×
25.08.2017
217.015.ccd4

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ИЛИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И УСТРОЙСТВО ЕГО РЕАЛИЗУЮЩЕЕ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002620854
Дата охранного документа
30.05.2017
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации (гироскопические или звёздные) аппарата относительно инерциальной системы координат. На каждом из указанных Д установлено по два или более Д измерения углов между Д ориентации и основанием. Д измерения углов включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Учёт указанных углов (в блоке обработки данных) позволяет исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости их конструкции. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к космической и авиационной технике, а именно к технологии повышения точности определения ориентации космических или летательных аппаратов в инерциальной системе координат.

Уровень техники

Из уровня техники известны технические решения, обеспечивающие высокоточное определение ориентации космических или летательных аппаратов относительно инерциальной системы координат. Эти устройства содержат несколько датчиков определения ориентации одного или различных типов. Конструктивно эти устройства могут иметь вид моноблоков, в которых все датчики и блок обработки данных объединены в единую конструкцию, так и представлять распределенные системы, где датчики ориентации устанавливаются в различных местах космического или летательного аппарата и соединяются с блоком обработки данных с помощью кабельной сети.

Из уровня техники известно решение - прибор для звездной ориентации Hydra фирмы Sodern (Франция), в котором установлены 3 или 4 высокоточных звездных датчика ориентации с погрешностями порядка 1,5 угловой секунды и блок обработки данных (Фиг. 1 и 2).

Из уровня техники известно решение, представленное в патенте US 6272432 В1 - (опубликовано 07.08.2011, кл. G01C 21/02), в котором предложено устройство определения ориентации, включающее в себя звездный датчик ориентации и три одноосных гироскопических датчика.

Из уровня техники известно решение - распределенная система определения ориентации, установленная на Российском сегменте Международной космической станции (МКС). Она включает в себя гироскопический измеритель вектора угловой скорости (ГИВУС), установленный внутри гермоотсека МКС, и три звездных датчика БОКЗ, установленные на наружной поверхности служебного модуля «Звезда». Помимо этих датчиков система включает в себя еще датчик направления на Солнце БОКС. Обработка данных ГИВУС, датчиков БОКЗ и БОКС осуществляется компьютерами бортовой системы Российского сегмента МКС.

У некоторых из вышеперечисленных устройств определения ориентации была обнаружена проблема, связанная с высокой точностью датчиков ориентации. Наличие этой проблемы было подтверждено в ряде лабораторных и натурных экспериментов [А.В. Никитин, Б.С. Дунаев, В.А. Красиков, Механика, управление и информатика №2. С. 62-69 (2011) и А.Ю. Карелин, Ю.Н. Зыбин, В.О. Князев, А.А. Поздняков, Механика, управление и информатика №19, С. 120-128 (2015)]. Эксперименты имели следующий вид: рядом друг с другом устанавливались два или несколько звездных датчиков, оптические системы которых были направлены примерно одинаково. С этих датчиков одновременно снимались показания. Результаты экспериментов показали, что погрешность измерений каждого из датчиков в ходе всего эксперимента оставалась соответствующей их техническим характеристикам (т.е. 1-3 секунды дуги), но их взаимная ориентация изменялась на несколько угловых секунд, а некоторых экспериментах на 10-20 угловых секунд. Наиболее вероятной причиной этих отклонений являются тепловые деформации и механические воздействия. Результаты экспериментов означают, что устройства определения ориентации, содержащие датчики с погрешностями меньше 3-5 угловых секунд, выдают неверные показания с существенной систематической ошибкой из-за недостаточной механической жесткости конструкций, на которых установлены датчики.

Известен способ решения этой проблемы за счет повышения жесткости конструкций. Такое решение позволяет уменьшить величину описанной систематической ошибки, но приводит к существенному увеличению массы устройства определения ориентации, что во многих космических и летательных аппаратах является неприемлемым. При ожидаемом в ближайшие десятилетия переходе к датчикам определения ориентации с субсекундными погрешностями решение указанной проблемы за счет увеличения жесткости механической конструкции оказывается совершенно неэффективным.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является снижение погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат.

Техническим результатом изобретения является снижение погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат за счет устранения систематической ошибки, связанной с изменением взаимного положения датчиков определения ориентации под действием механических, тепловых и других деформаций конструкций, на которых устанавливаются датчики.

Поставленная задача решается тем, что способ определения ориентации космических или летательных аппаратов включает:

- определение ориентации каждого датчика ориентации относительно конструкционной системы координат устройства, посредством измерения углов между конструкционными системами координат каждого из датчиков и устройства с помощью датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации,

- передачу показаний углов ориентации каждого датчика относительно устройства в блок обработки данных;

- преобразование полученных значений углов в матрицу Pi трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства;

- определение ориентации датчиков ориентации относительно инерциальной системы координат путем снятия показателей ориентации с упомянутых датчиков определения ориентации,

- передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных,

- преобразование показаний каждого из датчиков определения ориентации в матрицу трехмерного поворота Si, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат,

- получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат по формуле: ,

где N - число датчиков определения ориентации в устройстве,

i - номер датчика ориентации;

- определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, которую вычисляют по формуле:

А=Q×К,

где К - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата.

Поставленная задача решается тем, что устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит расположенные на основании устройства по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, а также по меньшей мере по два датчика измерения углов, расположенные на каждом датчике определения ориентации и блок обработки данных, при этом датчик измерения углов включает источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент, при этом источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства, а отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации с обеспечением приема отраженного от отражающего элемента пучка излучения, при этом для датчиков измерения углов, установленных на конкретном датчике определения ориентации, установка их упомянутых конструктивных элементов осуществлена с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.

Датчики определения ориентации относительно инерциальной системы координат могут представлять собой гироскопические (инерциальные) и/или звездные датчики.

Датчики измерения углов могут представлять собой оптические, или электромеханические, или интерференционные датчики.

Предпочтительно устройство содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат и шесть датчиков измерения углов.

Часть датчиков измерения углов измеряют углы между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между разными датчиками ориентации в составе устройства.

Краткое описание чертежей

Изобретение поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 представлен прототип устройства определения ориентации - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с тремя оптическими головками;

на фиг. 2 представлен прототип устройства определения ориентации - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с четырьмя оптическими головками;

на фиг. 3 показана схема устройства определения ориентации.

Позициями на фигуре 3 обозначены: 1 - датчики определения ориентации, 2 - блок обработки данных, 3 - датчики измерения углов.

Осуществление изобретения

Устройство (система) определения ориентации космического или летательного аппарата содержит по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, по меньшей мере по два датчика измерения углов на каждый датчик определения ориентации и блок обработки данных. Конструктивно устройство определения ориентации может представлять собой моноблок - единое устройство или быть распределенным устройством, части которого устанавливаются в различных местах космического или летательного аппарата. Датчики определения ориентации закреплены в конструкции устройства определения ориентации, но из-за механических, тепловых и других нагрузок могут отклоняться от штатного положения на небольшие углы.

Датчик измерения углов включает источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент. Источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства определения ориентации космического или летательного аппарата. Отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации, обеспечивая прием отраженного от отражающего элемента пучка излучения.

Для датчиков измерения углов, установленных на конкретном датчике определения ориентации, установка их упомянутых конструктивных элементов (источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент) осуществлена с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.

В случае наличия нескольких датчиков измерения углов на устройстве часть датчиков измерения углов могут измерять углы между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между разными датчиками ориентации в составе устройства.

Датчиком определения ориентации относительно инерциальной системы координат могут быть гироскопические (инерциальные) и/или звездные датчики.

С каждым датчиком определения ориентации связана своя конструкционная система координат. Обычно это декартова прямоугольная система. У оптических датчиков определения ориентации (звездные датчики) обычно одна из конструкционных осей координат совпадает с осью визирования оптической системы датчика. У одноосных гироскопических датчиков определения ориентации одна из осей обычно направляется параллельно оси гироскопа.

С устройством определения ориентации в целом связывается своя конструкционная система координат. Если устройство представляет собой моноблок, то обычно конструкционная система координат связана с основанием устройства, которым оно крепится к космическому или летательному аппарату. Конструкционная система координат распределенного устройства определения ориентации может совпадать с конструкционной системой координат самого космического или летательного аппарата.

Результатом проведения измерений датчиками определения ориентации относительно инерциальной системы координат служат параметры разворота осей конструкционной системы координат датчика относительно инерциальной системы координат. Эти параметры могут быть представлены в виде трех углов Эйлера, кватерниона поворота, матрицы трехмерного поворота и т.п. Все эти представления содержат три независимых параметра и любое из них может быть получено из других.

Результатами функционирования устройства определения ориентации являются параметры разворота осей конструкционной системы координат устройства определения ориентации относительно инерциальной системы координат.

Для определения ориентации самого космического или летательного аппарата необходимо знать матрицу перехода между конструкционными системами координат устройства определения ориентации и космического аппарата. Эта матрица либо считается неизменной за время функционирования космического или летательного аппарата и известной (она определяется при монтаже устройства определения ориентации на борт), либо определяется и контролируется бортовыми системами аппарата, не относящимися к устройству определения ориентации, а ее значение передается в блок обработки данных устройства.

Для получения результатов функционирования устройства определения ориентации помимо показаний датчиков определения ориентации, входящих в состав устройства, необходимо знать развороты (ориентацию) датчиков ориентации относительно конструкционной системы координат устройства. В современных устройствах определения ориентации эти развороты считаются известными и определяются во время сборки устройства или при установке его на борт. Предполагается, что положение и ориентация датчиков внутри устройств определения ориентации не меняются за время эксплуатации и что эта неизменность обеспечивается механической жесткостью конструкций моноблочных устройств определения ориентации или жесткостью конструкций самого космического или летательного аппарата для распределенных устройств.

Однако, как показали (указанные выше) испытания, механическая жесткость конструкций позволяет удерживать взаимную ориентацию датчиков внутри устройства определения ориентации с погрешностью не менее 3-5 угловых секунд. Если в устройстве определения ориентации устанавливаются более точные датчики, то механические и тепловые деформации конструкций устройства вызывают систематическую ошибку величиной 3-5 угловых секунд или больше. Сегодня такой малой погрешностью обладают наиболее точные гироскопы, а также звездные датчики ориентации. В ближайшие десятилетия ожидается появление датчиков определения ориентации с погрешностями около 0,1 угловой секунды. Для таких датчиков удержание взаимного положения датчиков в устройстве за счет жесткости механических конструкций будет совершенно недостаточным.

Таким образом, для решения поставленной задачи устройство определения ориентации, содержащее несколько датчиков определения ориентации одинакового или разных типов, также содержит дополнительные датчики измерения углов, которые в реальном времени будут определять разворот (ориентацию) систем координат датчиков относительно друг друга или относительно конструкционной системы координат устройства определения ориентации. Знание реальной геометрической конфигурации устройства определения ориентации (т.е. угловое положение входящих в нее датчиков определения ориентации) позволяет на основе показаний датчиков определить ориентацию устройства с погрешностью, близкой к погрешности входящих в нее датчиков.

Для корректного функционирования устройства определения ориентации необходимо знать только разворот датчиков определения ориентации относительно системы координат устройства, их линейное перемещение не изменяет показания датчиков определения ориентации и не сказывается на результате функционирования устройства. Поэтому нам важно только угловое положение датчиков определения ориентации относительно устройства. Эти углы измеряются с помощью датчиков измерения углов.

Погрешность измерения или вычисления углов должна быть порядка погрешности датчиков определения ориентации, т.е. не больше 1-3 угловых секунд для современных звездных датчиков и гироскопов и не более 0,1-0,3 угловой секунды для высокоточных датчиков определения ориентации следующего поколения. Эти значения определяют допустимые погрешности датчиков измерения угла.

Тип датчиков измерения углов не имеет значения. Могут использоваться механические, интерференционные, электромеханические (емкостные, магнитные, индуктивные и т.д.), оптические и другие типы датчиков измерения углов, обладающих необходимой величиной погрешности. На выбор типа датчика могут повлиять требования функционирования в космических или полетных условиях, массогабаритные или энергозатратные ограничения, а также влияние датчиков на другую бортовую аппаратуру.

Для измерения могут быть выбраны углы между отдельным датчиком определения ориентации и референсной частью устройства ориентации (например, основанием устройства), в этом случае по результатам этих измерений непосредственно определяется разворот системы координат этого датчика относительно системы координат устройства. Другой вариант определения ориентации датчиков в системе координат устройства определения ориентации состоит в измерении как углов между датчиками и референсной частью устройства определения ориентации, так и между парами датчиков. При этом измерение углов относительно референсной части устройства определения ориентации должно быть выполнено хотя бы для одного датчика определения ориентации. На основе полученного набора измерения углов определяется разворот системы координат каждого из датчиков относительно системы координат устройства определения ориентации.

Предпочтительно, чтобы устройство содержало три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат и шесть датчиков измерения углов.

Осуществление способа определения ориентации космических или летательных аппаратов включает следующие этапы:

а) определение ориентации каждого датчика ориентации относительно конструкционной системы координат устройства (т.е. направления осей конструкционной системы координат каждого из датчиков относительно конструкционной системы координат устройства), посредством измерения углов между конструкционными системами координат каждого из датчиков и устройства с помощью датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации;

Один из возможных путей определения ориентации датчика относительно системы координат устройства состоит в следующем. На датчике определения ориентации устанавливают два отражательных элемента (зеркала, отражательные призмы и т.п.). На основании устройства определения ориентации устанавливают два источника излучения (лазеры, лазерные диоды и др.), испускающих узкие коллимированные пучки излучения («лучи»), и два двумерных координатно-чувствительных приемника излучения (например, матричные ПЗС или КМОП приемники излучения. ПЗС - прибор с зарядовой связью или КМОП матрицы - комплементарный металл-окисел полупроводник). Луч от первого источника излучения направляют так, чтобы он попадал на первый отражательный элемент, а после отражения от него падал примерно в центр первого приемника излучения. Аналогично второй луч отражается от второго отражательного элемента и попадает в примерно центр второго приемника излучения. При изменении углового положения датчика определения ориентации точки попадания лучей на приемники излучения смещаются. Если расстояние от отражательного элемента до приемника излучения составляет 0,3 м, то поворот датчика на 1 угловую секунду приводит к смещению изображения луча на 1,5 мкм. Это смещение составляет 1/10-1/3 пикселя промышленно выпускаемых ПЗС и КМОП матриц и легко регистрируется при современном уровне техники.

Если плоскости, которые задают лучи (до и после отражения) не параллельны друг другу, то по смещению изображения двух лучей на двух координатно-чувствительных приемниках излучения можно определить изменения всех трех параметров ориентации датчика относительно системы координат устройства определения ориентации.

Описанная конструкция датчика измерения углов предназначена для регистрации малых смещений датчиков определения ориентации относительно некоторого начального положения, что полностью соответствует решению поставленной задачи. Положения датчиков задаются конструкцией устройства определения ориентации, начальные значения параметров ориентации датчиков определяются при сборке устройства.

б) передачу показаний углов ориентации каждого датчика относительно устройства в блок обработки данных;

в) преобразование полученных значений углов в матрицу Pi трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где i - номер датчика ориентации;

г) определение ориентации датчиков ориентации относительно инерциальной системы координат путем снятия показателей ориентации с упомянутых датчиков определения ориентации;

Датчики определения ориентации относительно инерциальной системы координат определяют параметры ориентации датчика относительно инерциальной системы координат. Эти параметры могут быть представлены несколькими эквивалентными способами, например в виде матрицы трехмерного поворота, который переводит оси конструкционной системы координат в оси инерциальной системы координат. Дополнительно, датчики ориентации типов могут выдавать оценку погрешности полученных параметров ориентации.

д) передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных;

е) преобразование показаний каждого из датчиков определения ориентации в матрицу трехмерного поворота Si, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат, где i - номер датчика ориентации;

ж) получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат по формуле: ,

где N - число датчиков определения ориентации в устройстве.

Один из способов вычисления использует следующую формулу

,

где N - число датчиков ориентации в устройстве. Эта формула используется, если погрешности измерений датчиков неизвестны, но примерно равны друг другу. Если результатом работы датчиков являются как значения измеряемых параметров, так и их погрешности σi, то матрица Q вычисляется по формуле

.

Другими возможными способами вычисления ориентации устройства определения ориентации относительно инерциальной системы координат (т.е. матрицы Q) могут быть:

ж1) способ, основанный на Калмановской фильтрации [Zhang Н., Sang Н., Shen X., Adaptive Federated Kalman Filtering Attitude Estimation Algorithm for Double-FOV Star Sensor, Journal of Computational Information Systems 6:10 (2010) 3201-3208];

ж2) способ на основе метода «data fusion» [Chiang Y.-T., Chang F.R., Wang L.S., Jan Y.W., Ting L.H., Data fusion of three attitude sensors, SICE 2001. Proceedings of the 40th SICE Annual Conference. International Session Papers, P. 234-239 (2001) и Uhlmann J. K., General Data Fusion for Estimates with Unknown Cross Covariances, Society of Photo-Optical Instrumentation Engineers (SPIE) Conference Series, V. 2755, 1996, P. 536-547];

з) определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, которую вычисляют по формуле

А=Q×К,

где К - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата.

Для вычисления матрицы ориентации или летательного космического аппарата относительно инерциальной системы координат А необходимо матрицу ориентации устройства определения ориентации Q умножить на матрицу поворота К, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата

A=Q×К.

Матрица К считается известной или передается устройству определения ориентации бортовыми системами аппарата, на котором установлено устройство. Информация о матрице поворота К зависит от того, на какой именной аппарат и в какое его место установлено устройство, причем эта матрица не может быть автономно определена собственными средствами устройства определения ориентации. Поэтому последнее действие не является типичным для устройств определения ориентации и на большинстве космических и летательных аппаратов выполняется средствами бортовых систем.

Данная группа изобретений позволяет снизить погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат за счет устранения систематической ошибки, связанной с изменением взаимного положения датчиков определения ориентации под действием механических, тепловых и других деформаций конструкций, на которых устанавливаются датчики.


СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ИЛИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И УСТРОЙСТВО ЕГО РЕАЛИЗУЮЩЕЕ
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ИЛИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И УСТРОЙСТВО ЕГО РЕАЛИЗУЮЩЕЕ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 13.
27.01.2014
№216.012.9cc9

Двухканальный космический телескоп для одновременного наблюдения земли и звезд со спектральным разведением изображения

Изобретение может использоваться на космических аппаратах (КА) дистанционного зондирования Земли, снимки с которых должны удовлетворять жестким требованиям по координатной привязке, и в качестве средства определения ориентации КА. Телескоп содержит в первом канале главное зеркало, вторичное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002505843
Дата охранного документа: 27.01.2014
10.07.2015
№216.013.5c7b

Способ измерения угловых координат солнца и реализующее его устройство

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного определения направления на Солнце. Согласно способу с помощью оптико-интерференционной системы получают изображения светящегося кольца, центр которого соосен с направлением Солнца из центральной точки этой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555216
Дата охранного документа: 10.07.2015
20.03.2016
№216.014.cafc

Устройство для определения ориентации объекта по звездам

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного точного определения ориентации космического аппарата относительно инерциальной системы координат. Устройство для определения ориентации объекта по звездам содержит корпус, оптическую систему, бленду,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002577558
Дата охранного документа: 20.03.2016
27.05.2016
№216.015.4418

Способ повышения точности определения ориентации по звездам и длительного поддержания повышенной точности определения ориентации и устройство для их реализации

Изобретение относится к космической навигации. Способ повышения точности определения ориентации по звездам заключается в проецировании изображения звезд через оптическую систему на матричный приемник излучения. Изображения звезд занимают область не менее 2х2 пикселя. Определяют положение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002585179
Дата охранного документа: 27.05.2016
13.01.2017
№217.015.6dd2

Способ обзора космического пространства между солнцем и землёй, недоступного для наблюдения оптическими средствами, находящимися на земле и на околоземных орбитах, из-за их засветки солнцем, с космического аппарата, размещённого на орбите земли на постоянном расстоянии от земли

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для обнаружения астероидов и комет, опасных для Земли. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Изобретение включает способ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002597028
Дата охранного документа: 10.09.2016
25.08.2017
№217.015.9b2d

Космическая система обзора небесной сферы для наблюдения небесных объектов и обнаружения опасных для земли небесных тел - астероидов и комет

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения небесных объектов, прежде всего астероидов и комет, опасных для Земли, летящих к Земле со всех направлений, в том числе и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002610066
Дата охранного документа: 07.02.2017
25.08.2017
№217.015.ca53

Способ и устройство (варианты) для определения ориентации космических или летательных аппаратов

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002620149
Дата охранного документа: 23.05.2017
25.08.2017
№217.015.cb67

Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002620288
Дата охранного документа: 24.05.2017
25.08.2017
№217.015.cb97

Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации (гироскопические или звёздные) аппарата относительно инерциальной системы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002620284
Дата охранного документа: 24.05.2017
25.08.2017
№217.015.cbe5

Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002620448
Дата охранного документа: 25.05.2017
Показаны записи 1-10 из 171.
27.01.2014
№216.012.9cc9

Двухканальный космический телескоп для одновременного наблюдения земли и звезд со спектральным разведением изображения

Изобретение может использоваться на космических аппаратах (КА) дистанционного зондирования Земли, снимки с которых должны удовлетворять жестким требованиям по координатной привязке, и в качестве средства определения ориентации КА. Телескоп содержит в первом канале главное зеркало, вторичное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002505843
Дата охранного документа: 27.01.2014
10.05.2015
№216.013.4a8b

Способ определения следовых компонентов методом лазерно-искровой эмиссионной спектроскопии

Изобретение относится к аналитической атомной спектрометрии и может быть использовано в спектральном анализе для экспрессного способа определения элементного состава вещества. Способ основан на действии двух последовательных коллинеарных лазерных импульсов, направленных в одну точку поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002550590
Дата охранного документа: 10.05.2015
20.05.2015
№216.013.4b9f

Способ синтеза сополимеров акрилонитрила с акриловой кислотой

Изобретение относится к получению сополимеров акрилонитрила, которые широко используются в производстве углеродного волокна. Способ синтеза сополимеров, содержащих мономерные звенья акрилонитрила и акриловой кислоты, включает смешение мономеров в среде растворителя с добавлением инициатора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002550873
Дата охранного документа: 20.05.2015
10.06.2015
№216.013.5153

Наночастицы антиоксидантного фермента супероксиддисмутазы в виде полиэлектролитного комплекса состава фермент-поликатион-полианион и способ их получения

Изобретение относится к химической энзимологии, в частности к созданию наночастиц антиоксидантного фермента супероксиддисмутазы для медицинского применения в виде полиэлектролитного комплекса типа фермент/поликатион/полианион, характеризующихся тем, что фермент покрыт внутренней оболочкой из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002552340
Дата охранного документа: 10.06.2015
20.06.2015
№216.013.55a7

Катализатор паровой конверсии углеводородов и способ его получения

Изобретение относится к области химии и химической технологии, а именно, к процессам переработки газообразного углеводородного сырья и получения технического водорода для химической, металлургической, автомобильной, авиационной и прочих отраслей промышленности, научных исследований, точного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002553457
Дата охранного документа: 20.06.2015
20.06.2015
№216.013.55aa

Катодные материалы для твердооксидных топливных элементов на основе никельсодержащих слоистых перовскитоподобных оксидов

Изобретение относится к катодному материалу для твердооксидного топливного элемента (ТОТЭ) на основе никельсодержащих перовскитоподобных слоистых оксидов. При этом в качестве перовскитоподобного оксида взято соединение с общей формулой PrSrNiCoO, где 0.0
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002553460
Дата охранного документа: 20.06.2015
27.06.2015
№216.013.5810

Способ нагрева электродов и создания самостоятельного дугового разряда с поджигом от тонкой металлической проволочки в свободном пространстве в магнитном поле

Изобретение относится к области исследования физических свойств вещества, в частности к исследованию процессов в газоразрядных приборах и плазме. Технический результат - возможность зажигания самостоятельного дугового разряда в открытом свободном пространстве. Между электродами при...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002554085
Дата охранного документа: 27.06.2015
27.06.2015
№216.013.59ae

Способ определения катехоламинов и их метаболитов с использованием твердофазного флуоресцентного биосенсора

Изобретение относится к области медицины и может быть применено для определения катехоламинов их метаболитов в объектах на основе матриц сложного состава, в том числе нерастворимых в воде, без их дополнительной пробоподготовки. Способ осуществляют путем изменения принципиальной схемы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002554499
Дата охранного документа: 27.06.2015
27.06.2015
№216.013.59af

Способ лечения ишемического инсульта

Группа изобретений относится к медицине, а именно к неврологии, и касается лечения ишемического инсульта. Для этого осуществляют инъекционное, преимущественно внутривенное, введение убидекаренона. Такое введение препарата обеспечивает уменьшение зоны поражения ткани мозга и уменьшение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002554500
Дата охранного документа: 27.06.2015
27.06.2015
№216.013.5a1f

Высокочастотный сверхпроводящий элемент памяти

Технический результат изобретения состоит в увеличении изменения амплитуды критического тока перехода под действием малого магнитного потока по сравнению с предыдущими геометриями, что открывает возможности для миниатюризации сверхпроводящих элементов памяти. Дополнительный технический...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002554612
Дата охранного документа: 27.06.2015
+ добавить свой РИД