Способ эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы


 


Владельцы патента RU 2477836:

Стрельников Сергей Васильевич (RU)

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы (КА ГНСС). Технический результат - повышение точности измерений. Для этого на орбиту выводят низкоорбитальный космический аппарат, на котором размещают аппаратуру синхронизации бортовой шкалы времени с системной шкалой времени, аппаратуру определения параметров орбиты по сигналам наземных радиомаяков, навигационную аппаратуру потребителя. При его орбитальном полете синхронизируют бортовую шкалу времени с системной шкалой времени ГНСС, определяют параметры орбиты по сигналам радиомаяков, принимают сигнал навигационного сообщения КА ГНСС, измеряют доплеровское смещение частоты сигнала сообщения. По параметрам орбиты низкоорбитального космического аппарата и измеренным значениям доплеровского смещения частоты сигнала сообщения на борту низкоорбитального космического аппарата определяют орбиту навигационных КА ГНСС и транслируют их для приема на КА ГНСС. 1 ил.

 

Изобретение относится к космической навигации и может использоваться для расчета эфемерид космических аппаратов (КА) глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС).

Уровень техники.

Известен способ эфемеридного обеспечения процесса управления КА ГНСС, при котором параметры орбит и эфемериды каждого КА определяют с помощью разветвленной сети наземных контрольных измерительных станций [1, с.16-17]. Под эфемеридным обеспечением понимают определение и прогноз параметров движения всех КА ГНСС с целью последующей передачи этой информации космическими аппаратами в навигационном сообщении потребителям [1, с.15]. Параметры движения КА ГНСС, передаваемые в навигационном сообщении, называют эфемеридной информацией [1, с.14].

Сеть наземных станций не обеспечивает постоянное взаимодействие КА ГНСС с наземным комплексом управления ГНСС, поэтому обновление (уточнение) эфемеридной информации на борту КА ГНСС выполняют периодически. Так, в ГНСС ГЛОНАСС используется технология эфемеридного обеспечения, при которой обновление эфемеридной информации осуществляют один или два раза в сутки, а продолжительность прогнозируемого интервала полета составляет около двух витков, т.е. около одних суток [1, с.303]. Исходной информацией для расчета эфемеридной информации служат значения текущих навигационных параметров движения КА, измеренные наземными контрольными станциями и переданные в координационно-вычислительный центр управления ГНСС, в котором осуществляют определение орбит и расчет эфемеридной информации. При этом для высокоточных расчетов эфемеридной информации ежесуточно осуществляют 10…12 сеансов измерений по каждому КА ГНСС [1, с.302].

Недостатками описанного способа являются:

- большое количество ежесуточных измерений текущих навигационных параметров, выполняемых наземными контрольными измерительными станциями и необходимых для расчета эфемеридной информации с требуемой точностью (для 24 КА ГНСС требуется проведение около 240 сеансов измерений текущих навигационных параметров);

- появление погрешности эфемерид КА ГНСС, возникающей вследствие отличия прогнозируемого физического состояния космической среды от действительного состояния на интервале прогнозирования движения КА и расчета эфемерид, в связи с тем, что продолжительность интервала прогноза эфемерид составляет около одних суток [1, с.303].

Известен способ эфемеридного обеспечения, позволяющий повысить точность эфемерид, при котором для измерения параметров взаимного движения КА ГНСС, определения (уточнения) параметров их орбит применяется бортовая аппаратура межспутниковых измерений (БАМИ) [1, с.448-458], предназначенная для решения следующих задач: измерения параметров взаимного движения КА ГНСС; передачи эфемерид и частотно-временных поправок в сети КА ГНСС. Измерение параметров взаимного движения осуществляется путем измерения псевдодальностей и псевдоскоростей движения одних КА ГНСС относительно других. Способ позволяет снизить погрешность эфемерид за счет частого уточнения параметров орбит с помощью БАМИ и последующего расчета эфемерид бортовым комплексом управления каждого КА ГНСС.

Способ обеспечивает определение параметров взаимного положения КА орбитальной группировки ГНСС. Однако для высокоточных навигационных определений потребителей навигационной информации ГНСС необходимо определить параметры орбит КА в системе координат, связанной с вращающейся Землей, иначе говоря, выполнить привязку параметров орбитальной группировки ГНСС к системе координат потребителя навигационной информации. Привязка достигается определением орбиты одного или нескольких КА с помощью наземных контрольных измерительных станций. После передачи на борт некоторого КА эфемеридной информации, рассчитанной по измерениям наземных станций, способ позволяет уточнить параметры орбит и эфемериды всех КА орбитальной группировки ГНСС относительно этого КА. Такой КА по существу может рассматриваться как КА-эталон, относительно которого непосредственно осуществляют уточнение орбит КА ГНСС. Для обеспечения непрерывного поддержания высокой точности эфемерид КА ГНСС относительно систем координат, связанных с Землей, необходимо поддерживать высокую точность эфемерид одного или нескольких КА-эталонов, что диктует необходимость проведения измерений текущих навигационных параметров их орбит с помощью наземных контрольных измерительных станций.

Недостатками способа являются:

- затраты энергоресурсов КА ГНСС при проведении межспутниковых измерений;

- необходимость проведения измерений текущих навигационных параметров движения КА ГНСС с помощью разветвленной сети наземных контрольных измерительных станций.

Необходимость измерений наземных станций ведет к затратам ресурсов, во-первых, непосредственно для проведения наземным комплексом измерений текущих навигационных параметров, расчета эфемерид и передачи их на борт КА, во-вторых, для поддержания разветвленной сети измерительных станций наземного комплекса в работоспособном состоянии. Так как измерительные станции являются дорогостоящими техническими системами, затраты ресурсов являются значительными. Кроме того, не все КА орбитальной группировки ГНСС могут быть видимы одновременно одним КА-эталоном. Так, при обзоре с любого КА орбитальной группировки ГНСС часть из них закрыта Землей, поэтому рассчитать эфемериды всех КА орбитальной группировки ГНСС непосредственно относительно одного КА-эталона невозможно. Это вызывает:

- или необходимость уточнения эфемерид тех КА ГНСС, которые невидимы КА-эталоном, путем межспутниковых измерений относительно других КА, эфемериды которых рассчитаны непосредственно относительно КА-эталона, что приводит к накоплению погрешности расчета эфемерид при межспутниковых измерениях;

- или необходимость использования нескольких КА-эталонов, что приводит к увеличению затрат ресурсов наземного комплекса управления ГНСС для расчета эфемерид нескольких КА-эталонов.

Известен способ-прототип эфемеридного обеспечения процесса управления КА ГНСС, в котором осуществляют синхронизацию бортовой шкалы времени каждого КА с системной шкалой времени, измеряют псевдодальности и псевдоскорости движения КА с помощью бортовой аппаратуры межспутниковых измерений, при котором на орбиту с прямым или обратным наклонением выводят низкоорбитальный космический аппарат, на котором размещают аппаратуру синхронизации бортовой шкалы времени с системной шкалой времени ГНСС, аппаратуру измерения текущих навигационных параметров движения по сигналам эфирного телевидения наземных стационарных телевизионных радиостанций и определения по ним параметров орбиты низкоорбитального космического аппарата, бортовую аппаратуру межспутниковых измерений, при орбитальном полете синхронизируют бортовую шкалу времени низкоорбитального космического аппарата с системной шкалой времени ГНСС, определяют параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата по сигналам телевизионных радиостанций, проводят межспутниковые измерения параметров движения космических аппаратов навигационной системы относительно низкоорбитального космического аппарата, на борту низкоорбитального космического аппарата формируют навигационное сообщение, содержащее параметры его орбиты, измеренные по телевизионным сигналам, которое транслируют и принимают на борту космических аппаратов навигационной системы, в бортовых комплексах управления КА ГНСС определяют параметры их орбит и эфемериды по межспутниковым измерениям и параметрам орбиты низкоорбитального космического аппарата.

В способе-прототипе определение орбиты низкоорбитального КА осуществляют по измерениям параметров сигнала некоторых наземных радиостанций, которые названы в дальнейшем наземными радиомаяками.

Недостатком способа-прототипа является необходимость проведения межспутниковых измерений между КА ГНСС и низкоорбитальным КА для определения параметров орбит КА ГНСС. Это приводит, во-первых, к необходимости установки на низкоорбитальный КА бортовой аппаратуры межспутниковых измерений, во-вторых, к затратам энергоресурсов КА ГНСС на проведение межспутниковых измерений.

Раскрытие изобретение.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, состоит в обеспечении высокой точности эфемерид КА ГНСС за счет частого уточнения параметров орбит КА ГНСС без проведения межспутниковых измерений и измерений текущих навигационных параметров КА ГНСС наземными измерительными станциями.

Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в непрерывном поддержании высокой точности эфемерид космических аппаратов навигационной системы за счет непрерывного уточнения параметров их орбит по измеренным значениям параметров сигнала навигационного сообщения.

Сущность изобретения состоит в том, что для эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы осуществляют синхронизацию бортовой шкалы времени каждого космического аппарата с системной шкалой времени, в бортовых комплексах управления космических аппаратов навигационной системы рассчитывают эфемериды по параметрам их орбиты, на орбиту с прямым или обратным наклонением выводят низкоорбитальный космический аппарат, на котором размещают аппаратуру синхронизации бортовой шкалы времени с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, аппаратуру измерения текущих навигационных параметров движения по сигналам наземных радиомаяков и определения по ним параметров орбиты низкоорбитального космического аппарата, при его орбитальном полете синхронизируют бортовую шкалу времени низкоорбитального космического аппарата с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, определяют параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата по сигналам наземных радиомаяков, согласно изобретению, на низкоорбитальном космическом аппарате устанавливают навигационную аппаратуру потребителя, с помощью которой принимают навигационное сообщение космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы, измеряют доплеровское смещение частоты сигнала навигационного сообщения, на борту низкоорбитального космического аппарата рассчитывают параметры орбиты навигационного космического аппарата по измеренным значениям доплеровского смещения частоты и параметрам орбиты низкоорбитального космического аппарата, транслируют рассчитанные параметры орбиты и принимают их на борту космического аппарата навигационной системы.

Доплеровское смещение частоты сигнала навигационного сообщения, измеренное на борту низкоорбитального КА, является по существу текущим навигационным параметром, используемым при расчете параметров орбиты КА ГНСС.

Существенные признаки, характеризующие изобретение

1. Измерение текущих навигационных параметров движения КА ГНСС на низкоорбитальном космическом аппарате по принимаемому сигналу навигационного сообщения КА ГНСС.

2. Выполнение следующей совокупности последовательных действий для расчета эфемерид КА ГНСС:

- синхронизация бортовой шкалы времени низкоорбитального КА с системной шкалой времени ГНСС путем применения штатных наземных станций, используемых для синхронизации бортовых шкал времени КА ГНСС с системной шкалой времени;

- определение параметров орбиты низкоорбитального КА по текущим навигационным параметрам, измеренным по сигналам наземных радиомаяков;

- прием сигнала навигационного сообщения КА ГНСС и измерение доплеровского смещения частоты сигнала сообщения бортовой аппаратурой низкоорбитального космического аппарата;

- определение параметров орбиты КА ГНСС на борту низкоорбитального КА по измерениям доплеровского смещения частоты сигнала навигационного сообщения и параметрам орбиты низкоорбитального КА;

- трансляция рассчитанных параметров орбиты КА ГНСС с борта низкоорбитального космического аппарата и прием их на борту КА ГНСС;

- расчет эфемерид навигационных КА бортовыми комплексами управления по параметрам орбиты, рассчитанным на низкоорбитальном КА.

Признаки, отличающие заявленный способ от способа-прототипа:

1) измерение текущих навигационных параметров движения КА ГНСС на низкоорбитальном космическом аппарате по принимаемому сигналу навигационного сообщения без проведения межспутниковых измерений;

2) определение параметров орбиты КА ГНСС на борту низкоорбитального космического аппарата.

Навигационные сообщения КА ГНСС излучают постоянно. Заявленный способ позволяет уточнять на борту низкоорбитального КА параметры орбиты навигационного КА после приема каждого переданного им навигационного сообщения. Можно утверждать, что заявленный способ позволяет уточнять параметры орбит КА ГНСС, находящихся в зоне радиовидимости низкоорбитального КА, непрерывно. За счет непрерывности уточнения параметров орбит КА ГНСС заявленный способ позволяет поддерживать высокую точность эфемерид непрерывно.

Для осуществления приема и обработки навигационных сообщений КА ГНСС, необходимых для реализации заявленного способа, затраты энергоресурсов низкоорбитального КА невелики.

Способ-прототип обеспечивает возможность уточнения эфемерид после проведения межспутниковых измерений между низкоорбитальным КА и КА ГНСС. Так как бортовые энергоресурсы ограничены, межспутниковые измерения и уточнение эфемерид в соответствии со способом-прототипом могут проводиться периодически. Заявленный способ обеспечивает возможность непрерывного уточнения параметров орбиты КА ГНСС, что позволяет повысить точность эфемерид по сравнению со способом-прототипом.

Достоинствами заявленного изобретения являются:

- повышение точности эфемерид КА ГНСС, находящихся в зоне радиовидимости низкоорбитального КА, за счет непрерывного измерения текущих навигационных параметров их движения и определения орбит по излучаемым навигационным сигналам;

- возможность непрерывного поддержания высокой точности эфемерид КА ГНСС за счет непрерывного проведения измерений текущих навигационных параметров КА ГНСС по сигналу навигационного сообщения;

- отсутствие необходимости затрат энергоресурсов КА ГНСС для обеспечения непрерывного поддержания высокой точности эфемерид КА ГНСС.

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

Устройство содержит антенну 1, направленную к центру Земли, приемопередающее устройство 2, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) 3, аппаратуру синхронизации бортовой шкалы времени с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы 4, аппаратуру 5 для измерения текущих навигационных параметров движения по сигналам радиомаяков и определения по ним параметров орбиты низкоорбитального космического аппарата, навигационную аппаратуру потребителя 6, приемную антенну 7 и передающую антенну 8, обе направленные в космическое пространство противоположно центру Земли.

При этом первый вход приемопередающего устройства 2 соединен с выходом антенны 1, а второй вход соединен с первым выходом БЦВМ 3, первый выход устройства 2 соединен со входом антенны 8, второй выход приемо-передающего устройства 2 соединен с первым входом БЦВМ 3, второй вход БЦВМ 3 соединен с выходом аппаратуры 4, третий вход БЦВМ 3 соединен с выходом аппаратуры 5, четвертый вход БЦВМ 3 соединен с выходом аппаратуры 6, второй выход БЦВМ 3 соединен со входом аппаратуры 4, третий выход БЦВМ 3 соединен со входом аппаратуры 5, четвертый выход БЦВМ 3 соединен со первым входом аппаратуры 6, второй вход аппаратуры 6 соединен с выходом антенны 7.

Устройство работает следующим образом.

Аппаратура 4 осуществляет синхронизацию бортовой шкалы времени с системной шкалой времени. При этом сигналы, соответствующие значениям времени бортовой шкалы, необходимые для расчета поправок бортовой шкалы к системной шкале времени, поступают с выхода аппаратуры 4 на второй вход БЦВМ 3, формирующей радиосигнал, который затем поступает с первого выхода БЦВМ 3 на второй вход приемопередающего устройства 2, затем с первого выхода устройства 2 на вход антенны 1, которая транслирует радиосигнал в направлении наземной контрольной станции, осуществляющей синхронизацию. Антенна 1 принимает сигналы значений поправок бортовой шкалы к системной шкале времени, рассчитанных и переданных наземной контрольной станцией, которые поступают с выхода антенны 1 на первый вход приемопередающего устройства 2, потом со второго выхода устройства 2 на первый вход БЦВМ 3, и затем со второго выхода БЦВМ 3 на вход аппаратуры 4.

Аппаратура 5 определяет параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата по сигналам радиомаяков. При этом антенна 1 принимает сигналы радиомаяков, которые с выхода антенны 1 поступают на первый вход приемопередающего устройства 2, затем со второго выхода устройства 2 на первый вход БЦВМ 3, затем с третьего выхода БЦВМ 3 на вход аппаратуры 5, которая измеряет значения текущих навигационных параметров по сигналам и радиомаяков определяет параметры орбиты.

Навигационная аппаратура потребителя 6 принимает сигналы навигационных сообщений КА ГНСС, поступающие с выхода антенны 7, которые затем поступают на четвертый вход БЦВМ 3. При этом сигналы бортовой шкалы времени, необходимые для измерения доплеровского смещения частоты сигнала навигационного сообщения, поступают с выхода аппаратуры 4 на второй вход БЦВМ 3, которая осуществляет измерения доплеровского смещения частоты сигнала навигационного сообщения.

БЦВМ 3 рассчитывает параметра орбиты навигационного космического аппарата по измеренным значениям доплеровского смещения частоты и параметрам орбиты низкоорбитального космического аппарата, формирует сообщение с параметрами орбиты КА ГНСС. БЦВМ 3 формирует сигнал сообщения, содержащего параметры орбиты КА ГНСС, который поступает с первого выхода БЦВМ 3 на второй вход приемопередающего устройства 2, и затем с первого выхода устройства 2 на вход антенны 8. Антенна 8 транслирует сигнал навигационного сообщения для приема его на космическом аппарате КА ГНСС, параметры орбиты которого рассчитаны.

БЦВМ 3 управляет функционированием и взаимодействием всех подсистем устройства. Определение параметров орбиты КА ГНСС по измеренным значениям доплеровского смещения частоты или соответствующим им значениям радиальной скорости осуществляется методами, изложенными в работе [2, с.145-185].

Литература

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

2. Патент №2390730 РФ, МПК3 G01C 21/24. Способ эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы. / Стрельников С.В., заявлено 06.04.2009, опубл. 27.05.2010.

3. Иванов Н.М., Лысенко Л.Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. - М.: Дрофа, 2004.

Способ эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы состоит в том, что для эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы осуществляют синхронизацию бортовой шкалы времени каждого космического аппарата с системной шкалой времени, в бортовых комплексах управления космических аппаратов навигационной системы рассчитывают эфемериды по параметрам их орбиты, на орбиту с прямым или обратным наклонением выводят низкоорбитальный космический аппарат, на котором размещают аппаратуру синхронизации бортовой шкалы времени с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, аппаратуру измерения текущих навигационных параметров движения по сигналам наземных радиомаяков и определения по ним параметров орбиты низкоорбитального космического аппарата, при его орбитальном полете синхронизируют бортовую шкалу времени низкоорбитального космического аппарата с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, определяют параметры орбиты низкоорбитального космического аппарата по сигналам наземных радиомаяков, отличающийся тем, что на низкоорбитальном космическом аппарате устанавливают навигационную аппаратуру потребителя, с помощью которой принимают навигационное сообщение космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы, измеряют доплеровское смещение частоты сигнала навигационного сообщения, на борту низкоорбитального космического аппарата по измеренным значениям доплеровского смещения частоты и параметрам орбиты низкоорбитального космического аппарата, транслируют рассчитанные параметры орбиты и принимают их на борту космического аппарата навигационной системы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС).

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 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.

Изобретение относится к приборам навигации космических аппаратов по Солнцу или иным светящимся ориентирам. Целью изобретения является расширение поля зрения и повышение надежности устройства, измеряющего две угловые координаты светящегося ориентира. Указанная цель достигается за счет расположения определенным образом в пространстве элементарных фоточувствительных элементов, образующих многоэлементный фотоприемник, и извлечения из величин их сигналов, порядковых номеров, величины углового шага и угла наклона осей диаграмм направленности информации о двух угловых координатах светящегося ориентира. Устройство многоэлементного приемника, обуславливаемое методом определения угловых координат, позволяет реализовать датчик угловых координат в виде полупроводниковой интегральной микросхемы, добавив к нему аналого-цифровой преобразователь, вычислительное устройство, устройство управления и устройство информационного обмена. 4 н.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх