УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ РАЗМЕЩЕННОЙ НА КОСМИЧЕСКОМ КОРАБЛЕ ПЕРЕНОСНОЙ АППАРАТУРОЙ НАБЛЮДЕНИЯ
CONTROL DEVICE FOR PORTABLE OBSERVATION EQUIPMENT PLACED ON THE SPACESHIP

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения управления размещенной на пилотируемом космическом корабле (КК) переносной аппаратурой наблюдения подстилающей поверхности.
6
Известна система управления телевизионным видеоспектральным комплексом космического аппарата (патент РФ 2068801, МПК: 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 трех- степенном 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. С одной стороны, это 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(2006.01): B64G 1/66, F41G 3/00 - 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 поверхности узла съемной установки корпуса на иллюминатор, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора, определяемом формулой , где R и K - 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 ориентирования аппаратуры наблюдения на объекты, находящиеся на подстилающей поверхности, при их наблюдении 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 подвесом, снабженным датчиком угла и приводом, соединенными с вычислительным устройством, при этом ось подвеса перпендикулярна оси отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор и отстоит от плоскости внешней поверхности данного узла на расстояние М, определяемое с учетом размера иллюминатора, узел съемной установки устройства управления на иллюминатор соединен с подвесом через шарнир, снабженный угловой шкалой и фиксатором, при этом ось шарнира совмещена с осью отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор, и оси отверстий узлов пересекаются в точке, лежащей на оси подвеса, а расстояние М менее , где R - радиус иллюминатора, К - толщина корпуса космического корабля в месте расположения иллюминатора, 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 - подвес;
2 - узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения;
3 - узел съемной установки устройства управления на иллюминатор;
4 - шарнир;
5 - угловая шкала;
6 - фиксатор;
7 - вычислительное устройство;
8 - ось подвеса;
9 - переносная аппаратура наблюдения;
10 - отверстие узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения;
11 - ось отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения;
12 - ось чувствительности переносной аппаратуры наблюдения;
13 - отверстие узла съемной установки устройства управления на иллюминатор;
14 - ось отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор;
15 - иллюминатор;
16 - ось иллюминатора;
17 - внешняя поверхность узла съемной установки устройства управления на иллюминатор;
18 - ось шарнира;
19 - внешняя поверхность корпуса космического корабля;
20 - прямой конус;
21 - основание прямого конуса;
22 - граница требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения;
23 - подстилающая поверхность;
М - расстояние от оси подвеса до плоскости внешней поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор;
R - радиус иллюминатора;
К - толщина корпуса космического корабля в месте расположения иллюминатора,
Н - минимальное значение расстояния от космического корабля до подстилающей поверхности;
А - точка пересечения осей отверстий узлов и оси подвеса;
В - подспутниковая точка;
АС - высота прямого конуса;
у - угол полураствора прямого конуса;
L - радиус требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения.
Поясним предлагаемое устройство управления.
Устройство управления содержит подвес 1 с размещенными по оси подвеса датчиком угла и приводом, узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2, узел съемной установки устройства управления на иллюминатор 3, шарнир 4, снабженный угловой шкалой 5 и фиксатором 6, и вычислительное устройство 7.
Например, подвес может быть выполнен следующим образом. Привод обеспечивает вращение рамки подвеса относительно корпуса подвеса вокруг оси подвеса 8, а датчик угла обеспечивает измерение углового положения рамки подвеса относительно корпуса подвеса.
Выход датчика угла и вход привода соединены с соответственно входом и выходом вычислительного устройства 7.
Вычислительное устройство 7 выполнено таким образом, что один из его выходов приспособлен к соединению с переносной аппаратурой наблюдения 9.
Узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2 снабжен отверстием 10, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 11 с осью чувствительности переносной аппаратуры наблюдения 12.
Узел съемной установки устройства управления на иллюминатор 3 предназначен для закрепления устройства управления на иллюминаторе 15.
Узел съемной установки устройства управления на иллюминатор 3 снабжен отверстием 13, выполненным с возможностью совмещения оси отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 14 с осью иллюминатора 16.
В установленном на иллюминатор 15 положении устройства управления внешняя поверхность узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 17, на которую выходит отверстие данного узла, обращена к иллюминатору 15.
Данные узлы и их отверстия выполнены так, что ось отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 11 и ось отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 14 пересекаются в точке, лежащей на оси полвеса 8 (точка А).
Узел съемной установки устройства управления на иллюминатор 3 соединен с подвесом 1 через шарнир 4.
Шарнир 4 обеспечивает возможность поворота подвеса 1 относительно узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 3 вокруг оси шарнира 18, совмещенной с осью отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 14, на задаваемый угол, отсчитываемый по угловой шкале 5, с последующей фиксацией установленного положения привода 1 относительно узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 3 с помощью выполненного разъемным фиксатора 6.
Например, шарнир 4 может содержать два кольцевых элемента, выполненных с возможностью поворота один относительно другого. Один кольцевой элемент жестко (неподвижно) соединен с узлом съемной установки устройства управления на иллюминатор 3, а другой кольцевой элемент жестко (неподвижно) соединен с корпусом подвеса 1. Угловая шкала 5 размещена на одном из указанных кольцевых элементов шарнира 4. Фиксатор 6 выполнен разъемным, во время выставки требуемого углового положения одного кольцевого элемента шарнира 4 относительно другого фиксатор 6 находится в раскрытом положении, после чего переводится в закрытое рабочее положение и обеспечивает жесткую (неподвижную) фиксацию положения одного кольцевого элемента шарнира 4 относительно другого кольцевого элемента шарнира 4.
Ось подвеса 8 перпендикулярна оси отверстия узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 14 и совмещенной с ней оси шарнира 18.
Положение оси подвеса 8 фиксировано относительно узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2 (например, при вышеописанной конструкции подвеса узел разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2 жестко (неподвижно) соединен с рамкой подвеса), при этом отверстие узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 10 выполнено так, что ось отверстия узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 11 перпендикулярна оси подвеса 8.
В установленном на иллюминатор положении устройства управления расстояние от плоскости внешней поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 17, на которую выходит отверстие данного узла, до плоскости внешней поверхности корпуса космического корабля 19, на которую выходит иллюминатор 15, равно толщине корпуса космического корабля в месте расположения иллюминатора К.
В общем случае для обеспечения гарантированной возможности наблюдений объектов, расположенных во всей требуемой зоне обзора подстилающей поверхности, значение М расстояния от оси подвеса 8 до плоскости внешней поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 17, на которую выходит отверстие данного узла, должно удовлетворять соотношению
где R - радиус иллюминатора;
K - толщина корпуса космического корабля в месте расположения иллюминатора,
γ - величина угла полураствора прямого конуса 20, граница основания 21 которого совпадает с границей требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения 22, а высота АС=АВ+ВС равна сумме минимального расстояния АВ от точки пересечения осей отверстий узлов и оси подвеса А до подспутниковой точки В и расстояния ВС, определяемого формулой
e
R - радиус Земли;
L - радиус требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения.
Значение у для использования в (1) определяется соотношением
где H - минимальное значение расстояния от космического корабля до подстилающей поверхности.
Уравнение (3) соответствует условию, что точки пересечения образующих линий прямого конуса 20 лежат на границе требуемой зоны обзора подстилающей поверхности переносной аппаратурой наблюдения 22, при этом расстояние от вершины конуса, являющейся точкой пересечения осей отверстий узлов и оси подвеса А, до цента Земли составляет
Высота Р=АС прямого конуса 20 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 20 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 20 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 выполнения наблюдений различной сменной аппаратуры наблюдения.
Опишем работу с предлагаемым устройством.
Устройство управления переносной аппаратурой наблюдения устанавливают на иллюминатор 15 космического корабля посредством узла съемной установки устройства управления на иллюминатор 3.
На устройство управления переносной аппаратурой наблюдения размещают переносную аппаратуру наблюдения 9 посредством узла разъемного крепления переносной аппаратуры наблюдения 2. При этом выход вычислительного устройства 7, приспособленный к соединению с переносной аппаратурой наблюдения 9, соединяют с переносной аппаратурой наблюдения 9.
Посредством шарнира 4 с использованием угловой шкалы 5 и фиксатора 6 осуществляют выставку подвеса 1 в расчетное положение относительно космического корабля, соответствующее наилучшим возможностям для выполнения наблюдений объектов, находящихся на подстилающей поверхности, переносной аппаратурой наблюдения через иллюминатор космического корабля с использованием предлагаемого устройства управления. Например, такое положение определяется условием, чтобы ось подвеса 8 была параллельна или составляла минимальный угол с вектором скорости космического корабля.
По данным от датчика угла, установленного по оси подвеса 8, определяют текущее угловое положение рамки подвеса и в вычислительном устройстве 7 формируют команды управления приводом подвеса 1, обеспечивающие выставку рамки подвеса в требуемое расчетное положение, при котором обеспечивается выставка оси чувствительности переносной аппаратуры наблюдения 12 в требуемое положение, соответствующее возможности выполнения наблюдений требуемого объекта на подстилающей поверхности.
Когда определенное по данным от датчика угла, установленного по оси подвеса, текущее угловое положение рамки подвеса обеспечивает требуемое расчетное положение оси чувствительности переносной аппаратуры наблюдения, необходимое для выполнения наблюдений требуемого объекта, вычислительное устройство рассчитывает моменты времени наблюдений (моменты, в которые след оси чувствительности переносной аппаратуры наблюдения на подстилающей поверхности проходит на необходимом расстоянии от объекта наблюдения), формирует и выдает в необходимые моменты времени команды переносной аппаратуре наблюдения на выполнение съемки.
Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.
Предложенное техническое решение обеспечивает высокоточное ориентирование аппаратуры наблюдения на объекты, находящиеся на подстилающей поверхности, при их наблюдении через иллюминатор космического корабля посредством различной переносной аппаратурой наблюдения с использованием устанавливаемого на иллюминатор космического корабля предложенного устройства управления переносной аппаратурой наблюдения,
Предлагаемое устройство управления переносной аппаратурой наблюдения обеспечивает возможность предварительной выставки подвеса, входящего в состав предлагаемого устройства, в расчетное положение относительно космического корабля, соответствующее наилучшим возможностям для выполнения наблюдений объектов, находящихся на подстилающей поверхности, переносной аппаратурой наблюдения через иллюминатор космического корабля с использованием предлагаемого устройства управления, с последующим управлением аппаратурой наблюдения при выполнении наблюдения конкретных объектов.
При этом выполнение устройства управления с предложенным значением расстояния от оси повеса до плоскости внешней поверхности узла съемной установки устройства управления на иллюминатор, совмещаемой при установке с плоскостью иллюминатора, обеспечивает гарантированную возможность выполнения наблюдений объектов, расположенных близко к краю требуемой зоны обзора подстилающей поверхности через устройство управления переносной аппаратурой наблюдения.
Предложенное значение указанного расстояния определяется по предложенным соотношениям с учетом сферичности подстилающей поверхности.
Выполнение расстояния от оси повеса до плоскости внешней поверхности 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 оси подвеса до плоскости внешней поверхности узла съемной установки устройства управления 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 около-круговых, 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 оси 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.