Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАЗМЕЩЕННОЙ НА КОСМИЧЕСКОМ КОРАБЛЕ ПЕРЕНОСНОЙ АППАРАТУРОЙ НАБЛЮДЕНИЯ

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

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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

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.

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.

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.

На рисунке введены обозначения:

1 - аппаратура наблюдения;

2 - устройство управления наведением;

3 - иллюминатор;

4 - корпус устройства управления наведением;

5 - отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения;

6 - отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор;

7 - узел разъемного крепления аппаратуры наблюдения;

8 - узел съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор;

9 - стационарное зеркало;

10 - подвижное зеркало;

11 - первая ось подвеса;

12 - датчик угла, размещенный на первой оси подвеса;

13 - привод, размещенный на первой оси подвеса;

14 - вторая ось подвеса;

15 - датчик угла, размещенный на второй оси подвеса;

16 - привод, размещенный на второй оси подвеса;

17 - вычислительное устройство;

18 - ось чувствительности аппаратуры наблюдения;

19 - подстилающая поверхность;

20 - луч, выходящий из точки стационарного зеркала и проходящий через точку подвижного зеркала;

21 - луч, выходящий из точки стационарного зеркала и проходящий через отверстие узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения вдоль оси чувствительности закрепленной на корпусе аппаратуры наблюдения;

22 - луч, выходящий из точки подвижного зеркала и проходящий через точку стационарного зеркала;

23 - луч, выходящий из точки подвижного зеркала и проходящий через отверстие узла съемной установки корпуса на иллюминатор;

24 - линия пересечения нормали к плоскости иллюминатора с поверхностью планеты;

25 - граница области расположения объекта наблюдения относительно орбиты космического корабля;

26 - точки наведения;

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;

N₁ - нормаль к плоскости стационарного зеркала;

N₂ - нормаль к плоскости подвижного зеркала;

N_иллюм - нормаль к плоскости иллюминатора.

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.

На устройстве управления наведением 2 закрепляется аппаратура наблюдения 1 посредством узла разъемного крепления аппаратуры наблюдения 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.

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.

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.

Датчики угла 12, 15 и приводы 13, 16 электрически соединены с вычислительным устройством 17.

Вычислительное устройство 17 электрически соединено с аппаратурой наблюдения 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.

Подвижное зеркало 10 установлено на подвесе с совмещением нормали к плоскости подвижного зеркала N₂ с биссектрисой угла между лучами,

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.

Первая ось подвеса 11 проходит через подвижное зеркало 10 и упомянутое отверстие узла съемной установки устройства управления наведением на иллюминатор 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.

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.

Опишем действия предлагаемого способа.

В предлагаемом способе осуществляют определение параметров плотности атмосферы на высоте орбиты КК с определением данных о погрешности их определения.

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.

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.

Осуществляют задание объекта наблюдения (например, задание координат исследуемого наземного объекта на подстилающей поверхности).

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.

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.

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.

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.

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).

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,

По данным от датчиков углов 12, 15 устройства управления наведением 2 формируют данные о положении подвижного зеркала 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.

Данные точки называем точками наведения, поскольку на них в дальнейшем осуществляется наведение через систему зеркал устройства управления наведением оси чувствительности аппаратуры наблюдения.

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.

В процессе переориентации подвижного зеркала 10 осуществляют контроль взаимного положения подвижного зеркала 10 относительно точек наведения 26, аппаратуры наблюдения 1 и стационарного зеркала 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.

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.

Данные команды управления выполняются в устройстве управления наведением 2.

По данным от датчиков углов 12, 15 устройства управления наведением 2 формируют данные о текущем положении подвижного зеркала 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.

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.),

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

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.

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.

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.

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.

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).

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.

Также в предлагаемом способе посредством использования устройства управления наведением аппаратуры наблюдения обеспечивается возможность использования для реализации наблюдений различной сменной аппаратуры наблюдения.

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