Система дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции



Система дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции
Система дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции
Система дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции

 


Владельцы патента RU 2427508:

Заренков Вячеслав Адамович (RU)
Заренков Дмитрий Вячеславович (RU)
Дикарев Виктор Иванович (RU)

Изобретение относится к командно-измерительным средствам ракетно-космических комплексов и может применяться для бесконтактного дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом во всех случаях, когда объект контроля и управления находится в радиогерметичном объеме. Технической задачей изобретения является повышение надежности обмена сигналами телеметрии и команд между космическим аппаратом и наземной командно-измерительной станцией путем использования дуплексной радиосвязи на двух частотах и сложных сигналов с фазовой манипуляцией. Система содержит космический аппарат, головной обтекатель, ракетоноситель, телекомандную систему, первую приемопередающую антенну, агрегат обслуживания, пассивный ретранслятор, антенный пост с двумя усилителями мощности, наземную командно-измерительную станцию, радиочастотный фидер, блок спряжения с двумя ячейками. Телекомандная система включает в себя датчики, аналого-цифровой преобразователь, формирователь модулирующего кода, задающий генератор, фазовый манипулятор, два гетеродина, два смесителя, усилитель первой промежуточной частоты, два усилителя мощности, первый антенный переключатель, усилитель второй промежуточной частоты, перемножитель, полосовой фильтр, фазовый детектор и распределитель. Наземная командно-измерительная станция включает в себя два гетеродина, два смесителя, усилитель второй промежуточной частоты, перемножитель, полосовой фильтр, фазовый детектор, блок регистрации и анализа, задающий генератор, формирователь команд, фазовый манипулятор, усилитель третьей промежуточной частоты. 4 ил.

 

Предлагаемые способ и система относятся к командно-измерительным средствам ракетно-космических комплексов и могут применяться для бесконтактного дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом во всех случаях, когда объект контроля и управления находится в радиогерметичном объеме.

Известны способы и системы дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции (патенты РФ №№2094337, 2099255, 2108540, 2158421, 2169106, 2242411, 2318706; патент США №3680749; патент Франции №2635500; Воронин Б.П., Столяров Н.А. Подготовка к пуску и пуск ракет. - М.: Воениздат, 1972, с.62-65, 73-74 и др.).

Из известных способов и систем наиболее близкими к предлагаемым являются «Способ дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции и система для его осуществления» (патент РФ №2169106, B64G 5/00, 2000), которые и выбраны в качестве базовых объектов.

Указанные способ и система обеспечивают обмен радиосигналами телеметрии и команд между бортовой телекомандной системой и наземной командно-измерительной станцией. Для этого бортовой антенной космического аппарата (КА) возбуждают электромагнитное поле сигналов телеметрии в полости между КА и головным обтекателем ракеты-носителя. Через радиопрозрачное окно в обтекателе это поле либо переизлучают в направлении наземного антенного поста (при отведенном агрегате обслуживания), либо ретранслируют сквозь металлоконструкции подведенного агрегата обслуживания. Аналогично радиоканалы команд с наземной станции излучают и ретранслируют в направлении КА, возбуждая электромагнитное поле радиосигналов команд в указанной полости и принимая его бортовой антенной КА. Обмен сигналами осуществляется в дуплексном режиме с разделением сигналов телеметрии и команд по частоте и/или ортогональным поляризациям. Радиопрозрачное окно выполняют прямоугольной формы с размерами более нескольких длин волн рабочего диапазона и размещают соответственно положениям бортовой антенны КА и антенного поста.

Однако известные технические решения не обеспечивают надежного обмена сигналами телеметрии и команд между КА и наземной командно-измерительной станцией.

Технической задачей изобретения является повышение надежности обмена сигналами телеметрии и команд между КА и наземной командно-измерительной станцией путем использования дуплексной радиосвязи на двух частотах и сложных сигналов с фазовой манипуляцией.

Поставленная задача решается тем, что способ дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции, включающий в себя, в соответствии с ближайшим аналогом, обмен радиочастотными сигналами телеметрии и команд между бортовой телекомандной системой и наземной командно-измерительной станцией, причем сигналы команд формируют по результатам анализа телеметрической информации о состоянии бортовых систем и агрегатов, бортовой антенной телекомандной системы космического аппарата возбуждают электромагнитное поле сигналов телеметрии в полости космической головной части между космическим аппаратом и головным обтекателем, при отведенном от космической головной части на стартовой позиции агрегате обслуживания возбужденное электромагнитное поле посредством радиопрозрачного окна головного обтекателя переизлучают в направлении наземной командно-измерительной станции, а при подведенном к космической головной части на стартовой позиции агрегате обслуживания переизлученное радиопрозрачным окном электромагнитное поле ретранслируют в направлении антенного поста наземной командно-измерительной станции и канализируют радиосигналы телеметрии к месту размещения наземной командно-измерительной станции, при этом характеристики радиосигнала телеметрии сопрягают с входными характеристиками наземной командно-измерительной станции и передают сигнал телеметрии на вход наземной командно-измерительной станции, после чего сформированные по результатам анализа телеметрической информации радиосигналы команд сопрягают с электрическими характеристиками радиочастотного фидера до антенного поста, передают радиосигналы команд по этому фидеру на антенный пост, где радиосигналы команд усиливают, затем излучают в направлении космической головной части и в зависимости от того, подведен или отведен агрегат обслуживания от космической головной части на стартовой позиции, электромагнитное поле радиосигналов команд ретранслируют сквозь металлоконструкции агрегата обслуживания на радиопрозрачное окно в головном обтекателе или воспринимают непосредственно радиопрозрачным окном, посредством которого возбуждают электромагнитное поле радиосигналов команд в полости космической головной части и принимают его бортовой антенной телекомандной системы космического аппарата, при этом обмен радиочастотными сигналами осуществляют в дуплексном режиме с разделением радиосигналов телеметрии и команд по частоте, отличается от ближайшего аналога тем, что измеряют параметры систем и агрегатов космического аппарата, преобразуют их в цифровую форму, формируют из них модулирующий код M1(t), генерируют высокочастотное колебание несущей частоты ωс, манипулируют его по фазе модулирующим кодом M1(t), формируя сложный сигнал с фазовой манипуляцией, преобразуют его по частоте с использованием частоты ωг1 первого гетеродина, выделяют напряжение первой промежуточной частоты, равной сумме частот ωпр1=ωс+ωг1, усиливают его по мощности и излучают в полость космической головной части между космическим аппаратом и головным обтекателем на частоте ω1пр1=ωг2, а затем указанный сигнал на наземной командно-измерительной станции преобразуют по частоте с использованием частоты ωг1 третьего гетеродина, выделяют напряжение второй промежуточной частоты ωпр21г1, перемножают его с напряжением четвертого гетеродина с частотой ωг2, выделяют фазоманипулированный сигнал на частоте ωг1 третьего гетеродина, напряжение которого используют в качестве опорного для синхронного детектирования фазоманипулированного сигнала на частоте ωг1 третьего гетеродина, выделяют низкочастотное напряжение, пропорциональное модулирующему коду M1(t), и регистрируют его, генерируют высокочастотное колебание несущей частоты ωс на наземной командно-измерительной станции, манипулируют его по фазе модулирующим кодом М2(t), отображающим необходимые команды, сформированные по результатам анализа телеметрической информации о состоянии бортовых систем и агрегатов космического аппарата, формируя сложный сигнал с фазовой манипуляцией, преобразуют его по частоте с использованием частоты ωг2 четвертого гетеродина, выделяют напряжение третьей промежуточной частоты ωпр3г2+ωс, которое канализируют и излучают в направлении космической головной части на частоте ω2пр3г1, принятый фазоманипулированный сигнал на частоте ω2 преобразуют по частоте с использованием частоты ωг2 второго гетеродина в телекомандной системе, выделяют напряжение второй промежуточной частоты ωпр2г22, перемножают его с напряжением первого гетеродина с частотой ωг1, выделяют фазоманипулированный сигнал на частоте ωг2 второго гетеродина, напряжение которого используют в качестве опорного для синхронного детектирования фазоманипулированного сигнала на частоте ωг2 второго гетеродина, выделяют низкочастотное напряжение, пропорциональное модулирующему коду М2(t), и воздействуют на исполнительные системы и агрегаты космического аппарата, причем частоты ωг1 и ωг2 гетеродинов разносят на величину второй промежуточной частоты ωг2г1пр2.

Поставленная задача решается тем, что система дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции, включающая в себя, в соответствии с ближайшим аналогом, бортовую телекомандную систему и наземную командно-измерительную станцию, объединенные радиочастотными каналами сигналов телеметрии и команд, при этом бортовая антенна установлена на космическом аппарате, размещенном внутри головного обтекателя космической головной части, в котором выполнено радиопрозрачное окно прямоугольной формы с продольными и поперечными размерами более нескольких длин волн рабочего диапазона, размещенное так, что в продольном направлении космической головной части центр радиопрозрачного окна размещен на одном уровне с фазовым центром бортовой антенны, а в азимутальном направлении центр радиопрозрачного окна в головном обтекателе расположен на линии визирования, соединяющей продольную ось космической головной части с антенным постом наземной командно-измерительной станции, принимающим/передающим радиосигналы телеметрии и команд, отличается от ближайшего аналога тем, что телекомандная система выполнена в виде n измерительных каналов, каждый из которых содержит последовательно включенные датчик и аналого-цифровой преобразователь, к выходу которого последовательно подключены формирователь модулирующего кода, первый фазовый манипулятор, второй вход которого соединен с выходом первого задающего генератора, первый смеситель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, усилитель первой промежуточной частоты, первый усилитель мощности, первый антенный переключатель, вход-выход которого связан с первой приемопередающей антенной, второй усилитель мощности, второй смеситель, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, первый усилитель второй промежуточной частоты, первый перемножитель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, первый полосовой фильтр, первый фазовый детектор, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, и распределитель, наземная командно-измерительная станция выполнена в виде последовательно подключенных к выходу первой ячейки блока сопряжения третьего смесителя, второй вход которого соединен с выходом третьего гетеродина, второго усилителя второй промежуточной частоты, второго перемножителя, второй вход которого соединен с выходом третьего гетеродина, второго полосового фильтра, второго фазового детектора, второй вход которого соединен с выходом третьего гетеродина, и блока регистрации и анализа, в виде последовательно включенных второго задающего генератора, второго фазового манипулятора, второй вход которого соединен с выходом формирователя команд, четвертого смесителя, второй вход которого соединен с выходом четвертого гетеродина, и усилителя третьей промежуточной частоты, выход которого подключен к входу второй ячейки блока сопряжения, причем вторая приемопередающая антенна связана с третьим и четвертыми усилителями мощности антенного поста через второй антенный переключатель.

Взаимное расположение ракеты-носителя 3 на стартовой позиции и агрегата 6 обслуживания показано на фиг.1, где введены следующие обозначения: 1 - космический аппарат, 2 - головной обтекатель космической головной части, 3 - ракетоноситель, 4 - телекомандная система, 5 - первая приемопередающая антенна, 10 - пассивный ретранслятор.

Структурная схема телекомандной системы 4 представлена на фиг.2. Структурная схема антенного поста и наземной командно-измерительной станции 9 изображена на фиг.3. Частотная диаграмма, иллюстрирующая процесс преобразования сигналов, показана на фиг.4.

Телекомандная система 4 содержит n измерительных каналов, каждый из которых содержит последовательно включенные датчик 17.i и аналого-цифровой преобразователь 18.i (i=1, 2, …, n), к выходу которого последовательно подключены формирователь 19 модулирующего кода M1(t), первый фазовый манипулятор 21, второй вход которого соединен с выходом первого задающего генератора 20, первый смеситель 23, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина 22, усилитель 24 первой промежуточной частоты, первый усилитель 25 мощности, первый антенный переключатель 26, вход-выход которого связан с первой приемопередающей антенной 5, второй усилитель 27 мощности, второй смеситель 29, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина 28, первый усилитель 30 второй промежуточной частоты, первый перемножитель 31, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина 22, первый полосовой фильтр 32, первый фазовый детектор 33, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина 28, и распределитель 34.

Антенный пост и наземная командно-измерительная станция 9 содержат последовательно включенные второй задающий генератор 44, второй фазовый манипулятор 46, второй вход которого соединен с выходом формирователя 45 команд, четвертый смеситель 48, второй вход которого соединен с выходом четвертого гетеродина 47, усилитель 49 третьей промежуточной частоты, вторую ячейку 15 блока 14 сопряжения, радиочастотный фидер 12, четвертый усилитель 16 мощности антенного поста 8, второй антенный переключатель 36, вход-выход которого связан с второй приемопередающей антенной 35, третий усилитель 11 мощности, радиочастотный фидер 12, первую ячейку 13 блока 14 сопряжения, третий смеситель 38, второй вход которого соединен с выходом третьего гетеродина 37, второй усилитель 39 второй промежуточной частоты, второй перемножитель 40, второй вход которого соединен с выходом четвертого гетеродина 47, второй полосовой фильтр 41, второй фазовый детектор 42, второй вход которого соединен с выходом третьего гетеродина 37, и блок 43 регистрации и анализа.

Предлагаемый способ реализуют следующим образом.

Космический аппарат (КА) 1 размещен внутри головного обтекателя (ГО) 2 космической головной части (КГЧ) ракетоносителя 3, установленного на стартовой позиции (СП). Телекомандной системой 4, установленной на борту КА 1, осуществляют сбор телеметрической информации о состоянии систем и агрегатов КА. С этой целью предназначены n каналов, каждый из которых содержит последовательно включенные датчик 17.i и аналого-цифровой преобразователь 18.i (i=1, 2, …, n), обеспечивающий преобразование соответствующего параметра систем и агрегатов КА в цифровую форму. Формирователь 19 из указанных параметров в цифровой форме формирует модулирующий код M1(t), который поступает на первый вход фазового манипулятора 21.

Задающий генератор 20 генерирует высокочастотное колебание несущей частоты ωс:

Uc1(t)=Vc1·cos(ωc·t+φc1), 0≤t≤Tc1,

которое поступает на второй вход фазового манипулятора 21. На выходе последнего образуется сложный сигнал с фазовой манипуляцией (ФМн):

U1(t)=Vc1·cos[ωc·t+φк1(t)+φс1], 0≤t≤Tc1,

где φк1(t)={0,π} - манипулируемая составляющая фазы, отображающая закон фазовой манипуляции в соответствии с модулирующим кодом M1(t), который поступает на первый вход первого смесителя 23, на второй вход которого подается напряжение первого гетеродина 22:

Uг1(t)=Vг1·cos(ωг1·t+φг1).

На выходе смесителя 23 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 24 выделяется напряжение первой промежуточной (суммарной) частоты:

Uпр1(t)=Vпр1·cos[ωпр1·t+φк1(t)+φпр1], 0≤t≤Tc1,

где Vпр1=1/2 Vпр1 Vг1;

ωпр1сг1 - первая промежуточная (суммарная) частота;

φпр1с1г1.

Это напряжение после усилителя в усилителе 25 мощности через антенный переключатель 26 поступает в антенну 5 и излучается ею на частоте ω1пр1г2 в полость космической головной части между КА 1 и головным обтекателем 2 и возбуждает в ней электромагнитное поле. Эта полость представляет собой объемный резонатор произвольной формы, например тороидальный резонатор, эквивалентная схема которого может быть представлена как соединение емкости с закороченной коаксиальной линией.

В рассматриваемом объемном резонаторе:

- имеется бесконечное множество дискретных собственных частот, поэтому при изменении подводимой радиочастоты наблюдают ряд резонансов; если резонансные кривые являются достаточно открытыми, то при каждом из резонансов подчеркивается только один из видов собственных колебаний;

- конкретные электродинамические характеристики объемного резонатора для каждой конкретной КГЧ получают на основе экспериментальных исследований.

При отведенном от космической головной части (КГЧ) на стартовой позиции (СП) агрегате обслуживания 6 возбужденное в полости КГЧ между КА 1 и ГО 2 электромагнитное поле на частоте ω1 (вмонтированной в ГО 2 крышки, выполненной из радиопрозрачного в заданном диапазоне радиочастот диэлектрика) переизлучают непосредственно в направлении антенного поста (АЧ) 8 наземной командно-измерительной станции (НКИС) 9. При подведенном к КГЧ на СП агрегате обслуживания 6 переизлученное РПО электромагнитное поле ретранслируют в направлении АП НКИС сквозь металлоконструкции агрегата обслуживания 6 посредством пассивного ретранслятора 10, электрические характеристики которого обеспечивают сохранение энергетических потенциалов радиоканалов приема/передачи в зонах размещения РПО 7 и АП 8 НКИС 9, аналогичных случаю отведенного от КГП на СП агрегата обслуживания 6. В продольном направлении КГЧ центр РПО 7 в ГО 2 размещают на одном уровне с фазовым центром бортовой антенны 5. В азимутальном направлении центр РПО 7 в ГО 2 размещают на линии визирования (связи), соединяющей продольную ось КГЧ с АП 8 НКИС 9, принимающим/передающим радиосигналы. Размещение РПО 7 на одном уровне с бортовой антенной 5 обусловлено тем, что вблизи устройства возбуждения объемного резонатора структура поля нарушается из-за возникновения вырожденных волн. Форму РПО 7 выбирают приблизительно прямоугольной. Размеры ПРО в продольном и поперечном направлениях на основе экспериментальных исследований выбирают величиной более нескольких длин волн рабочего диапазона.

На АП 8 радиосигналы телеметрии принимают, усиливают посредством усилителя 11 мощности, по радиочастотному фидеру 12 канализируют к месту размещения НКИС 9, предварительно сопрягают характеристики радиосигнала с входными характеристиками НКИС 9, посредством ячейки 13 блока 14 сопряжения и передают этот радиосигнал на вход НКИС 9, причем при большой длине (более 200 рабочих длин волн) радиочастотного фидера 12 от АП 8 до ячейки 13 блока 14 сопряжения парируют дисперсионные характеристики этого фидера 12, например, за счет конвертирования канализируемой радиочастоты.

На НКИС 9 сигнал Uпр1(t) поступает на первый вход третьего смесителя 38, на второй вход которого подается напряжение Uг1(t) третьего гетеродина 37. На выходе смесителя 38 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 39 выделяется напряжение второй промежуточной частоты

Uпр2(t)=Vпр2·cos[ωпр2·t+φк1(t)+φпр2], 0≤t≤Tc1,

где Vпр2=1/2 Vпр1 Vг1;

ωпр2пр1г1 - вторая промежуточная частота;

φпр2пр1г1,

которое поступает на первый вход второго перемножителя 40. На второй вход перемножителя 40 подается напряжения четвертого гетеродина 47:

Uг2(t)=Vг2·cos(ωг2·t+φг2).

На выходе перемножителя 40 образуется напряжение

U2(t)=V2·cos[ωг1·t-φк1(t)+φг1], 0≤t≤Tc1,

где V2=1/2 Vпр2 Vг2,

которое выделяется полосовым фильтром 41 и поступает на первый (информационный) вход фазового детектора 42, на второй (опорный) вход которого подается напряжение третьего гетеродина 37:

Uг1(t)=Vг1·cos(ωг1·t+φг1).

В результате синхронного детектирования на выходе фазового детектора 42 образуется низкочастотное напряжение:

Uн1(t)=Vн1·cosφк1(t), 0≤t≤Tc1,

где Vн1=1/2 V2 Vг1,

пропорциональное модулирующему коду M1(t), которое фиксируется блоком 43 регистрации и анализа.

По результатам анализа полученной информации формируют модулирующий код M2(t) в формирователе 45 команд. Второй задающий генератор 44 генерирует высокочастотное колебание несущей частоты ωс:

Uc2(t)=Vc2·cos(ωc·t+φc2), 0≤t≤Tc2,

которое поступает на первый вход второго фазового манипулятора 46, на второй вход которого подается модулирующий код M2(t), отображающий соответствующие команды, с выхода формирователя 45 команд. На выходе фазового манипулятора 46 образуется сложный сигнал с фазовой манипуляцией:

U3(t)=Vс2·cos[ωс·t+φк2(t)+φс2], 0≤t≤Tc2,

где φк2(t)={0,π} - манипулируемая составляющая фазы, отображающая закон

фазовой манипуляции в соответствии с модулирующим кодом M2(t), который поступает на первый вход четвертого смесителя 48, на второй вход которого подается напряжение Uг2(t) четвертого гетеродина 47. На выходе смесителя 48 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 49 выделяется напряжение третьей промежуточной частоты:

Uпр3(t)=Vпр3·cos[ωпр3·t-φк2(t)+φпр3], 0≤t≤Tc2,

где Vпр3=1/2 Vc2 Vг2;

ωпр3г2с - третья промежуточная частота;

φпр3г2с2,

которое посредством ячейки 15 блока 14 сопряжения сопрягают с электрическими характеристиками фидера 12, передают его по этому фидеру 12 на АП 8, где это напряжение усиливается посредством усилителя 16 мощности и излучается в направлении КГЧ на СП на частоте ω2пр3г1. В зависимости от того, подведен или отведен агрегат 6 обслуживания к КГЧ на СП, электромагнитное поле или ретранслируют сквозь металлоконструкции агрегата 6 обслуживания посредством пассивного ретранслятора 10 на РПО 7 в ГО 2, или воспринимают непосредственно РПО 7. РПО 7 возбуждает электромагнитное поле в полости между КА 1 и ГО 2, которое воспринимают бортовой антенной 5 телекомандной системы 4 КА 1.

Напряжение с выхода антенны 5 через антенный переключатель 26 и усилитель 27 мощности поступает на первый вход смесителя 29, на второй вход которого подается напряжение гетеродина 28:

Uг2(t)=Vг2·cos(ωг2·t+φг2).

На выходе смесителя 29 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 30 выделяется напряжение второй промежуточной частоты:

Uпр4(t)=Vпр4·cos[ωпр2·t+φк2(t)+φпр4], 0≤t≤Tc2,

где Vпр4=1/2 Vпр3 Vг2;

ωпр2г2пр3 - вторая промежуточная частота;

φпр4пр3г2,

и поступает на первый вход перемножителя 31, на второй вход которого подается напряжение Uг2(t) гетеродина 22. На выходе перемножителя 31 образуется напряжение:

U4(t)=V4·cos[ωг2·t-φк2(t)+φг2], 0≤t≤Tc2,

где V4=1/2 Vпр4 Vг1,

которое выделяется полосовым фильтром 32 и поступает на первый (информационный) вход фазового детектора 33, на второй (опорный) вход которого подается напряжение Uг2(t) гетеродина 28. На выходе фазового детектора 33 образуется низкочастотное напряжение:

Uн2(t)=Vн2·cosφк2(t), 0≤t≤Tc2,

где Vн2=1/2 V4 Vг2,

пропорциональное модулирующему коду M2(t), которое поступает на вход распределителя 34. Последний передает управляющие команды на исполнительные устройства КА 1.

Таким образом, предлагаемые способ и система по сравнению с прототипами обеспечивают повышение надежности обмена сигналами телеметрии и команд между КА и наземной командно-измерительной станции. Это достигается использованием дуплексной радиосвязи на двух частотах и сложных сигналов с фазовой манипуляцией.

Сложные ФМн-сигналы обладают высокой помехоустойчивостью, энергетической и структурой скрытностью.

Энергетическая скрытность данных сигналов обусловлена их высокой сжимаемостью во времени и по спектру при оптимальной обработке, что позволяет снизить мгновенную излучаемую мощность. Вследствие этого сложный ФМн-сигнал в точке приема может оказаться замаскированным шумами и помехами. Причем энергия сложного ФМн-сигнала отнюдь не мала, она просто распределена по частотно-временной области так, что в каждой точке этой области мощность сигнала меньше мощности шумов и помех.

Структурная скрытность сложных ФМн-сигналов обусловлена большим разнообразием их форм и значительными диапазонами изменений параметров, что затрудняет оптимальную или квазиоптимальную обработку сложных ФМн-сигналов априорно неизвестной структуры с целью повышения чувствительности приемника. Сложные ФМн-сигналы позволяют применять новый вид селекции - структурную селекцию.

Система дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции, включающая в себя бортовую телекомандную систему и наземную командно-измерительную станцию, объединенные радиочастотными каналами сигналов телеметрии и команд, при этом бортовая антенна установлена на космическом аппарате, размещенном внутри головного обтекателя космической головной части, в котором выполнено радиопрозрачное окно прямоугольной формы с продольными и поперечными размерами более нескольких длин волн рабочего диапазона, размещенное так, что в продольном направлении космической головной части центр радиопрозрачного окна размещен на одном уровне с фазовым центром бортовой антенны, а в азимутальном направлении центр радиопрозрачного окна в головном обтекателе расположен на линии визирования, соединяющей продольную ось космической головной части с антенным постом наземной командно-измерительной станции, принимающим/передающим радиосигналы телеметрии и команд, отличающаяся тем, что телекомандная система выполнена в виде n измерительных каналов, каждый из которых содержит последовательно включенные датчик и аналого-цифровой преобразователь, к выходу которого последовательно подключены формирователь модулирующего кода, первый фазовый манипулятор, второй вход которого соединен с выходом первого задающего генератора, первый смеситель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, усилитель первой промежуточной частоты, первый усилитель мощности, первый антенный переключатель, вход-выход которого связан с первой приемопередающей антенной, второй усилитель мощности, второй смеситель, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, первый усилитель второй промежуточной частоты, первый перемножитель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, первый полосовой фильтр, первый фазовый детектор, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, и распределитель, наземная командно-измерительная станция выполнена в виде последовательно подключенных к выходу первой ячейки блока сопряжения третьего смесителя, второй вход которого соединен с выходом третьего гетеродина, второго усилителя второй промежуточной частоты, второго перемножителя, второй вход которого соединен с выходом четвертого гетеродина, второго полосового фильтра, второго фазового детектора, второй вход которого соединен с выходом третьего гетеродина, и блока регистрации и анализа, в виде последовательно включенных второго задающего генератора, второго фазового манипулятора, второй вход которого соединен с выходом формирователя команд, четвертого смесителя, второй вход которого соединен с выходом четвертого гетеродина, и усилителя третьей промежуточной частоты, выход которого подключен к входу второй ячейки блока сопряжения, причем вторая приемопередающая антенна связана с третьим и четвертыми усилителями мощности антенного поста через второй антенный переключатель.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к устройствам для соединения элементов конструкции и их быстрого последующего разделения в процессе эксплуатации, и преимущественно может быть использовано в ракетно-космической технике для стыковки ступеней ракеты-носителя.

Изобретение относится к информационно-измерительным системам и предназначено для оперативного контроля информационного взаимодействия сложного изделия, например ракеты, с аппаратурой проверочных комплексов и другой аппаратуры.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к управляемым артиллерийским снарядам. .

Изобретение относится к управляемым артиллерийским снарядам. .

Изобретение относится к монтажно-стыковочному оборудованию ракетно-космической отрасли и может быть использовано для стыковки головной части с ракетой-носителем, находящейся в вертикальном положении.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части. .

Изобретение относится к гирокоординаторам головок самонаведения, используемых в системах управления артиллерийских управляемых снарядов и ракет. .

Ракета // 2419061
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет. .

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет космического назначения. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет. .

Изобретение относится к технике газоотводящих устройств пусковых установок ракетоносителей. .

Изобретение относится к монтажно-стыковочному оборудованию ракетно-космической отрасли и может быть использовано для стыковки головной части с ракетой-носителем, находящейся в вертикальном положении.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в других областях техники, где возможна эксплуатация емкостей при низких температурах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для запуска с Земли как беспилотных, так и пилотируемых воздушно-космических аппаратов.

Изобретение относится к области космической техники. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения. .

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для запуска ракет, а также космических самолетов. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо
Наверх