Способ определения орбиты космического аппарата



Способ определения орбиты космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2509041:

Стрельников Сергей Васильевич (RU)
Лапшин Сергей Геннадьевич (RU)

Изобретение относится к системам наблюдения за полетом космических аппаратов (КА) и может использоваться для определения параметров орбиты. Проводят измерения навигационных параметров орбиты КА с помощью наземных измерительных станций. Передают измеренные навигационные параметры в центр обработки. Там осуществляют преобразование измеренных параметров, при котором записывают моменты времени проведения измерений навигационных параметров в качестве программы измерений, а значения навигационных параметров, измеренные наземными станциями - в качестве результатов измерений. Проводят предварительную обработку преобразованных навигационных параметров и определяют параметры орбиты по преобразованным навигационным параметрам и вектору начального приближения искомых параметров орбиты. Достигаемый технический результат - повышение надежности выполнения технологического цикла определения параметров орбиты при значительном отклонении вектора начального приближения от искомых параметров орбиты за счет существенного расширения границ допустимой области нахождения параметров начального приближения. 1 ил., 2 табл.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к системам наблюдения за полетом космических аппаратов и может использоваться для определения орбиты космического аппарата (КА) по навигационным измерениям ее параметров.

Предшествующий уровень техники.

Известен способ определения параметров орбиты космического аппарата, заключающийся в выполнении измерений траекторных параметров, передаче в комплекс управления совокупности измеренных значений траекторных параметров с последующим их накапливанием и обработкой [1]. Согласно изобретению применяют четыре этапа обработки траекторных данных. После первого из них запоминают данные об ориентации плоскости орбиты и фильтруют их вместе с аналогичными данными, накопленными на интервале в несколько десятков суток. Определяют точные параметры плоскости орбиты, применяя их на следующем этапе, где получают оценки четырех параметров движения в плоскости орбиты, которые запоминают и фильтруют вместе с аналогичными данными, накопленными на интервале продолжительностью несколько суток. По ним определяют точные значения параметров движения в плоскости орбиты. Недостатками способа являются:

- необходимость проведения многоэтапной обработки измеренных траекторных параметров, увеличивающей продолжительность выполнения расчетов по определению параметров орбиты;

- невозможность определения параметров орбиты в случае, если вектор начального приближения искомых параметров находится вне узких границ допустимой области нахождения параметров начального приближения.

Известен способ определения параметров орбиты космического аппарата [2], целью которого является повышение точности и надежности определения параметров движения КА. Технический результат достигается за счет увеличения количества задаваемых параметров движения, используемых для оценки орбитальной траектории.

Недостатком способа является существенная зависимость решения от точности начального приближения искомых параметров и невозможность определения орбиты в случае, если начальное приближение искомых параметров находится вне границ допустимой области.

Известен способ-прототип определения параметров орбиты КА, при котором разрабатывают программу проведения измерений навигационных параметров орбиты КА для наземных измерительных станций, измеряют навигационные параметры орбиты с помощью наземных измерительных станций, передают измеренные навигационные параметры в вычислительный центр, в котором проводят предварительную обработку результатов измерений навигационных параметров, определяют параметры орбиты по измеренным навигационным параметрам и вектору начального приближения искомых параметров орбиты, при этом моменты времени проведения измерений навигационных параметров используют в качестве программы измерений, а значения навигационных параметров, измеренные наземными станциями, в качестве результатов измерений [3, с.170-172], [4, с.302-303].

При использовании описанного способа для определения орбиты могут измерять следующие виды навигационных параметров: наклонную дальность, радиальную скорость, углы ориентации линии визирования [5, с.149].

В описанном способе при обработке результатов измерений навигационные параметры записывают в функции времени. Основными исходными данными, используемыми для определения параметров орбиты, КА являются результаты измерений навигационных параметров и начальное приближение искомых параметров [3, с.171], [6, с.39], которые включают:

- программу проведенных измерений навигационных параметров орбиты, представленную в виде совокупности последовательных моментов времени, в которые выполнены измерения одного или нескольких видов навигационных параметров орбиты;

- совокупность измеренных навигационных параметров, каждому из которых соответствует значение времени его проведения;

- вектор начального приближения искомых параметров орбиты, представляющий собой значения параметров орбиты, описывающих пространственное движение КА, и соответствующий им момент времени.

Вектор начального приближения искомых параметров орбиты описывает орбитальное движение недостаточно точно. Поэтому при определении параметров орбиты необходимо провести его уточнение по результатам навигационных измерений.

Задача определения параметров орбиты относится к широкому классу обратных задач - задач оценки параметров некоторой системы, в тех случаях, когда оцениваемые параметры системы недоступны непосредственному измерению. Возможность нахождения решения таких задач зависит от погрешности, с которой задано начальное приближение оцениваемых параметров. Таким образом, возможность определения параметров орбиты по результатам измерений зависит от погрешности вектора начального приближения искомых параметров орбиты. При больших отклонениях вектора начального приближения от значений искомых параметров (иначе говоря, от действительных значений параметров орбиты) определить параметры орбиты не удается даже при наличии необходимого количества измерений навигационных параметров, выполненных с высокой точностью [6, с.42].

В практических задачах определения орбиты большие отклонения параметров вектора начального приближения могут возникать в следующих неблагоприятных случаях:

1) после завершения этапа выведения КА на орбиту, когда параметры полученной орбиты существенно отличаются от априори заданных орбитальных параметров;

2) при продолжительных интервалах между навигационными определениями параметров орбитального движения, когда действительные значения параметров орбиты существенно отклоняются от прогнозируемых значений вследствие воздействия факторов космической среды, неучтенных в математической модели движения КА.

Недостатком описанного способа-прототипа является невозможность определения параметров орбиты КА по измеренным навигационным параметрам в случае, если вектор начального приближения находится вне границ допустимой области нахождения параметров начального приближения. Важно подчеркнуть, что границы допустимой области определены используемым способом определения орбиты.

Раскрытие изобретение.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, состоит в обеспечении возможности определения параметров орбиты при значительных отклонениях параметров вектора начального приближения от действительных значений, иначе говоря, от искомых значений.

Технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в повышении надежности выполнения технологического процесса определения орбиты при значительном отклонении вектора начального приближения от искомых параметров орбиты за счет существенного расширения границ области нахождения параметров начального приближения.

В основу изобретения положен новый порядок действий при обработке измерений навигационных параметров орбиты. Предложенная в способе новая совокупность действий предусматривает преобразование результатов навигационных измерений и обеспечивает существенное снижение требований к точности задания начального приближения искомых параметров орбиты.

Сущность изобретения заключается в том, что для достижения указанных выше технических результатов в способе определения орбиты разрабатывают программу проведения измерений навигационных параметров орбиты КА для наземных измерительных станций, измеряют навигационные параметры орбиты КА с помощью наземных измерительных станций, передают измеренные навигационные параметры в вычислительный центр, в котором проводят предварительную обработку результатов измерений навигационных параметров, определяют параметры орбиты по измеренным навигационным параметрам и вектору начального приближения искомых параметров орбиты, согласно изобретению при предварительной обработке и определении орбиты моменты времени проведения измерений навигационных параметров используют в качестве результатов измерений, а значения навигационных параметров, измеренные наземными станциями, используют в качестве программы измерений.

Существенные признаки, характеризующие изобретение.

1) Изменение порядка действий при обработке результатов измерений навигационных параметров орбиты, заключающееся в том, что моменты времени, в которые проведены измерения, при определении параметров орбиты используют в качестве результатов измерений, а соответствующие моментам времени навигационные параметры орбиты, действительно измеренные наземными станциями, используют в качестве программы выполненных измерений.

2) Выполнение следующей совокупности последовательных действий для определения параметров орбиты:

а) составление программы навигационных измерений, при разработке которой планируют временные интервалы для проведения измерений каждой измерительной станцией;

б) осуществляют измерение навигационных параметров орбиты с помощью измерительных станций в соответствии с программой навигационных измерений и получают измеренные значения навигационных параметров в функции времени;

в) передают измеренные навигационные параметры и соответствующие им моменты времени в вычислительный центр;

г) в вычислительном центре осуществляют преобразование результатов проведенных измерений и записывают навигационные параметры орбиты, измеренные наземными станциями, в качестве программы выполненных измерений, а соответствующие навигационным параметрам моменты времени записывают в качестве измеренных значений навигационных параметров орбиты;

д) проводят предварительную обработку преобразованных навигационных параметров орбиты, при этом в качестве измеренных значений, иначе говоря, значений функции, используют моменты времени, в качестве независимого аргумента - значения линейного или скоростного параметра траектории, действительно измеренного наземной станцией;

е) определяют параметры орбиты по результатам преобразованных навигационных параметров орбиты прошедших предварительную обработку, и вектору начального приближения искомых параметров орбиты.

Выполнение пункта «г» изложенной последовательности действий существенно отличает предложенную совокупность действий от последовательности способа-прототипа. В связи с тем, что в соответствии с пунктом «г» осуществляют преобразование результатов измерений, в заявленном способе алгоритмы действий при предварительной обработке и определении орбиты отличаются от соответствующих алгоритмов способа-прототипа.

Содержание преобразования результатов навигационных измерений при выполнении последовательности действий заявленного способа допускает следующую формализованную интерпретацию. Результаты измерений навигационных параметров орбиты, полученные измерительными станциями, представим в виде множества Z

Z = [z 1 (t 1 ) , , z j ( t j ) , , z m ( t m ) ] T , ( 1 )

где zj - измеренное значение навигационного параметра; tj - время проведения j-го измерения, m - количество измерений.

Программу выполненных измерений представим в виде

P = [ t 1 , , t j , , t m ] T , ( 2 )

При использовании способа-прототипа определение орбиты осуществляют последовательными итерациями, и расчет сводится к минимизации функционала наименьших квадратов вида

j = 1 m [ z ( t j ) z p ( t j , X k ) ] 2 ω j min , X ( 3 )

где zp(tj, Xk) - расчетное значение параметра zj(tj) на некоторой расчетной орбите, заданной вектором параметров Хk, ωj - веса измерений; Хk - вектор параметров орбиты, соответствующей некоторой итерации k=0, 1, 2…; Х0 - вектор начального приближения искомых параметров орбиты.

При использовании заявленного способа осуществляют преобразование результатов навигационных измерений, и результаты измерений записывают в виде множества Z*

Z * = [ t 1 ( z 1 ) , , t j ( z j ) , , t m ( z m ) ] T , ( 4 )

Преобразованным измерениям соответствует программа измерений, которую запишем в виде

P * = [ z 1 , , z j , , z m ] T , ( 5 )

В заявленном способе определение орбиты сводится к минимизации функционала вида

j = 1 m [ t ( z j ) t p ( z j , X k ) ] 2 ω j * min , X ( 6 )

где t(zj) - значение времени измерения параметра zj; Х0 - вектор начального приближения искомых параметров орбиты; tp(zj, Xk) - расчетное значение времени, соответствующее параметру zj на орбите Хk; ω j * - веса измерений.

При использовании способа-прототипа и функционала (3) определение параметров орбиты сводится к минимизации рассогласования между двумя значениями навигационного параметра - измеренным и расчетным, т.е. значениями, соответствующими одному и тому же моменту времени, одно из которых относится к действительной, а другое к расчетной орбите.

При использовании заявленного способа и функционала (6) определение параметров орбиты сводится к минимизации рассогласования между двумя моментами времени достижения одинакового значения навигационного параметра, при этом один момент соответствует действительному орбитальному движению, второй - движению по расчетной орбите.

Подтверждение возможности получения заявленного технического результата при использовании предложенного способа получено путем проведения многочисленных экспериментальных расчетов. Результаты расчетов подтвердили существенное расширение границ допустимой области нахождения параметров начального приближения при использовании заявленного способа. Расчеты проведены по результатам натурных измерений навигационных параметров орбиты.

Пример, подтверждающий существенное расширение границ при использовании предложенного способа по сравнению со способом-прототипом приведен в таблицах 1 и 2. В таблицах представлены границы допустимой области нахождения начального приближения способа-прототипа и заявленного способа.

Оценка границ получена по результатам измерения радиальной скорости движения КА, находящегося на околокруговой орбите высотой 1000 км с драконическим периодом обращения Тд=104 мин. Измерения выполнены относительно наземных измерительных станций на интервале полета продолжительностью 25 мин. Искомые параметры орбиты КА заданы кеплеровскими элементами:

t 0 = 0 a = 7362 к м ; e = 0,00275 ; i = 82,96 г р а д ; ( 7 ) Ω = 156,45 г р а д ; v = 128,72 г р а д ; ω = 231,27 г р а д .

В таблице 1 представлены минимальные и максимальные значения границ параметров начального приближения, соответствующие способу-прототипу, а в таблице 2 - заявленному способу. В столбцах 2 и 3 показаны значения границ, а в скобках указаны отклонения граничных значений от значений параметров вектора (7). В последней строке приведены значения допустимого отклонения момента времени t0, на который заданы начальные условия.

Таблица 1
Оценка границ способа-прототипа
Элементы орбиты Оценки границ
Мин. значения Макс. значение
1 2 3
а, км 6999 (-363) 7742 (+380)
е 0 (-0,00275) 0,06 (+0,05727)
i, град 71,96 (-11) 100,97 (+18)
Ω, град 146,45 (-10) 168,45 (+12)
v, град 119,73 (-9) 139,72 (+11)
ω, град 222,27 (-9) 242,27 (+11)
t0, мин -3 (-3) +2 (+2)
Таблица 2
Оценка границ заявленного способа
Элементы орбиты Оценки границ
Мин. значения Макс. значение
1 2 4
а, км 6502 (-860) 10252 (+2890)
е 0 (-0,00275) 0,12275 (+0,12)
i, град 30,96 (-52) 103,96 (+21)
Ω, град 141,45 (-15) 189,45 (+33)
v, град 69,72 (-59) 383,72 (+255)
ω, град 173,27 (-58) 481,27 (+250)
t0, мин -74 (-74) +17 (+17)

Из таблиц 1, 2 видно, что границы области допустимых значений заявленного способа существенно превосходит границы способа-прототипа. Так, например, из последних строк таблиц следует, что заявленный способ позволяет определить орбиту при отклонении времени привязки начальных условий в диапазоне значений [-74, +17] мин, а способ-прототип при существенно меньших границах допустимого диапазона значениях - [-3, +2] мин.

Блок-схема системы, предназначенной для определения орбиты в соответствии с заявленным способом, представлена на фиг.1.

Система включает блок разработки программы навигационных измерений 1, наземные измерительные станции 2, средства передачи результатов измерений навигационных параметров 3, блок хранения результатов навигационных измерений 4, блок преобразования результатов навигационных измерений 5, блок предварительной обработки 6, блок определения параметров орбиты 7, блок хранения параметров орбиты 8. В составе вычислительного центра, в котором осуществляют обработку навигационных измерений, входят блоки 1, 4, 5, 6, 7, 8, которые объединены на чертеже пунктирной линией. При этом первый вход блока определения параметров орбиты 7 соединен с выходом блока предварительной обработки 6, второй вход блока определения параметров орбиты 7 соединен со вторым выходом блока хранения параметров орбиты 8, первый выход блока хранения параметров орбиты 8 соединен со входом блока разработки программы навигационных измерений 1.

Система работает следующим образом.

Блок разработки программы навигационных измерений 1 получает параметры орбиты, поступающие из блока 8, составляет программу измерения навигационных параметров и передает программу на наземные измерительные станции 2, которые измеряют навигационные параметры орбиты в соответствии с программой измерений. Средства передачи результатов навигационных измерений 3 передают измерения в вычислительный центр для обработки навигационной информации, которые поступают в блок хранения результатов навигационных измерений 4.

Блок преобразования результатов навигационных измерений 5 осуществляет преобразование измеренных навигационных параметров в соответствии с порядком действий заявленного способа и записывает моменты времени проведения измерений навигационных параметров в качестве результатов измерений, а значения навигационных параметров, измеренные наземными станциями, в качестве программы измерений. Блок 6 осуществляет предварительную обработку преобразованных результатов навигационных измерений, которые поступают после обработки в блок 7.

В блок определения параметров орбиты 7 принимает значения вектора начального приближения искомых параметров орбиты из блока 8 и преобразованные результаты навигационных измерений из блока 6. Затем блок 7 осуществляет определение параметров орбиты по значениям вектора начального приближения и преобразованным результатам навигационных измерений. Рассчитанные параметры орбиты поступают для хранения в блок 8.

Промышленная применимость

Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается, в повышении надежности успешного выполнения технологического цикла определения орбиты по результатам навигационных измерений при значительном отклонении вектора начального приближения от искомых параметров орбиты. Результат достигается за счет расширения границ допустимой области нахождения параметров начального приближения.

Достоинством заявленного изобретения является то, что его внедрение в практику управления полетами КА не требует измерения, во-первых, обычных организационных мероприятий, выполняемых в настоящее время при измерении навигационных параметров орбиты, во-вторых, порядка работы измерительных станций и действий обслуживающего персонала. Необходимо применение нового порядка выполнения действий при обработке результатов навигационных измерений в вычислительном центре.

Предложенный способ обеспечивает возможность определения параметров орбиты КА по измеренным навигационным параметрам в случае, если вектор начального приближения находится вне узких границ допустимой области нахождения параметров начального приближения.

Из последовательности действий, необходимой для осуществления способа следует, что заявленный способ может быть использован при определении параметров орбиты космических аппаратов и многократно воспроизведен.

Литература

1. Патент №2150414 RU, МПК7 B64G 3/00, G01S 3/42. Способ определения параметров орбиты космического аппарата / Денисов К.И., Вомпе А.А., заявлено 01.02.1999, Опубл. 10.06.2000.

2. Патент №2391265 РФ, МПК B64G 3/00, G09В 23/00. Система оценивания точности определения параметров движения ИСЗ / Михайлова В.П., Немцов В.И., Садовников О.Г., заявлено 15.06.2009, Опубл. 10.05.2010.

3. Навигационное обеспечение полета орбитального комплекса «Салют-6»-«Союз»-«Прогресс» / И.К.Бажинов, В.П.Гаврилов, В.Д.Ястребов и др. - М.: Наука, 1985.

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

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

6. Брандин В.Н., Разоренов Г.Н. Определение траекторий космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1978.

Способ определения орбиты космического аппарата, в котором разрабатывают программу проведения измерений навигационных параметров орбиты КА для наземных измерительных станций, измеряют навигационные параметры орбиты КА с помощью наземных измерительных станций, передают измеренные навигационные параметры в вычислительный центр, в котором проводят предварительную обработку результатов измерений навигационных параметров, определяют параметры орбиты по измеренным навигационным параметрам и вектору начального приближения искомых параметров орбиты, отличающийся тем, что при предварительной обработке и определении орбиты моменты времени проведения измерений навигационных параметров используют в качестве результатов измерений, а значения навигационных параметров, измеренные наземными станциями, используют в качестве программы измерений.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космонавтики. Система обеспечения безопасности космических аппаратов (КА) состоит из модуля сбора геофизической информации (1) и блока базы данных параметров движения КА (2), которые своими выходами соединены с модулем обработки и анализа (МОА) (4), на вход которого подаются данные из базы данных характеристик бортовой аппаратуры КА (3), который сопоставляет данные о среде и траектории КА.

Изобретение касается обеспечения управления полетами автоматических и пилотируемых космических аппаратов (КА). Оно может быть использовано при создании и развертывании центров управления полетами существующих и перспективных КА.

Изобретение относится к области лазерной локации. Лазерное устройство контроля околоземного космического пространства содержит установленные на первой оптической оси вспомогательный источник лазерного излучения, селектор угловых мод с первым зеркалом резонатора, задающий генератор рабочего лазерного излучения, полупрозрачное зеркало вывода излучения и второе зеркало резонатора.

Изобретение относится к технике определения и прогнозирования торможения космических аппаратов на низких орбитах вследствие вариаций плотности верхней атмосферы.

Изобретение относится к области автоматизированных систем управления подвижными объектами, преимущественно космическими аппаратами научного и социально-экономического назначения (КА НСЭН), в т.ч.

Изобретение относится к авиации, а именно к установке для запуска летательного объекта, к системе для запуска летательного объекта и к способам запуска летательного объекта.

Изобретение относится к технике формирования траекторных измерений, определения параметров движения ИСЗ по этим измерениям и оценки точности прогнозирования движения ИСЗ на заданном интервале.

Изобретение относится к технике формирования траекторных измерений, определения параметров движения ИСЗ по этим измерениям и оценки точности этого определения на мерном интервале.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на борту искусственных спутников Земли, стабилизируемых вращением. .

Изобретение относится к области организации службы единого времени, а более точно - к способам сличения шкал времени станций и синхронизации шкал времени станций. .

Изобретение относится к системам наблюдения за полетом космического аппарата (КА) и может использоваться для определения параметров орбиты наблюдаемого КА. Для этого на орбиту выводят КА, в составе бортовой аппаратуры которого размещают навигационную аппаратуру потребителя глобальной навигационной спутниковой системы и аппаратуру измерения частоты сигнала, передаваемого наблюдаемым КА. В орбитальном полете выведенного КА определяют параметры его орбиты с помощью навигационной аппаратуры потребителя. Разрабатывают программу измерения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА, и измеряют частоту этого сигнала. Используют измеренную частоту сигнала в качестве навигационного параметра орбиты наблюдаемого КА. Накапливают измеренные значения навигационных параметров, проводят предварительную обработку результатов измерений. Определяют орбиту наблюдаемого КА по измеренным значениям частоты сигнала и параметрам орбиты выведенного космического аппарата. Технический результат изобретения состоит в уменьшении длительности мерного интервала, необходимого для определения параметров орбиты КА. 1 ил., 2 табл.

Изобретение относится к космической области и может быть использовано для управления полетами космических аппаратов (КА). Интегрируют информационно-вычислительный комплекс центра управления ретрансляцией и связью коммуникационными средствами в структурно выделенный сегмент, организовывают канал связи с комплексом внешних информационных обменов, на едином структурно выделенном сегменте планируют, инициируют и реализуют одновременное выполнение программных процедур, осуществляющих прием и обработку заявок потребителей на предоставление услуг ретрансляции и связи по всем видам информации, осуществляют обмен по локальной вычислительной сети всеми видами полетной информации по управляемым космическим аппаратам, внешними абонентами через комплекс внешних информационных обменов, прогнозируют движения космических аппаратов относительно спутников-ретрасляторов, производят выбор маршрутов ретрансляции информации, осуществляют доведение до потребителей сообщений о предоставлении услуг ретрансляции и связи, формируют программы управления полетами космических аппаратов, реализуют выдачу программ управления на космические аппараты. Изобретение позволяет обеспечить управление полётами разнотипных КА. 2 ил.

Группа изобретений относится к методам и средствам траекторных измерений космических аппаратов (КА) с использованием линий радиосвязи. В способе используют три территориально разнесенные измерительные станции (ИС). Первая ИС работает в запросном когерентном режиме и измеряет относительные дальность и скорость КА, а также регистрирует время прихода ответной посылки запроса дальности с КА. Две другие ИС работают в беззапросном некогерентном режиме. Они принимают ответный (сдвинутый по частоте) сигнал с КА, сформированный из запросного сигнала первой ИС. По принятому сигналу две данные ИС определяют дальность и скорость КА относительно этих ИС, а также время прихода с КА ответной посылки запроса. Информация, принятая с трех указанных ИС, передается для обработки в баллистический центр. Технический результат группы изобретений заключается в обеспечении более высокой точности определения траектории полета КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к методам и средствам траекторных измерений космических аппаратов (КА) с использованием линий радиосвязи. В способе используются три территориально разнесенные наземные измерительные станции (ИС) и приемоответчик КА. ИС измеряют значения радиальной скорости КА относительно ИС. При этом одна главная ИС (ГИС) работает в запросном режиме измерения данной скорости, а также дальности до КА. Две другие - ведомые ИС (ВИС) - работают в беззапросном режиме. Последние используют для измерения указанной скорости сигнал, сформированный приемоответчиком КА из запросной частоты ГИС. Измеренные доплеровские сдвиги частоты с ГИС и ВИС передаются в баллистический центр. Там вычисляются разности этих доплеровских сдвигов, эквивалентные измерениям радиоинтерферометров с базами, соответствующими расстояниям между ИС. В баллистическом центре по результатам измерений указанных скоростей и дальности рассчитывается траектория движения КА. Технический результат группы изобретений заключается в создании высокоточной и быстродействующей системы траекторных измерений с упрощенными конструкцией и эксплуатацией ее средств. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к радиолокации пассивных космических объектов (КО), например крупных метеоритов и астероидов (размерами более десяти метров), которые могут представлять опасность при столкновении с Землей. Способ включает радиолокационное зондирование КО, вращающегося в процессе полета, периодической последовательностью высокоразрешающих радиосигналов наносекундной длительности. Число этих импульсов соответствует числу ракурсов КО за период его вращения, максимальный из всех периодов вращения КО вокруг его осей. Этот период определяется по повторяемости радиолокационных портретов (РЛП), дающих разрешение по дальности, равное одной десятой минимального размера КО. При этом производят многократное измерение длительности РЛП освещенной части КО. По этой длительности далее производят оценку среднего радиуса КО по половине усредненной пространственной длины сигнала РЛП и линейного размера по удвоенной величине среднего радиуса. Технический результат изобретения состоит в обеспечении достаточной точности оценки размеров пассивных КО для того, чтобы при необходимости активировать орбитальные средства космической защиты. 1 ил.

Изобретение относится к способам определения орбит космических объектов (КО), например космического мусора, бортовыми средствами космического аппарата (КА). Способ заключается в вычислении фокального параметра, истинной аномалии, эксцентриситета и наклонения орбиты интересующего КО по аналитическим формулам, основанным на законах кеплеровского движения. Вычисления ведутся без использования итерационных процедур, на базе определения в последовательные моменты времени расстояний между КО и КА и некоторых углов. Эти исходные данные получают обработкой на борту КА изображений КО, получаемых с помощью бинокулярной системы оптических датчиков и ПЗС-матриц. Техническим результатом изобретения является повышение оперативности определения орбит КО на борту КА и тем самым - безопасности полетов КА. 3 ил.

Изобретение относится к способу обнаружения космических обломков. Технический результат - обнаружение космических обломков на геоцентрической орбите. Способ обнаружения космических обломков включает в себя генерацию виртуального фрагмента космических обломков в соответствии с законом сохранения массы с применением модели разрушения на обломки к объекту, возникшему в результате разрушения, вычисление орбиты каждого виртуального фрагмента космических обломков во время наблюдения в неподвижной точке с применением модели прохождения орбиты обломков к виртуальному фрагменту космических обломков и генерацию распределения частоты появления вектора движения каждого виртуального фрагмента космических обломков на небесной сфере на основе результата вычисления орбиты, установку вектора диапазона поиска на основе вектора движения, имеющего верхний уровень распределения частоты появления вектора движения, и применение способа наложения к областям в изображениях, фиксируемых в интервалах времени во время наблюдения в неподвижной точке. 4 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к способам наблюдения за космическими объектами (КО) с помощью оптико-электронных средств и м.б. использовано для определения орбиты пассивного КО (ПКО) на геостационарной орбите автономно с борта активного КО (АКО). В процессе дрейфа по квазигеостационарной орбите (с меньшими радиусом и периодом, чем ПКО) АКО выполняет поиск и обнаружение ПКО. После этого определяется точка восходящего или нисходящего узла орбиты ПКО. По периодическим появлениям ПКО в этой точке определяют драконический период обращения ПКО. На каждом витке АКО приближается к ПКО на определенное расстояние. За два витка эти расстояния образуют динамическую базу стерео-триангуляционных измерений координат указанной узловой точки орбиты ПКО. По двум дополнительным точкам орбиты, находящимся до и после узловой точки вне экваториальной плоскости Земли, измеряют вектор скорости ПКО. После определения координат узловой точки и вектора скорости ПКО однозначно, за время полного витка после момента первой регистрации указанной точки, рассчитывают 6-мерный вектор орбитального движения ПКО. Технический результат изобретения состоит в минимизации числа АКО, времени наблюдения ПКО и соответствующих затрат характеристической скорости. 4 ил.

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов (КА), а именно к оптико-электронным системам контроля скорости. Система контроля скорости космических аппаратов при сближении включает расположенные на активном космическом аппарате телекамеру с приемником на основе КМОП-датчика, узкополосный светофильтр, блок управления и обработки сигнала. На пассивном космическом аппарате в плоскости стыковочного узла, перпендикулярной оси «OX» этого аппарата, расположены четыре оптических маяка. Оптические маяки образуют прямоугольник, две стороны которого параллельны строкам чувствительных элементов КМОП-датчика. Телекамера служит для получения изображения пассивного КА, узкополосный светофильтр подавляет засветки от подстилающей поверхности и бликов конструкции пассивного КА, блок управления и обработки сигнала осуществляет вычисление скорости пассивного КА и переключение режимов работы телекамеры. Достигаемый технический результат - повышение надежности системы взаимных измерений параметров сближения КА и, как следствие, увеличение безопасности, за счет введения дополнительной системы контроля скорости сближения КА, не использующей активную подсветку в радио- и оптическом диапазоне и устойчивую к наличию световых помех. 3 ил.

Группа изобретений относится к области траекторных измерений с использованием станции слежения (СС) за полетом космического аппарата (КА). При обмене информацией с КА по радиоканалу СС производит измерение дальности до КА и скорости ее изменения. Основная и дополнительные антенны СС принимают ответный сигнал с КА и передают его в блок интерферометрических измерений (БИИ), имеющий фазовый пеленгатор. В БИИ определяются углы азимута и места КА и скорости их изменения. Для раскрытия неоднозначности угловых измерений они дополнительно производятся на частоте, излучаемой с борта КА и равной 1/4 основной. Это позволяет не применять на СС антенн, создающих укороченные базы. Все шесть измеренных параметров (расстояние, углы и скорости их изменения) передаются в баллистический центр, где по ним определяется траектория и прогноз движения КА. Технический результат группы изобретений заключается в упрощении сети слежения за полетом КА при проведении траекторных измерений. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх