Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата



Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата
Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата
Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2482451:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

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. Сущность изобретения: планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального КА включает гибкую ленту с картой земной поверхности, установленную над ней полупрозрачную пластину с изображением половины витка орбиты КА между восходящим и нисходящим узлами орбиты и устройство обеспечения перемещения ленты вдоль пластины с двумя разнесенными и скрепленными параллельно между собой валами. Лента натянута на валы с возможностью ее перемещения вдоль линии экватора. Карта земной поверхности выполнена разделенной по линии экватора на две части. На ленте последовательно размещены часть карты с изображением северного полушария и часть карты с изображением южного полушария. Линия экватора части карты с изображением северного полушария является продолжением линии экватора части карты с изображением южного полушария. В устройство обеспечения перемещения ленты вдоль пластины введены технологические валы, размещенные параллельно между первым и вторым валами. При этом лента натянута на вышеупомянутые валы и вновь введенные технологические валы. Размер ленты и пластины вдоль направления, перпендикулярного экватору, равен длине линии широт части карты, отображающей одно из полушарий. Технический результат: уменьшение размеров планшета. 3 ил.

 

Предлагаемое техническое решение 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.

Известны карты земной поверхности (Вотяков А.А. Теоретическая география-3. Карты плоской земли. - М.: София, 2002) и карты звездного неба (Карта звездного неба с зодиакальными созвездиями. - М.: ДИ ЭМ БИ, 2004), которые можно использовать для определения и выбора геофизических и астрономических объектов для наблюдений, выполняемых с КА. Недостатком карт является то, что на них отсутствует графическая информация об орбите КА.

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является планшет для выбора наземного объекта наблюдения с орбитального космического аппарата (патент РФ №2324898 от 26.01.2006. МПК G01C 21/24, B64G 1/22 - прототип), содержащий гибкую ленту с картой земной поверхности, установленную над ней полупрозрачную пластину с изображением двух половин витка орбиты космического аппарата, выполненных с совмещением восходящего узла орбиты, начинающего первую половину витка орбиты, и нисходящего узла орбиты, начинающего вторую половину витка орбиты, и устройство обеспечения перемещения ленты с картой вдоль пластины с изображением витка орбиты из двух разнесенных и скрепленных параллельно между собой валов, при этом карта нанесена на ленту с совмещением точек начала и конца экватора карты, а лента выполнена замкнутой кольцом и натянутой на валы с возможностью ее кругового перемещения вдоль линии экватора карт, причем расстояние между осями валов и размер пластины с изображением витка орбиты вдоль направления экватора выполнены равными значению (L-d)/2, где L - длина экватора карты; d - абсолютное значение межвиткового расстояния, измеренное в линейных единицах по экватору карты, а радиус валов выполнен равным значению d/(2π).

При пользовании планшетом перемещают ленту с картой вдоль пластины, поочередно совмещают точку восходящего и нисходящего узла орбиты с точками экватора карты, соответствующими значениям долготы восходящего и нисходящего узлов рассматриваемого витка. Нанесенные на пластину линии орбиты показывают на карте трассу рассматриваемого витка, что позволяет определить и выбрать объекты земной поверхности для наблюдения с КА.

Планшет, принятый за прототип, имеет недостаток - размер планшета достаточно велик и может создавать трудности при его оперативном использовании (например, на борту пилотируемого КА).

Задачей, стоящей перед предлагаемым устройством, является улучшение эргономических характеристик планшета для выбора наземных объектов наблюдения с орбитального КА за счет уменьшения размеров планшета.

Технический результат достигается тем, что в планшете для выбора наземных объектов наблюдения с орбитального космического аппарата, включающем гибкую ленту с картой земной поверхности, установленную над ней полупрозрачную пластину с изображением половины витка орбиты космического аппарата между восходящим и нисходящим узлами орбиты и устройство обеспечения перемещения ленты вдоль пластины с двумя разнесенными и скрепленными параллельно между собой валами, при этом лента натянута на валы с возможностью ее перемещения вдоль линии экватора, дополнительно карта земной поверхности выполнена разделенной по линии экватора на две части, и на ленте последовательно размещены часть карты с изображением северного полушария и часть карты с изображением южного полушария, при этом линия экватора части карты с изображением северного полушария продолжает линию экватора части карты с изображением южного полушария, причем в устройство обеспечения перемещения ленты вдоль пластины введены технологические валы, размещенные параллельно между первым и вторым валами, при этом лента натянута на вышеупомянутые валы и вновь введенные технологические валы, а размер ленты и пластины вдоль направления, перпендикулярного экватору, равен длине линии широт части карты, отображающей одно из полушарий.

На фиг.1 приведена иллюстрация схемы размещения на ленте частей карты, отображающих северное и южное полушария. На фиг.2, 3 представлены возможные схемы реализации предлагаемого планшета.

На фиг.1, 2, 3 обозначено:

1 - лента;

2 - часть карты с изображением северного полушария;

3 - часть карты с изображением южного полушария;

4 - линия экватора части карты с изображением северного полушария;

5 - линия экватора части карты с изображением южного полушария;

6 - начальная точка линии экватора части карты с изображением северного полушария;

7 - конечная точка линии экватора части карты с изображением северного полушария;

8 - начальная точка линии экватора части карты с изображением южного полушария;

9 - конечная точка линии экватора части карты с изображением южного полушария;

10 - полупрозрачная пластина;

11 - линия орбиты;

12 - точка восходящего узла орбиты;

13 - точка нисходящего узла орбиты;

14 - первый и второй валы;

15 - технологические валы;

16 - элемент конструкции, соединяющий оси валов;

17 - элемент конструкции, фиксирующий положение пластины над валами.

Карта земной поверхности выполнена разделенной по линии экватора на две части: на одной части карты изображено северное полушарие земной поверхности, на другой части карты изображено южное полушарие земной поверхности. На гибкой ленте 1 последовательно размещены часть карты с изображением северного полушария 2 и часть карты с изображением южного полушария 3.

На фиг.1 представлен пример возможного размещения на ленте 1 двух частей карты с изображениями южного и северного полушарий, 2 и 3. В представленном примере на каждой части карты 2 и 3 размещено изображение соответствующего полушария с длиной непрерывного изображения полушария вдоль линии долгот, выраженной в градусах, равной 360°÷180°=540°. В этом случае карта с изображением каждого полушария содержит изображение одного полного полушария (например, изображение в интервале долгот «0°÷360°») и изображение половины полушария (например, в интервале долгот «0°÷180°» или в интервале долгот «-180°÷360°»-которые продолжают одно другое. А именно, изображение в интервале долгот «0°÷360°» продолжается изображением в интервале долгот «0°÷180°», образуя суммарно непрерывное изображение в интервале долгот «0°÷540°». Изображение в интервале долгот «-180°÷0°» продолжается изображением в интервале долгот «0°÷360°», образуя суммарно непрерывное изображение в интервале долгот «-180°÷360°». В качестве примера на фиг.1 представлен случай, когда часть карты с изображением северного полушария 2 содержит изображение северного полушария в интервале долгот «0°÷540°», а часть карты с изображением южного полушария 3 содержит изображение южного полушария в интервале долгот «-180°÷360°».

Линия экватора части карты с изображением северного полушария 4 и линия экватора части карты с изображением южного полушария 5 продолжают одна другую (лежат на одной линии, являющейся линией размещения экваторов двух частей карты). При этом, например, конечная точка линии экватора части карты с изображением северного полушария 7 совмещена с конечной точкой линии экватора части карты с изображением южного полушария 9.

Над лентой 1 установлена полупрозрачная пластина 10.

На пластине 10 размещена линия орбиты 11 между соседними восходящим узлом орбиты 12 и нисходящим узлом орбиты 13.

Планшет содержит устройство обеспечения перемещения ленты 1 вдоль пластины 10, которое содержит установленные параллельно первый и второй валы 14 и технологические валы 15, установленные параллельно между первым и вторым валами 14. Лента 1 натянута на валы 14, 15 с возможностью ее перемещения вдоль линий экваторов карт 4, 5.

Размер пластины 10 вдоль линий экваторов карт 4, 5 равен длине проекции линии орбиты 11 на экватор и вычисляется по формуле

где L - длина линии экватора в интервале долгот «0°÷360°», измеренная в линейных единицах; d - абсолютное значение межвиткового расстояния, измеренное в линейных единицах вдоль линии экватора.

Размер ленты 1 и пластины 10 вдоль направления, перпендикулярного экватору, равен длине S линии широт части карты, отображающей одно полушарие.

Устройство обеспечения перемещения ленты 1 вдоль пластины 10 может содержать элемент конструкции, соединяющий оси валов, 16 и элемент конструкции, фиксирующий положение пластины над валами, 17.

Элемент конструкции, соединяющий оси валов, 16, обеспечивает соединение осей валов 14, 15 между собой и фиксирует относительное расстояние между осями валов 14, 15.

Элемент конструкции, фиксирующий положение пластины над валами, 17, обеспечивает фиксацию положения пластины 10 над валами 14.

На фиг.2 представлена реализация устройства обеспечения перемещения ленты 1 вдоль пластины 10, в которой на валы 14, 15 натянута лента 1, выполненная замкнутой. На фиг.3 представлена реализация устройства обеспечения перемещения ленты 1 вдоль пластины 10, в которой на валы 14, 15 натянута лента 1, концы которой закреплены на технологических валах 15.

Работа с планшетом осуществляется следующим образом.

Полагаем, что витки орбиты отсчитываются (начинаются) от восходящих узлов орбиты.

Вращением валов 14, 15 перемещают ленту 1 относительно пластины 10 до совмещения точки линии экватора части карты с изображением северного полушария 4, долгота которой равна значению долготы восходящего узла рассматриваемого витка орбиты, с точкой восходящего узла орбиты 12. Линия орбиты 11 покажет на части карты с изображением северного полушария 2 трассу первой половины рассматриваемого витка орбиты (сплошная линия 11 на фиг.1).

Вращением валов 14, 15 перемещают ленту 1 относительно пластины 10 до совмещения точки линии экватора части карты с изображением южного полушария 5, долгота которой равна значению долготы восходящего узла витка, следующего за рассматриваемым витком орбиты КА, с точкой восходящего узла орбиты 12. Линия орбиты 11 покажет на части карты с изображением южного полушария 3 трассу второй половины рассматриваемого витка орбиты (пунктирная линия 11 на фиг.1).

Таким образом, линия орбиты 11 покажет на двух частях карты с изображениями северного и южного полушарий 2 и 3 обе части трассы рассматриваемого витка орбиты КА.

В рассмотренном примере изображений полушарий интервалы долгот изображений полушарий выбраны таким образом, чтобы при обоих вышеописанных построениях трасс половин витков орбиты пользователь мог непосредственно использовать значения долгот восходящих узлов витков орбиты, задаваемые в интервале «0°÷360°».

В общем случае, изображения северного и южного полушарий могут быть выполнены в любых интервалах долгот, охватывающих полное полушарие, т.е. расстояние между крайними точками интервала долгот равно или более 360°. Например, минимальное изображение каждого полушария может быть выполнено в одном из двух интервалов долгот: «0°÷360°» или «-180°÷180°», соответствующих двум общепринятым шкалам отсчета долгот. Представленные в примере на фиг.1 изображения полушарий, каждое из которых содержит изображение одного с половиной полного полушария, может рассматриваться как максимальное имеющее смысл изображение полушарий: использование более больших изображений полушарий не придает никаких новых возможностей планшету, при этом усложняя планшет за счет удлинения ленты.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Размер планшета в направлении, перпендикулярном экватору, характеризуется размером в данном направлении ленты и пластины с изображением орбиты. В планшете-прототипе этот размер определяется длиной линии широт карты земной поверхности, равной значению 2*S. В предлагаемом планшете размер ленты 1 и пластины 10 в направлении, перпендикулярном экватору, равен значению S, т.е. в два раза меньше, чем в планшете-прототипе. Таким образом, предлагаемое устройство улучшает эргономические характеристики планшета для выбора наземных объектов наблюдения с орбитального КА за счет уменьшения размера планшета по отношению к планшету-прототипу в два раза.

Технический результат достигается за счет предложенного раздельного размещения изображений северного и южного полушарий на гибкой ленте 1, а также за счет введения в устройство обеспечения перемещения ленты 1 вдоль пластины 10 технологических валов 15, на которые натянута лента 1, и предложенных размеров ленты 1 и пластины 10.

Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата, включающий гибкую ленту с картой земной поверхности, установленную над ней полупрозрачную пластину с изображением половины витка орбиты космического аппарата между восходящим и нисходящим узлами орбиты и устройство обеспечения перемещения ленты вдоль пластины с двумя разнесенными и скрепленными параллельно между собой валами, при этом лента натянута на валы с возможностью ее перемещения вдоль линии экватора, отличающийся тем, что карта земной поверхности выполнена разделенной по линии экватора на две части и на ленте последовательно размещены часть карты с изображением северного полушария и часть карты с изображением южного полушария, при этом линия экватора части карты с изображением северного полушария является продолжением линии экватора части карты с изображением южного полушария, причем в устройство обеспечения перемещения ленты вдоль пластины введены технологические валы, размещенные параллельно между первым и вторым валами, при этом лента натянута на вышеупомянутые валы и вновь введенные технологические валы, а размер ленты и пластины вдоль направления, перпендикулярного экватору, равен длине линии широт части карты, отображающей одно из полушарий.



 

Похожие патенты:

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

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.

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.

Изобретения относятся к вычислительной технике и могут быть использованы для обнаружения неисправностей спутников и корректировки таких неисправностей. Техническим результатом является возможность определения типа неисправности. Способ реализован при помощи устройства гибридизации, содержащего банк фильтров Калмана, каждый из которых формирует гибридное навигационное решение на основе инерциальных измерений, рассчитанных виртуальной платформой, и необработанных измерений сигналов, переданных группой спутников и полученных от системы спутникового позиционирования (GNSS), и включает этапы, на которых определяют для каждого из спутников, по меньшей мере, одно отношение правдоподобия между гипотезой наличия у данного спутника неисправности определенного типа и гипотезой отсутствия у спутника неисправности, констатируют наличие у спутника неисправности определенного типа на основе отношения правдоподобия, соответствующего неисправности определенного типа, и порогового значения, оценивают влияние констатированной неисправности на каждое из гибридных навигационных решений, и корректируют гибридные навигационные решения в соответствии с оценкой влияния констатированной неисправности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх