Результат интеллектуальной деятельности: Способ безопасного сближения сервисного космического аппарата с обслуживаемым космическим аппаратом

Изобретение относится к области наблюдения или слежения за полетом космических аппаратов (КА) и может быть использовано для автономного безопасного сближения сервисного космического аппарата (СКА) с обслуживаемым космическим аппаратом (ОКА). Практическое использование предполагаемого изобретения связано с выполнением операций орбитального обслуживания в околоземном космическом пространстве (ОКП) и за его пределами.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №95115874/11, МПК B64G 9/00, 1995 год «Способ селекции космических объектов» (Атнашев А.Б., Атнашев В.Б., Докукин В.Ф., Землянов А.Б., Чуев В.И.), предназначенное для селекции пассивных космических объектов и обнаружения с борта космической станции (КС) фрагментов частиц, движущихся по траекториям опасного сближения. Сущность изобретения заключается в том, что проводят пеленгацию космических объектов, находящихся вблизи КС (в зоне действия пеленгатора). При этом измеряют два параметра: текущее взаимное положение КС и пеленгуемого объекта, а также относительную радиальную скорость. На основании этих данных осуществляют идентификацию космического объекта. К недостаткам способа следует отнести необходимость применения радиолокационной аппаратуры на борту КС, что приводит к увеличению массы и габаритных характеристик КС, а также к увеличению бортовой энергетики.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2012104591/11, МПК B64G, 2012 год «Метод точного позиционирования и мониторинга подвижных объектов» (В. Заренков, Д. Заренков, В. Дикарев, Б. Койнаш). Метод основан на использовании спутниковой навигации, позволяет определять мобильные координаты объекта и управлять объектом в полете. Метод реализуется с использованием системы технических средств, включающей навигационные космические аппараты, станции коррекции, аппаратные средства телевизионного центра, аппаратные средства космической связи, аппаратные средства контролируемого подвижного объекта и станции контроля за космическим полетом. Все перечисленные средства функционируют одновременно с использованием специально разработанных алгоритмов. Технический результат - высокая надежность и точность дискретных сигналов, которыми обмениваются телевизионные центры и космические объекты, что, в свою очередь, обеспечивает высокую точность позиционирования и мониторинга подвижных объектов. К недостаткам метода следует отнести высокую сложность его реализации.

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», 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, установленных на, по меньшей мере, трех сторонах 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 способа - прототипа является обеспечение позиционирования группы космических аппаратов относительно друг друга с точностью, необходимой для совместного выполнения задания. К недостаткам устройства следует отнести необходимость размещения на борту КА радиопередающей аппаратуры, что увеличивает массу и габаритные характеристики космического аппарата и требует дополнительных затрат бортовой энергетики.

Известно защищенное патентом изобретение - прототип: патент №2669763, МПК B64G, 2017 год «Устройство автоматической стыковки космических аппаратов в операциях орбитального обслуживания» (Яковлев М.В. и др.). 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. Недостатком способа является отсутствие контроля скорости сближения космических аппаратов в момент стыковки, что может привести к механическим повреждениям деталей интерфейса.

Известно защищенное патентом изобретение - прототип: патент №2603301, МПК B64G, 2015 год «Способ синхронизации угловых скоростей движения активного космического аппарата с пассивным космическим аппаратом» (Яковлев М.В. и др.). Способ включает управление угловыми скоростями активного КА по данным наблюдения с его борта пассивного КА. При этом наблюдают фигуру треугольника, вершинами которого являются изображения трех отражающих элементов, установленных на пассивном КА на максимальном удалении от его центра масс. Управление выполняют до регистрации на активном КА устойчивой неподвижной фигуры треугольника. Техническим результатом изобретения является осуществление синхронизации угловых скоростей КА относительно простыми средствами. Недостатком способа является необходимость предварительного оборудования пассивного космического аппарата установленными на максимальном удалении от его центра масс трех отражающих элементов, формирующих фигуру треугольника.

Целью предлагаемого изобретения является безопасное сближение сервисного космического аппарата с обслуживаемым космическим аппаратом.

Указанная цель достигается в заявляемом способе безопасного сближения сервисного космического аппарата (СКА) с обслуживаемым космическим аппаратом (ОКА), согласно которому сближение космических аппаратов выполняют по данным лидара и видеорегистратора, установленных на сервисном космическом аппарате. На плоском экране видеорегистратора выделяют фрагмент изображения обслуживаемого космического аппарата. Выполняют контролируемые сближения до кратного увеличения размеров изображения выделенного фрагмента. В контролируемых сближениях определяют размер выделенного фрагмента по данным лидара и расстояние между космическими аппаратами по данным видеорегистратора. Очередные контролируемые сближения выполняют с меньшей скоростью при наблюдении фрагментов меньшего размера до достижения безопасной скорости механического контакта.

Предлагаемый способ реализуется следующим образом. Наличие лидара позволяет определять дистанцию между сближающимися СКА и ОКА. На малых дистанциях, соизмеримых с характерными размерами космических аппаратов, показания лидара могут оказаться недостаточно точными за счет малости измеряемых временных интервалов (менее десяти наносекунд). В данном случае расстояние между космическими аппаратами определяют с помощью видеорегистратора, установленного на борту СКА. Изображение приближающегося ОКА проецируют на плоский экран видеорегистратора.

Перед началом работы на малых дистанциях на поверхности изображения ОКА выделяют некоторый наблюдаемый фрагмент и определяют его линейный размер при контролируемом сближении до кратного увеличения размеров изображения этого фрагмента. Контролируемое сближение означает применение лидара для измерения расстояния между космическими аппаратами в двух положениях. В первом измерении определяют расстояние, L, между СКА и ОКА в момент момент выделения наблюдаемого фрагмента. Вторым измерением определяют расстояние, В, между СКА и ОКА в момент достижения заданного кратного увеличения размеров выделенного фрагмента. При проведении первого и второго измерений угол зрения на выделенный фрагмент, α, должен оставаться достаточно малым, так чтобы выполнялось условие:

sin(n⋅α)~n⋅α,

где n - заданная кратность увеличения размеров выделенного фрагмента. Данное условие всегда выполнимо, поскольку в качестве выделенного фрагмента может быть выбран любой идентифицируемый участок изображения ОКА на экране регистратора. В изложенном приближении переменные L, В, n связаны с линейным размером выделенного фрагмента, а, следующим соотношением:

Формула (1) определяет искомый линейный размер наблюдаемого фрагмента. По известному значению а и соотношениям пропорции находится размер любого другого выделенного фрагмента на изображении ОКА на экране регистратора.

При работе на малых дистанциях расстояние, L, между космическими аппаратами определяют по данным контролируемого сближения до кратного увеличения размеров изображения выделенного фрагмента. В данном случае контролируемое сближение означает контроль расстояния, S=(L-В), на которое переместился СКА в направлении ОКА от момента выделения наблюдаемого фрагмента до момента достижения заданного кратного увеличения размеров этого фрагмента на экране регистратора. Расстояние, S, определяется по известной относительной скорости движения СКА и продолжительности временного интервала между двумя указанными выше моментами времени. Линейный размер, а, выделенного фрагмента определяют по данным ранее выполненных операций. Искомое значение L определяется по формуле:

После очередного контролируемого сближения на малых дистанциях выделяют новый фрагмент с меньшим размером на наблюдаемой поверхности обслуживаемого космического аппарата и выполняют очередное контролируемое сближение с меньшей скоростью. При этом скорость сближения СКА с ОКА выбирают так, чтобы время перемещения СКА на оставшееся расстояние до ОКА превышало продолжительность выполнения операций по подготовке к проведению следующей итерации выделения нового фрагмента с меньшим размером и сближения космических аппаратов с меньшей скоростью. Замедление СКА осуществляется до достижения безопасной скорости механического контакта космических аппаратов.

Таким образом, практическая значимость и возможность технической реализации заявляемого способа безопасного сближения сервисного космического аппарата с обслуживаемым космическим аппаратом не вызывает сомнений.