Способ контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы


 


Владельцы патента RU 2477835:

Стрельников Сергей Васильевич (RU)

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого контроль целостности осуществляют на низкоорбитальном космическом аппарате, на котором устанавливают навигационную аппаратуру потребителя. При этом в процессе орбитального полета непрерывно осуществляют прием навигационных сообщений видимых космических аппаратов (КА) ГНСС, выполняют навигационные определения, используют часть принятых навигационных сообщений и получают несколько наборов координат потребителей. Путем обработки избыточной навигационной информации анализируют качество навигационных сигналов всех видимых КА ГНСС. При обнаружении нарушения функционирования некоторого КА ГНСС оперативно формируют и передают признак неисправности, который принимают в бортовых комплексах управления КА ГНСС и вносят признак неисправности в альманах системы. 1 ил.

 

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС). Под контролем целостности навигационного поля ГНСС понимают способность системы обеспечить своевременное предупреждение о тех моментах времени, когда система в целом или отдельные космические аппараты (КА) системы не должны использоваться для навигационных определений [1, с.440].

Известен способ контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором на космических аппаратах ГНСС осуществляется непрерывный автономный контроль (самоконтроль) функционирования основных бортовых систем [1, с.337]. Способ автономного контроля предусматривает, что при обнаружении непарируемых нарушений нормального функционирования основных бортовых систем, влияющих на качество излучаемого КА навигационного сигнала и достоверность передаваемого навигационного сообщения, на КА формируется признак его неисправности, который передается потребителю системы в составе оперативной информации навигационного сообщения [1, с.337]. Недостатком этого способа контроля является его неполнота: средства самоконтроля рассчитаны на обнаружение не всех возможных нарушений в работе бортовых систем; неисправности самих средств контроля не обнаруживаются и не сопровождаются передачей соответствующего сообщения (признака) потребителям; искажение эфемерид не может быть обнаружено на самом космическом аппарате [1, с.338].

Известен способ контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором качество навигационного поля анализируется наземной контрольно-корректирующей станцией (ККС), имеющей в составе опорные измерительные станции с известными координатами и передающие средства [1, с.355-359]. При этом на опорных измерительных станциях принимают навигационные сообщения видимых КА ГНСС. На ККС рассчитывают и передают потребителям дифференциальные поправки для корректной обработки навигационных сообщений при навигационных определениях.

Недостатками описанного способа являются:

- локальная зона обслуживания потребителей, так как дальность обслуживания одной ККС составляет около 300 км [1, с.357];

- влияние ионосферы на распространение радиосигнала навигационного сообщения, принятого ККС, способное привести к его искажению сообщения и в результате некорректному результату анализа качества функционирования КА ГНСС;

- затраты ресурсов на создание и эксплуатацию ККС.

Известен способ контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором качество навигационного поля контролируется специальной аппаратурой, входящей в состав наземной подсистемы контроля и управления, - аппаратурой контроля поля (АКП) [1, с.338]. После обнаружения нарушения функционирования бортовой аппаратуры некоторого КА ГНСС аппаратура контроля поля обеспечивает формирование признака неисправности этого КА и передачу признака в альманах всех КА ГНСС.

Недостатками такого способа являются:

- низкая оперативность оповещения потребителей при обнаружении нарушения функционирования КА ГНСС, так как согласно требованиям от момента обнаружения нарушения до включения признака неисправности в состав навигационного сообщения допускается значительная продолжительность времени (включение признака в альманах всех КА системы должно быть обеспечено не позднее, чем через 16 часов [1, с.338]);

- влияние ионосферы на распространение радиосигнала навигационного сообщения, способное привести к его искажению и в результате некорректному результату анализа качества функционирования КА ГНСС;

- затраты ресурсов на создание и эксплуатацию АКП.

Известен способ-прототип контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором анализ качества навигационных сигналов осуществляется потребителем путем использования избыточной навигационной информации, получаемой в навигационной аппаратуре потребителей (НАП) от различных видимых КА ГНСС [1, с.339]. Так, принимая сигналы более чем от четырех КА ГНСС, находящихся в зоне радиовидимости НАП, выполняют навигационные определения по навигационным сообщениям только четырех КА. Выбирают различные комбинации четырех КА из всех видимых КА, получают несколько наборов координат потребителя. Например, приняв сигналы от пяти КА, можно получить пять наборов координат потребителя. Проводят анализ полученных наборов и подтверждают корректность принятых навигационных сообщений или выявляют КА ГНСС, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений [1, с.339].

В соответствии с последовательностью действий описанного способа, основанного на обработке избыточной навигационной информации, расчет координат потребителя может осуществляться не только по четырем принятым навигационным сообщениям, но с использованием большего количества принятых сообщений. При этом количество навигационных сообщений, используемых для расчета одного набора координат потребителя, должно быть меньше количества принятых сообщений. По существу способ-прототип предусматривает обработку избыточной навигационной информации, при этом осуществляют прием N навигационных сообщений КА ГНСС, находящихся в зоне радиовидимости, выполняют расчет координат, используя K=4,…, N-1 сообщений (т.е. с использованием части принятых навигационных сообщений), получают несколько наборов координат потребителей, выявляют космический аппарат, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений.

Существенным достоинством способа-прототипа является возможность оперативного выявления КА ГНСС, передающего некорректные навигационные сообщения, которые не должны использоваться для навигационных определений. Однако способ-прототип не может применяться при отсутствии избыточного количества видимых КА ГНСС, кроме того, имеет другие недостатки.

Недостатками способа-прототипа являются:

1) невозможность применения способа в случае, если количество КА ГНСС в зоне радиовидимости НАП не превышает четырех КА;

2) влияние ионосферы на распространение радиосигнала навигационного сообщения, принятого НАП, способное привести к его искажению и в результате некорректному результату анализа качества принятых НАП навигационных сообщений или снижению вероятности выявления ошибочных навигационных сообщений;

3) отсутствие возможности внесения признака неисправности в альманах КА ГНСС;

4) при неблагоприятном взаимном пространственном расположении видимых КА, для которого свойственно большое значение коэффициента геометрии рабочего созвездия КА, вероятность обнаружения некорректного навигационного сообщения снижается, так как коэффициент геометрии является мерой уменьшения точности навигационных определений, обусловленных особенностями пространственного расположения КА [1, с.365].

Задачи, на решение которых направлено заявленное изобретение, состоят в обеспечении оперативности и достоверности обнаружения некорректных навигационных сообщений, транслируемых КА ГНСС, и оперативном оповещении потребителей о нарушении целостности навигационного поля ГНСС.

Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в оперативном обнаружении нарушения функционирования некоторого КА ГНСС, передающего некорректный навигационный сигнал, и оперативном внесении признака нарушения функционирования такого КА в навигационные сообщения системы.

Сущность изобретения состоит в том, что для контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы применяют навигационную аппаратуру потребителя, осуществляют прием навигационных сообщений космических аппаратов, находящихся в зоне радиовидимости, выполняют навигационные определения, при этом используют часть принятых навигационных сообщений, получают несколько наборов координат потребителей, выявляют космический аппарат, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений, согласно изобретению навигационную аппаратуру потребителя и аппаратуру формирования и передачи признака неисправности космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы размещают на борту низкоорбитального космического аппарата, в орбитальном полете которого при обнаружении нарушения функционирования космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы формируют и передают признак неисправности, который принимают в бортовых комплексах управления космических аппаратов навигационной системы и вносят признак неисправности в альманах системы.

Существенные признаки, характеризующие изобретение.

1. Размещение аппаратуры контроля навигационного поля в околоземном космическом пространстве путем выведения на орбиту низкоорбитального космического аппарата, на борту которого размещена совокупность аппаратных средств, включающих навигационную аппаратуру потребителя, позволяющих проводить:

- прием навигационных сообщений космических аппаратов, находящихся в зоне радиовидимости, и выявление КА ГНСС с нарушением функционирования бортовой аппаратуры, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений;

- формирование и передачу признака выявленной неисправности функционирования бортовой аппаратуры КА ГНСС.

2. Постоянное нахождение в зоне радиовидимости низкоорбитального аппарата около 12 космических аппаратов ГНСС, что позволяет:

- непрерывно получать избыточную навигационную информацию;

- непрерывно проводить анализ качества навигационных сигналов всех видимых КА ГНСС;

- оперативно выявить некорректный навигационный сигнал и оперативно передать признак неисправности на борт КА ГНСС.

3. Отсутствие в навигационных сигналах, принимаемых для контроля целостности, искажений, вызванных влиянием ионосферы.

4. Выполнение следующей совокупности последовательных действий для контроля целостности навигационного поля:

- непрерывный прием навигационных сообщений КА ГНСС, находящихся в зоне радиовидимости, и выявление КА с нарушением функционирования бортовой аппаратуры, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений;

- формирование и передача признака выявленной неисправности функционирования бортовой аппаратурой низкоорбитального КА для приема на КА ГНСС.

Признаки, отличающие заявленный способ от способа-прототипа. 1. Размещение аппаратуры, предназначенной для контроля целостности навигационного поля в околоземном космическом пространстве и позволяющей:

- непрерывно принимать большее количество навигационных сообщений для анализа целостности навигационного поля по сравнению со способом-прототипом, что обеспечивает возможность непрерывного анализа целостности по избыточной навигационной информации;

- принимать и анализировать навигационные сообщения, на распространение радиосигнала которых ионосфера не оказывала влияние.

2. Наличие на борту аппаратуры формирования и передачи признака неисправности в бортовую аппаратуру КА ГНСС.

Для реализации заявленного способа целесообразно применять низкоорбитальный космический аппарат с высотой орбиты от 600 до 2000 км, на котором следует размещать описанную выше совокупность аппаратных средств, так как, во-первых, на таких высотах в зоне радиовидимости низкоорбитального космического аппарата находится около 12 КА ГНСС, во-вторых, ионосфера оказывает незначительное влияние на радиосигнал навигационного сообщения при распространении его от КА ГНСС до низкоорбитального космического аппарата.

При сравнении со способом-прототипом заявленный способ за счет размещения аппаратуры контроля целостности поля в околоземном космическом пространстве отличается следующими достоинствами:

- возможностью постоянного контроля целостности навигационного поля путем анализа избыточной навигационной информации - навигационных сигналов около 12 навигационных космических аппаратов, находящихся в зоне радиовидимости;

- высокой достоверностью анализа целостности навигационного поля за счет возможности обработки большого количества навигационных сообщений и отсутствием искажений радиосигнала, вызванных влиянием ионосферы;

- высокой оперативностью контроля целостности навигационного поля за счет возможности непрерывного анализа качества принимаемых сигналов и оперативной передачи признака неисправности с борта низкоорбитального космического аппарата в бортовые комплексы управления КА ГНСС;

- возможностью выбора для навигационных определений созвездия КА ГНСС, пространственное расположение которых характеризуется хорошим значением коэффициента геометрии, способствующим малой погрешности расчета координат.

Блок-схема устройства, предназначенного для установки на борту низкоорбитального космического аппарата и осуществления предлагаемого способа, представлена на фиг.1.

Устройство содержит приемную антенну 1 и передающую антенну 2, навигационную аппаратуру потребителя глобальной навигационной спутниковой системы 3, передающее устройство 4, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) 5.

При этом выход антенны 1 соединен с входом навигационной аппаратуры потребителя 3, выход навигационной аппаратуры потребителя 3 соединен со входом БЦВМ 5, вход антенны 2 соединен с выходом передающего устройства 4, вход передающего устройства 4 соединен с выходом БЦВМ 5.

Устройство работает следующим образом.

Антенна 1 принимает навигационные сигналы КА ГНСС, находящихся в зоне радиовидимости, затем сигналы поступают на вход навигационной аппаратуры потребителя 3 и затем на вход БЦВМ 5 с выхода устройства 3. БЦВМ 5 осуществляет обработку избыточной навигационной информации, расчет нескольких наборов координат потребителей, анализ принятых навигационных сообщений и контроль целостности навигационного поля. После обнаружения нарушения функционирования бортовой аппаратуры некоторого КА ГНСС и выявления КА ГНСС, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений, БЦВМ 5 формирует признак неисправности, который поступает на вход передающего устройства 4, а затем с выхода устройства 4 на вход антенны 2. Антенна 2 транслирует сигнал признака неисправности для приема его на КА ГНСС и внесения признака неисправности в альманах ГНСС.

Литература

1. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. / Под ред. А.И.Петрова, В.Н.Харисова. - М.: Радиотехника, 2005.

Способ контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы, в котором применяют навигационную аппаратуру потребителя, осуществляют прием навигационных сообщений космических аппаратов, находящихся в зоне радиовидимости, выполняют навигационные определения, при этом используют часть принятых навигационных сообщений, получают несколько наборов координат потребителей, выявляют космический аппарат, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений, отличающийся тем, что навигационную аппаратуру потребителя и аппаратуру формирования и передачи признака неисправности космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы размещают на борту низкоорбитального космического аппарата, в орбитальном полете которого при обнаружении нарушения функционирования космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы передают признак неисправности, который принимают в бортовых комплексах управления космических аппаратов навигационной системы и вносят признак неисправности в альманах системы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в системах управления космическими аппаратами (КА). .

Изобретение относится к оптико-электронным системам и может быть использовано в углоизмерительных приборах ориентации космических аппаратов. .

Изобретение относится к оптико-электронным системам и может быть использовано в углоизмерительных приборах, предпочтительно в звездных приборах ориентации космических аппаратов.

Изобретение относится к области навигационных измерений. .

Изобретение относится к спутниковым радионавигационным системам позиционирования, в частности, для определения, прогнозирования или корректировки эфемеридных данных.

Изобретение относится к области космического приборостроения и может быть использовано для сбора данных о параметрах движения космических объектов - частиц космического мусора и микрометеороидов.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано в системах получения информации о навигационных параметрах космического аппарата по небесным источникам периодического излучения, например пульсарам.

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы (КА ГНСС)

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и выбора объектов наблюдения с борта орбитального космического аппарата (КА), движущегося по околокруговой орбите

Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата (КА) относится к космической технике. Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального КА включает глобус с нанесенной на него картой звездного неба, два охватывающих глобус кольца, центры которых совмещены с центром глобуса, элемент с круговым контуром, проекция которого на поверхность глобуса образует окружность, ограничивающую сегмент поверхности глобуса с углом полураствора, отсчитываемым от направления из центра глобуса на центр упомянутого сегмента поверхности глобуса, равным углу полураствора видимого с КА диска расположенной в центре околокруговой орбиты КА планеты, и дуговой элемент, соединенный с упомянутым элементом с круговым контуром. Первое кольцо закреплено над точками полюсов глобуса с возможностью вращения кольца вокруг оси вращения глобуса. Второе кольцо закреплено на первом кольце. Плоскость второго кольца составляет с плоскостью экватора глобуса угол, равный углу наклонения орбиты КА. Дополнительно размер дуги дугового элемента, измеренный из центра глобуса, равен 180°-Q, где Q - угол полураствора видимого с орбиты КА диска планеты. Дуговой элемент своей концевой точкой жестко соединен с краем элемента с круговым контуром. Дуговой элемент и элемент с круговым контуром выполнены съемными и снабжены средством их фиксации на глобусе в положениях, в которых свободная концевая точка дугового элемента и центр элемента с круговым контуром расположены на одном диаметре глобуса. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей устройства. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к контролю исправности гироскопических измерителей вектора угловой скорости космического аппарата. Отличием предложенного технического решения является то, что способ формируют пять пороговых сигналов, сигналы норм гирокватернионов, сигналы норм базисов, сигнал нормы астрокватерниона, определяют скорости изменения выходных сигналов каждого из гироскопов и при превышении ими первого порогового сигнала формируют второй сигнал неисправности, определяют сигналы разностей сигналов гирокватернионов базисов и при превышении ими второго порогового сигнала формируют третий сигнал неисправности, после получения хотя бы одного сигнала неисправности определяют сигнал разности между сигналом нормы гирокватерниона рабочего базиса и сигналом нормы астрокватерниона и при превышении ею третьего порогового сигнала формируют четвертый сигнал неисправности, эпизодически на интервале времени в пять минут определяют сигналы разности сигналов гирокватернионов сигналов базисов и сигнала астрокватерниона и при превышении ею четвертого порогового сигнала формируют пятый сигнал неисправности, эпизодически в течение четырех секунд после получения третьего сигнала неисправности размыкают контур управления космическим аппаратом, подают на вход исполнительного устройства тестовый пробный сигнал, измеряют выходные сигналы гироскопов и при превышении ими пятого порогового сигнала формируют шестой сигнал неисправности. Устройство реализации способа дополнительно содержит три схемы «ИЛИ», четырнадцать нелинейных блоков, шесть сумматоров, четыре формирователя сигнала нормы гирокватерниона и формирователь сигнала нормы астрокватерниона, выход астродатчика через формирователь сигнала нормы астрокватерниона соединен с первыми входами пятого, шестого, седьмого и восьмого сумматоров, выход формирователя сигнала нормы астрокватерниона через девятый сумматор подключен ко входу пятого нелинейного блока, выход первого формирователя базиса соединен через последовательно соединенные первый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, пятый сумматор и шестой нелинейный блок с первым входом первой схемы «ИЛИ», выход второго формирователя базиса через последовательно соединенные второй формирователь сигнала нормы гирокватерниона, шестой сумматор и седьмой нелинейный блок соединен со вторым входом первой схемы «ИЛИ», выход третьего формирователя базиса подключен к третьему входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные третий формирователь сигнала нормы гирокватерниона, седьмой сумматор и восьмой нелинейный блок, выход четвертого формирователя базиса подключен к четвертому входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные четвертый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, восьмой сумматор и девятый нелинейный блок, выход третьего формирователя сигнала нормы гирокватерниона через десятый сумматор подключен ко входу десятого нелинейного блока, выход четвертого формирователя сигнала нормы гирокватерниона соединен со вторым входом десятого сумматора, выход первого гироскопа через одиннадцатый нелинейный блок подключен к первому входу второй схемы «ИЛИ» и через последовательно соединенные первое дифференцирующее устройство и двенадцатый нелинейный блок к первому входу третьей схемы «ИЛИ», выход второго гироскопа через тринадцатый нелинейный блок соединен со вторым входом второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные второе дифференцирующее устройство и четырнадцатый нелинейный блок со вторым входом третьей схемы «ИЛИ», выход третьего гироскопа подключен через пятнадцатый нелинейный блок к третьему входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные третье дифференцирующее звено и шестнадцатый нелинейный блок к третьему входу третьей схемы «ИЛИ», выход четвертого гироскопа через семнадцатый нелинейный блок подключен к четвертому входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные четвертое дифференцирующее устройство и восемнадцатый нелинейный блок к четвертому входу третьей схемы «ИЛИ», выходы третьей схемы «ИЛИ», десятого нелинейного блока, пятого нелинейного блока, первой схемы «ИЛИ», второй схемы «ИЛИ» являются соответственно вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами устройства. Технический результат, получаемый от использования изобретения, заключается в повышении надежности и точности способа контроля неисправности гироскопического измерителя и устройства для реализации способа. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области обнаружения воздушных объектов (ВО), а также к областям автоматизированных систем управления и обработки, оптики, спутниковой навигации и вычислительной техники, и может быть использовано для автоматизированного обнаружения и сопровождения ВО. Способ фотонной локации воздушного объекта (ВО), характеризующийся обнаружением ультрафиолетовым приемником (УФП) фотонного излучения ВО, обработкой принятого сигнала в УФП, а затем в вычислителе, и определением координат нахождения этого ВО в пространстве в соответствующий момент системы единого времени (СЕВ), при этом привязку к единой системе координат и к СЕВ осуществляют с помощью локальной контрольно-корректирующей станции (ЛККС), принимающей кроме фотонного излучения ВО с помощью УФП еще от навигационных спутников (НС) действующих глобальных навигационных систем периодические радиопосылки, содержащие коды текущих значений СЕВ на момент излучения радиопосылок соответствующими НС, а также данные для точного расчета координат дислокации ЛККС и входящего в нее УФП, которые обрабатываются группой спутниковых приемников и вычислителем ЛККС, отличающийся тем, что обнаружение фотонного излучения ВО, источниками которого являются области ионизации газов возле носовой части и сопла движущегося ВО, осуществляют с помощью первой и второй групп УФП, размещенных соответственно на первой и второй вертикальных синхронно и синфазно механически вращающихся вокруг своих осей в азимутальной плоскости мачтах, разнесенных друг от друга на базовое расстояние, причем с помощью каждой из групп УФП обнаружение фотонного излучения ВО в каждый данный момент времени осуществляют со всех направлений 90-градусной угломестной плоскости за счет равномерного распределения оптических осей УФП каждой группы на этих 90 градусах при узкой диаграмме направленности УФП в азимутальной плоскости, а за счет вращения мачт на каждом 360-градусном обзоре - последовательно со всех направлений 180-градусной угломестной плоскости, принимаемые каждой группой УФП излучения ВО при их наличии преобразуют в каждом УФП в цифровой код, а затем регистрируют в памяти вычислителя раздельно для каждой мачты упорядоченно для каждого обнаруженного излучения с фиксацией полученных азимутального угла и угла места, причем азимутальный угол по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения, формируемого в результате поворота мачт, а угол места по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения соответствующей совокупностью смежных УФП, одновременно с полученными углами азимута и места по каждому излучению для каждой мачты в памяти вычислителя регистрируют соответствующие данные отсчета СЕВ и рассчитанные по полученным углам значения дальности и высоты, после чего для текущего обзора отождествляют раздельно полученные отсчеты по каждой мачте по их общим признакам углов, дальности и высоты в конкретные координаты конкретных обнаруженных ВО, которые уточняются на очередном и последующих обзорах по признакам уточненных углов, дальности и высоты ВО, а также - по появляющимся дополнительным общим признакам скорости, маневра и направления движения ВО. Техническим результатом заявляемого изобретения является обеспечение пассивной локации ВО, не имеющих на их борту ультрафиолетовых передатчиков, путем приема и обработки слабых фотонных излучений от носовых и хвостовых частей движущихся ВО с помощью разнесенных друг от друга двух синхронно сканирующих пространство групп УФП. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к космической межспутниковой связи, и может быть использовано в космической спутниковой навигационной группировке ГЛОНАСС. Технический результат заключается в увеличении объема и достоверности передаваемой и принимаемой информации. Для этого бортовая аппаратура межспутниковых измерений (БАМИ) состоит из радиопередающего устройства, циркулятора, приемо-передающей антенны, входного усилителя приемника, радиоприемного устройства, модульного контроллера управления, формирователя радиосигнала, блока логики и коммутации, что также позволяет обеспечить автономность функционирования космической спутниковой группировки, повысить точность эфемеридного и частотно-временного обеспечения системы, оперативную доставку информации со всех навигационных космических аппаратов (НКА), передачу командно-программной и прием телеметрической информации, оперативный контроль целостности космической системы, передачу данных на НКА единой космической системы, снижение нагрузки на вычислительные средства наземного комплекса управления. 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных навигационных системах (ИНС) управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого в ходе определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ИНС по измерениям спутниковой навигации, включающей измерения вектора кажущегося ускорения движущегося в инерциальном пространстве объекта, по измерениям акселерометров ИНС и корректирующим поправкам к вектору скорости в различные моменты времени, получаемым по измерениям навигационных космических аппаратов систем "Глонасс" и GPS, определяют ошибки модулей векторов кажущейся скорости, накопленных на нескольких интервалах движения, контролируемых подвижных объектов, отличающихся взаимно неколлинеарными направлениями векторов кажущейся скорости.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных систем управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - повышение точности. Для этого в ходе движения осуществляют определение параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям эталонной ИНС на основе измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта. Эти измерения осуществляют акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы в приборной инерциальной системе координат (ПИСК). При этом обеспечивают повышение точности счисления траектории центра масс отделяемого объекта, повышение точности ориентации осей чувствительности акселерометров ведомой ИНС отделяемого объекта в БИСК и точности прогнозирования траектории отделяемого объекта за счет устранения погрешностей в измерениях акселерометров ведомой ИНС.

Изобретение может использоваться на космических аппаратах (КА) дистанционного зондирования Земли, снимки с которых должны удовлетворять жестким требованиям по координатной привязке, и в качестве средства определения ориентации КА. Телескоп содержит в первом канале главное зеркало, вторичное зеркало, линзовый корректор, регистрирующее устройство, размещенное в фокальной плоскости телескопа, и во втором канале - плоское наклонное эллиптическое зеркало для наблюдения звезд, размещенное в плоскости пересечения первого и второго каналов. Центральная часть обращенной в сторону вторичного зеркала поверхности главного зеркала, на которую попадает свет от Земли, закрыта зеленым отражающим светофильтром. В центральной зоне поперечного сечения второго канала установлена круглая диафрагма, препятствующая попаданию в первый канал той части света от звезд, которая не попадает на плоское наклонное эллиптическое зеркало. Часть обращенной в сторону линзового корректора поверхности регистрирующего устройства закрыта красным пропускающим светофильтром. Технический результат - возможность регистрации достаточного количества звезд одновременно с получением изображения земной поверхности для уменьшения погрешности координатной привязки этого изображения. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх