпадает с границей требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения 18, а высота АС=АВ+ВС равна сумме минимального расстояния АВ от точки пересечения осей повеса А до подспутниковой точки В и расстояния ВС, определяемого формулой

R_e - радиус Земли;

L - радиус требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения.

Значение γ для использования в (1) определяется соотношением

где Н - минимальное значение расстояния от космического корабля до подстилающей поверхности.

Уравнение (3) соответствует условию, что точки пересечения образующих линий прямого конуса 16 лежат на границе требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения 18, при этом расстояние от вершины конуса, являющейся точкой пересечения осей подвеса A, до цента Земли составляет

Высота Р=АС прямого конуса 16 определяется формулой

С учетом того, что по отношению к расстоянию от космического корабля до подстилающей поверхности значения расстояний М, К и пренебрежительно малы

высоту Р прямого конуса 16 для использования в предлагаемом техническом решении можно принять равной значению минимального расстояния от космического корабля до подстилающей поверхности Н

С учетом данных допущений величину угла γ в (1) предлагается определять как величину угла полураствора прямого конуса, граница основания которого совпадает с границей требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения, а высота равна минимальному расстоянию от космического корабля до подстилающей поверхности, и значение γ для использования в (1) предлагается определять по соотношению

Отметим, что при существенно больших размерах требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения (при существенно больших значениях L), высоту Р прямого конуса 16 для использования в (1) необходимо принимать равной значению минимального расстояния от космического корабля до подстилающей поверхности Н, увеличенному на

Определение величины угла γ может быть выполнено с использованием, например, метода последовательных приближений или других известных математических методов, описанных, например, в книге Гилл Ф., Мюррей У., Райт М. Практическая оптимизация: Пер. с англ. - М.: Мир, 1985.- 509 с.

Узел съемной установки устройства управления на иллюминатор обеспечивает возможность установки устройства управления на различные иллюминаторы космического корабля, что позволяет, 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.

Узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения обеспечивает возможность использования для реализации наблюдений различной сменной аппаратуры наблюдения.

Опишем работу с предлагаемым устройством.

Устройство управления переносной аппаратурой наблюдения устанавливают на иллюминатор 13 космического корабля посредством узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 3.

На устройство управления переносной аппаратурой наблюдения размещают переносную аппаратуру наблюдения 7 посредством узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2. При этом выход вычислительного устройства 4, приспособленный к соединению с переносной аппаратурой наблюдения 7, соединяют с переносной аппаратурой наблюдения 7.

По данным от датчиков угла, установленных по осям подвеса, определяют текущее угловое положение рамок подвеса и в вычислительном устройстве 4 формируют команды управления приводами подвеса, обеспечивающие выставку рамок подвеса в расчетное положение, при котором обеспечивается наведение оси чувствительности переносной аппаратуры наблюдения 10 через устройство управления переносной аппаратурой наблюдения и через иллюминатор 13 на расчетную точку местоположения требуемого объекта наблюдения на подстилающей поверхности 19.

Когда определенное по данным от датчиков угла, установленных по осям подвеса, текущее угловое положение рамок подвеса обеспечивает расчетное наведение оси чувствительности переносной аппаратуры наблюдения 10 на требуемый объект наблюдения на подстилающей поверхности 19 вычислительное устройство 4 формирует и выдает на переносную аппаратуру наблюдения 7 команду на выполнение съемки.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предложенное техническое решение обеспечивает реализацию высокоточного наведения и отслеживания заданных на подстилающей поверхности объектов наблюдения посредством различной сменной переносной аппаратуры наблюдения с использованием предложенного устройства управления переносной аппаратурой наблюдения, устанавливаемого на иллюминатор космического корабля.

Использование предложенного устройства управления переносной аппаратурой наблюдения повышает точность наведения и отслеживания объектов наблюдения на подстилающей поверхности при реализации их наблюдения посредством различной сменной переносной аппаратурой наблюдения через иллюминатор космического корабля.

Предлагаемое устройство управления переносной аппаратурой наблюдения обеспечивает непосредственное наведение оси чувствительности аппаратуры наблюдения на наблюдаемые объекты на подстилающей поверхности через иллюминатор космического корабля и установленное на иллюминатор устройство управления переносной аппаратурой наблюдения.

При этом выполнение устройства управления с предложенным значением расстояния от первой оси повеса до плоскости узла съемной установки устройства управления на иллюминатор, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора, (данное значение указанного расстояния определяется по предложенным соотношениям с учетом сферичности подстилающей поверхности) обеспечивает гарантированную возможность выполнения наблюдений объектов, расположенных близко к краю требуемой зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления переносной аппаратурой наблюдения.

Выполнение расстояния от первой оси повеса до плоскости узла съемной установки устройства управления на иллюминатор с учетом сферичности подстилающей поверхности позволяет максимизировать указанное расстояние до расчетной величины, определяемой предложенными соотношениями, что позволяет снизить ограничения на размещение переносной аппаратуры наблюдения - в том числе использовать более габаритную переносную аппаратуру наблюдения, поскольку она будет размещаться на более удаленном от плоскости иллюминатора расстоянии - т.е. в области, где меньше ограничений, связанных с доступом к иллюминатору.

Кроме того, выполнение устройства управления с предложенным расстоянием от первой оси повеса до плоскости узла съемной установки корпуса на иллюминатор, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора, значение которого получено с учетом сферичности подстилающей поверхности и переменной высоты орбиты обеспечивает возможность гарантированного успешного использования предлагаемого устройства управления для предусмотренных значений высот как околокруговых, так и эллиптических орбит космических кораблей.

Значимость указанного эффекта при применении предлагаемого технического решения на космическом корабле 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.

Кроме того, предложенное устройство управления переносной аппаратурой наблюдения расширяет возможности использования переносной аппаратуры наблюдения в условиях ограниченного пространства космического корабля и различных возможных ограничениях доступа к его иллюминаторам за счет того, что при предложенном взаимном расположении осей подвеса и осей отверстий узла съемной установки устройства управления на иллюминатор и узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения на устройство управления переносная аппаратура наблюдения располагается непосредственно над иллюминатором, при этом возможные отклонения аппаратуры наблюдения при ее поворотах на подвесе равномерно распределены во все стороны от центрального положения аппаратуры наблюдения над иллюминатором, что приводит к минимизации занимаемого аппаратурой наблюдения внутреннего пространства космического корабля.

Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено по известным технологиям.

Изобретение относится к аэрокосмической технике. Устройство управления размещенной на космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения (ПАН) содержит узел разъемного крепления ПАН и узел съемной установки устройства управления на иллюминатор (УСУУИ). Узел разъемного крепления ПАН снабжен отверстием, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия с осью чувствительности ПАН. УСУУИ снабжен отверстием, выполненным с возможностью совмещения осей отверстия и иллюминатора, соединенные с двухстепенным подвесом с взаимно перпендикулярными осями и размещенными по осям подвеса датчиками угла и приводами, соединенными с вычислительным устройством. Первая ось подвеса перпендикулярна оси отверстия УСУУИ и отстоит от внешней поверхности узла, на которую выходит отверстие, на расстояние М. УСУУИ выполнен неподвижным относительно положения первой оси подвеса. Отверстие узла разъемного крепления ПАН выполнено так, что ось отверстия перпендикулярна второй оси подвеса, положение которой фиксировано относительно узла разъемного крепления ПАН. Оси отверстий проходят через точку пересечения осей подвеса. Повышается точность наведения и отслеживания объектов наблюдения. 1 ил.

Устройство управления размещенной на космическом корабле переносной аппаратурой наблюдения, содержащее узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения, снабженный отверстием, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия с осью чувствительности переносной аппаратуры наблюдения, и узел съемной установки устройства управления на иллюминатор, снабженный отверстием, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия с осью иллюминатора, соединенные с двухстепенным подвесом с взаимно перпендикулярными осями и размещенными по осям подвеса датчиками угла и приводами, соединенными с вычислительным устройством, при этом первая ось подвеса перпендикулярна оси отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор и отстоит от внешней поверхности данного узла, на которую выходит данное отверстие, на расстояние М, определяемое с учетом радиуса и толщины иллюминатора, отличающееся тем, что узел съемной установки устройства управления на иллюминатор выполнен неподвижным относительно положения первой оси подвеса, при этом ось отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения перпендикулярна второй оси подвеса, положение которой фиксировано относительно узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения, и оси отверстий проходят через точку пересечения осей подвеса, а расстояние М менее , где K - расстояние от упомянутой поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор до внешней поверхности корпуса космического корабля, на которую выходит иллюминатор, γ - величина угла полураствора прямого конуса, граница основания которого совпадает с границей требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения, а высота равна минимальному расстоянию от космического корабля до подстилающей поверхности.