Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата



Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата
Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2495378:

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

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.

 

Предлагаемое техническое решение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и выбора астрономических объектов для наблюдения с орбитального космического аппарата (КА), движущегося по околокруговой орбите. Данное техническое решение может быть также использовано как наглядное пособие и учебный прибор по навигации, небесной механике, механике космического полета.

Известен глобус [1], стр.93-97, который можно использовать для определения и выбора объектов наблюдений, выполняемых с КА. Недостатком данного устройства является отсутствие элементов, позволяющих отобразить информацию об орбите и трассе КА.

Известно устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального КА [2], включающее звездный глобус, два кольца, охватывающих глобус и два кольцевых элемента, при этом первое кольцо закреплено на полюсах глобуса с возможностью поворота первого кольца вокруг оси вращения глобуса, а второе кольцо установлено на первом кольце с возможностью поворота второго кольца до положения, в котором плоскость второго кольца составляет с плоскостью экватора угол, равный наклонению орбиты КА, и кольцевые элементы закреплены над глобусом с его противоположных сторон посредством одной или нескольких дуг, соединяющих указанные элементы со вторым кольцом. Устройство позволяет определять объекты небесной сферы, доступные наблюдению с КА в течение всего витка орбиты КА.

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального КА [3], включающее глобус с нанесенной на него картой звездного неба, два охватывающих глобус кольца, центры которых совмещены с центром глобуса, элемент в виде половины кольца, закрепленный на втором кольце с возможностью перемещения элемента в виде половины кольца вдоль второго кольца, и 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 планеты, вокруг которой обращается движущийся по околокруговой орбите КА, при этом элемент с круговым контуром закреплен своей точкой, проекций которой на поверхность глобуса совпадает с центром упомянутого сегмента поверхности глобуса, в концевой точке элемента в виде половины кольца, причем первое кольцо закреплено над точками полюсов глобуса с возможностью вращения кольца вокруг оси вращения глобуса, а второе кольцо закреплено на первом кольце в точках пересечения первого кольца с плоскостью экватора глобуса с возможностью поворота второго кольца до положения, в котором плоскость второго кольца составляет с плоскостью экватора глобуса угол, равный углу наклонения орбиты КА.

Работа с устройством осуществляется следующим образом.

Второе кольцо поворачивают относительно первого кольца в положение, при котором второе кольцо составляет с плоскостью экватора глобуса угол, равный углу наклонения орбиты. Далее поворотом глобуса вокруг его оси вращения устанавливают глобус в положение, при котором точка пересечения колец и расположена над точкой экватора с долготой, равной значению долготы восходящего узла рассматриваемого витка орбиты КА. Линия проекции второго кольца на поверхность глобуса покажет линию следов радиус-векторов КА на глобусе в течение рассматриваемого витка орбиты. Путем перемещения элемента в виде половины кольца вдоль второго кольца совмещают крайнюю точку элемента в виде половины кольца с точками второго кольца, соответствующими различным положениям КА вдоль рассматриваемого витка орбиты. Другая крайняя точка элемента в виде половины кольца расположится над точкой следа на небесной сфере направления от КА на центр планеты. Элемент с круговым контуром, центр которого закреплен в крайней точке элемента в виде половины кольца, покроет на поверхности глобуса область, которая в текущий момент времени недоступна наблюдению с КА. Астрономические объекты, расположенные на остальной части поверхности глобуса, будут доступны в текущий момент времени наблюдению с КА.

Для определения зон витка, в течение которых рассматриваемый астрономический объект доступен или недоступен наблюдению с КА, необходимо выполнять множественные перемещения элемента в виде половины кольца с закрепленным на нем элементом с круговым контуром вдоль второго кольца и путем пробных построений определять положения КА, когда рассматриваемый астрономический объект покрывается или не покрывается элементом с круговым контуром, что соответствует фактам, соответственно, недоступности и доступности рассматриваемого конкретного астрономического объекта наблюдению на данном витке орбиты КА. При этом выполнение всех указанных манипуляций с устройством хоть и позволяет определить доступность и недоступность рассматриваемого астрономического объекта наблюдению из каждого положения КА, но не позволяет наглядно отобразить суммарные зоны видимости и невидимости данного астрономического объекта на данном витке орбиты КА.

Устройство-прототип имеет существенный недостаток - для определения всех моментов времени, в которые рассматриваемый астрономический объект доступен и недоступен наблюдению, необходимо выполнять множественные манипуляции с устройством, причем в устройстве отсутствует возможность наглядного отображения суммарных зон видимости и невидимости каждого конкретного астрономического объекта.

Задачей, стоящей перед предлагаемым устройством, является расширение функциональных возможностей устройства за счет обеспечения наглядного отображения на моделируемом витке орбиты КА суммарных зон витка, на которых доступен и недоступен наблюдению с КА любой конкретно заданный астрономический объект.

Технический результат достигается тем, что в устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата, включающее 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 космического аппарата диска расположенной в центре околокруговой орбиты космического аппарата планеты, и дуговой элемент, соединенный с упомянутым элементом с круговым контуром, при этом первое кольцо закреплено над точками полюсов глобуса с возможностью вращения кольца вокруг оси вращения глобуса, а второе кольцо закреплено на первом кольце, причем плоскость второго кольца составляет с плоскостью экватора глобуса угол, равный углу наклонения орбиты космического аппарата, отличающееся тем, что дополнительно размер дуги дугового элемента, измеренный из центра глобуса, равен 180°-Q, где Q - угол полураствора видимого с орбиты космического аппарата диска планеты, при этом дуговой элемент своей концевой точкой жестко соединен с краем элемента с круговым контуром, причем дуговой элемент и жестко соединенный с ним элемент с круговым контуром выполнены съемными и снабжены средством фиксации дугового элемента и элемента с круговым контуром на глобусе в задаваемых положениях, в каждом их которых свободная концевая точка дугового элемента и центр элемента с круговым контуром расположены на одном диаметре глобуса.

Кроме этого, в устройстве для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата средство фиксации дугового элемента и элемента с круговым контуром на глобусе может быть выполнено в виде прижимного устройства, размещенного в свободной концевой точке дугового элемента и содержащего подвижный штифт-фиксатор, установленный с возможностью его перемещения к центру глобуса.

Суть предлагаемого устройства поясняется на фиг.1, 2. На фиг.1 приведен вид предлагаемого устройства. На фиг.2 приведена схема, поясняющая выбор значения угла полураствора сферического сегмента глобуса, ограниченного проекцией контура элемента с круговым контуром.

На фиг.1 введены обозначения:

1 - глобус с нанесенной на него картой звездного неба;

2, 3 - первое и второе кольца, соответственно;

4 - дуговой элемент;

5 - элемент с круговым контуром;

6 - прижимное устройство;

7 - линия экватора глобуса;

8 - линия меридиана, проходящая через точку восходящего узла орбиты КА;

9 - линия проекции второго кольца 3 на глобус;

10 - линия проекции контура элемента с круговым контуром 5 на глобус;

11 - сферический сегмент глобуса, ограниченный проекцией контура элемента с круговым контуром 5;

12 - элемент подставки глобуса, являющийся продолжением оси вращения глобуса;

13 - технологический разрыв в элементе с круговым контуром 5;

14 - штифт-фиксатор;

15 - упругий элемент;

А, В - полюса глобуса;

С - точка пересечения первого и второго колец;

D - точка экватора, соответствующая восходящему узлу орбиты КА.

F1 - концевая точка дугового элемента 4, в которой закреплен элемент с круговым контуром 5;

F - свободная концевая точка дугового элемента 4;

V - центр элемента с круговым контуром 5.

На фиг.2 дополнительно обозначено:

G - небесная сфера;

P - поверхность сферы, аппроксимирующей поверхность планеты, вокруг которой обращается КА;

M - рассматриваемый астрономический объект на небесной сфере;

K - точка небесной сферы, диаметрально противоположная рассматриваемому астрономическому объекту;

Op - центр планеты;

O1, O2 - положения КА;

K1, K2 - следы радиус-вектора КА на небесной сфере;

Е, E1, E2 - точки видимого с КА горизонта планеты;

EE1 - видимый с КА диск планеты;

Q - угол полураствора видимого с КА диска планеты.

В каждый момент времени направление от КА на центр планеты противоположно направлению радиус-вектора КА. Величина угла Q рассчитывается по формуле:

Q = arcsin  (R p /R o ) ,                                     (1)

где Ro=OpO1 - радиус орбиты КА;

Rp=OpE1 - радиус планеты.

Из положений КА, направление от которых на объект небесной сферы составляет с направлением от КА в центр планеты угол, не превышающий значение угла Q, данный объект небесной сферы не виден (закрыт планетой). Таким образом, данный объект небесной сферы будет недоступен наблюдению из данных положений КА.

Небесная сфера рассматривается как сфера большого радиуса, в сравнении с которым расстояние между точками Op и O1 пренебрежительно мало, и в применении к звездному глобусу данные точки совмещены в одну точку O, являющуюся центром небесной сферы (центром глобуса).

Объект небесной сферы М недоступен наблюдению из положений КА, след радиус-вектора которых находится в части небесной сферы, представляющей собой сферический сегмент K1KK2, имеющий угол полураствора Q и центром которого является точка K, расположенная на небесной сфере диаметрально противоположно данному объекту небесной сферы М. Из положений КА, след радиус-вектор которых находится в остальной части небесной сферы K1MK2, данный объект небесной сферы М доступен наблюдению.

Из схемы, представленной на фиг.2, следует, что размер дуги дугового элемента 4 равен значению:

L = 180 ° Q ,                                                    (2)

а контур элемента с круговым контуром 5 образует окружность, радиус которой равен значению:

H = R sin Q ,                                                  (3)

где R - расстояние от точек контура элемента с круговым контуром 5 до центра глобуса 1.

Средство фиксации дугового элемента и элемента с круговым контуром на глобусе может быть выполнено в виде прижимного устройства 6, размещенного в свободной концевой точке дугового элемента F и содержащего подвижный штифт-фиксатор 14, установленный с возможностью его перемещения к центру глобуса 1. Перемещение штифта-фиксатора 14 к центру глобуса 1 обеспечивается, например, размещением между дуговым элементом 4 и штифтом-толкателем 14 упругого элемента 15. Направление перемещения штифта-фиксатора 14 под действием упругого элемента 15 направлено в центр глобуса 1.

При необходимости в элементе с круговым контуром 5 могут быть выполнены технологические разрывы 13, которые используются при установке дугового элемента 4 с элементом с круговым контуром 5 в задаваемые положения на глобусе 1. Размер технологических разрывов 13 соответствует размеру элементов конструкции глобуса 12, в которые может «упираться» элемент с круговым контуром 5 при установке на поверхность глобуса 1.

Работа с устройством осуществляется следующим образом. Второе кольцо 3 поворачивают относительно первого кольца 2 в положение, при котором второе кольцо 3 составляет с плоскостью экватора глобуса 7 угол, равный углу наклонения орбиты. Далее поворотом глобуса 1 вокруг оси вращения устанавливают глобус 1 в положение, при котором точка С пересечения колец 2 и 3 расположена над точкой D экватора с долготой, равной значению долготы восходящего узла рассматриваемого витка орбиты КА. Линия 9 проекции второго кольца 3 на поверхность глобуса 1 покажет линию следов радиус-векторов КА на глобусе 1 в течение рассматриваемого витка орбиты.

С помощью средства фиксации дугового элемента и элемента с круговым контуром на глобусе фиксируют такое положение дугового элемента 4 с элементом с круговым контуром 5 на глобусе 1, при котором свободная концевая точка дугового элемента F расположена непосредственно над рассматриваемым астрономическим объектом М. При использовании прижимного устройства 6, например, сжимают упругий элемент 15, перемещая штифт-фиксатор 14 в направлении от центра глобуса 1, помещают штифт-фиксатор 14 над точкой рассматриваемого астрономического объекта М, элемент с круговым контуром 5 помещают диаметрально противоположно рассматриваемому астрономическому объекту М, разжимают упругий элемент 15, перемещая штифт-фиксатор 14 в направлении к центру глобуса 1. Таким образом, прижимное устройство 6 будет обеспечивать фиксацию на глобусе 1 задаваемого пользователем положения дугового элемента 4 и элемента с круговым контуром 5.

В случае, когда край элемента с круговым контуром 5 «упирается» в элемент конструкции глобуса 12, данный элемент конструкции глобуса 12 заранее вводят в разрыв 13 в элементе с круговым контуром 5.

После установки дугового элемента 4 с элементом с круговым контуром 5 точки пересечения элемента с круговым контуром 5 с вторым кольцом 3 укажут на втором кольце 3 зоны витка орбиты КА, при нахождении в которых с КА видно и не видно рассматриваемый астрономический объект. Зона витка орбиты КА, моделируемая отрезком второго кольца 3, расположенным внутри элемента с круговым контуром 5, является зоной, в течение которой рассматриваемый астрономический объект недоступен наблюдению. Зона витка орбиты КА, моделируемая отрезком второго кольца 3, расположенным вне элемента с круговым контуром 5, является зоной, в течение которой рассматриваемый астрономический объект доступен наблюдению.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое устройство расширяет функциональные возможности устройства за счет обеспечения наглядного отображения на моделируемом вторым кольцом 3 витке орбиты КА суммарных зон витка, в течение которых доступен и недоступен наблюдению с КА любой конкретно заданный астрономический объект.

Технический результат достигается за счет выполнения дугового элемента 4 предложенного размера, предложенного жесткого соединения дугового элемента 4 с элементом с круговым контуром 5, выполнения жестко соединенных дугового элемента 4 и элемента с круговым контуром 5 съемными, а также за счет введения средства фиксации дугового элемента и элемента с круговым контуром на глобусе в предложенных положениях.

ЛИТЕРАТУРА

1. Красавцев Б.И. Мореходная астрономия. М.: Транспорт, 1986.

2. Патент РФ №2339000 от 26.05.2006.

3. Патент РФ 2420714 по заявке 2009125857 от 06.07.2009.

1. Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата, включающее 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 космического аппарата диска расположенной в центре околокруговой орбиты космического аппарата планеты, и дуговой элемент, соединенный с упомянутым элементом с круговым контуром, при этом первое кольцо закреплено над точками полюсов глобуса с возможностью вращения кольца вокруг оси вращения глобуса, а второе кольцо закреплено на первом кольце, причем плоскость второго кольца составляет с плоскостью экватора глобуса угол, равный углу наклонения орбиты космического аппарата, отличающееся тем, что дополнительно размер дуги дугового элемента, измеренный из центра глобуса, равен 180°-Q, где Q - угол полураствора видимого с орбиты космического аппарата диска планеты, при этом дуговой элемент своей концевой точкой жестко соединен с краем элемента с круговым контуром, причем дуговой элемент и жестко соединенный с ним элемент с круговым контуром выполнены съемными и снабжены средством фиксации дугового элемента и элемента с круговым контуром на глобусе в задаваемых положениях, в каждом их которых свободная концевая точка дугового элемента и центр элемента с круговым контуром расположены на одном диаметре глобуса.

2. Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата по п.1, отличающееся тем, что средство фиксации дугового элемента и элемента с круговым контуром на глобусе выполнено в виде прижимного устройства, размещенного в свободной концевой точке дугового элемента и содержащего подвижный штифт-фиксатор, установленный с возможностью его перемещения к центру глобуса.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Изобретение относится к приборам ориентации по солнцу и касается оптического солнечного датчика. Датчик содержит широкопольный входной оптический элемент, кодовую маску, светофильтр, защитный экран и матричное фотоприемное устройство МФПУ. Входной оптический элемент выполнен в виде составного моноблока и имеет форму четырехугольной призмы. Моноблок содержит центральную призму в форме четырехугольной усеченной правильной пирамиды, боковые грани которой имеют поглощающее покрытие и четыре боковые одинаковые призмы в форме четырехугольных неправильных пирамид. Одна из граней каждой боковой призмы имеет зеркальное покрытие и этой гранью соединена с соответствующей поглощающей гранью центральной призмы, Составной моноблок опирается на поверхность кодовой маски, в которой выполнены центральный идентификационный маркер, совмещенный с осью симметрии центральной призмы и четыре идентификационных маркера, симметрично расположенные вокруг центрального маркера. Технический результат заключается в повышении точности определения координат и обеспечении равномерности распределения разрешающей способности датчика по всему полю зрения. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Заявленное изобретение относится к системам ориентации космических аппаратов и может быть использовано в качестве активного ультрафиолетового солнечного датчика. Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата содержит фотоприемник на основе природного алмаза, на входное окно которого поступает солнечная энергия, и малошумящий предварительный усилитель. При этом фотоприемник на основе природного алмаза функционально сочетает в себе как оптический ультрафиолетовый фильтр, так и ультрафиолетовый фотоприемник. Селективное выделение ультрафиолетовой области из солнечного спектра и преобразование его в электрический сигнал осуществляется в фотоприемнике на основе природного алмаза, а усиление сигнала осуществляется в малошумящем предварительном усилителе. Технический результат - повышение надежности работы датчика, точное определение направления на Солнце. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх