Способ определения орбиты космического аппарата



Способ определения орбиты космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2520714:

Стрельников Сергей Васильевич (RU)
Родионова Галина Геннадьевна (RU)
Бубнов Владимир Иванович (RU)

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.

 

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 измерениям навигационных параметров его орбиты.

В дальнейшем изложении изобретения термином «наблюдаемый КА» будем называть КА, орбита которого должна быть определена.

Предшествующий уровень техники

Известен способ определения орбиты КА, при котором на его борту устанавливают навигационную аппаратуру потребителя глобальной навигационной спутниковой системы, в орбитальном полете наблюдаемого КА принимают навигационные сообщения космических аппаратов глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС), определяют параметры орбиты наблюдаемого КА путем обработки навигационных сообщений [1].

Недостатками способа являются:

- невозможность определения орбиты КА, траектория движения которых находится в области околоземного пространства, в которой навигационные сообщения ГНСС недоступны;

- увеличение массы бортовой аппаратуры каждого КА, орбита которого должна быть определена, за счет необходимости установки на борту такого КА навигационной аппаратуры потребителя ГНСС;

- невозможность определения орбиты КА, на борту которого отсутствует исправно работающая навигационная аппаратура потребителя ГНСС.

Известен способ определения орбиты КА, при котором осуществляют измерения параметров взаимного движения двух КА и применяют для этого бортовую аппаратуру межспутниковых измерений [2, с.448-458]. Измерение параметров взаимного движения КА осуществляют путем измерения псевдодальностей и псевдоскоростей движения одного КА относительно другого. Так как способ обеспечивает измерение параметров взаимного положения двух КА, для определения орбиты наблюдаемого КА в системе координат, связанной с вращающейся Землей, необходимо определить орбиту одного из КА с помощью наземных измерительных станций. После определения орбиты одного КА по измерениям наземных станций способ позволяет уточнить параметры орбиты другого КА (наблюдаемого).

В соответствии с этим способом на борту двух КА, один из которых является наблюдаемым, устанавливают бортовую аппаратуру межспутниковых измерений, в орбитальном полете осуществляют измерения параметров взаимного движения двух КА с помощью бортовой аппаратуры межспутниковых измерений. Измеряют навигационные параметры орбиты первого КА наземными измерительными станциями и рассчитывают параметры его орбиты по измерениям наземных станций. Орбиту второго (наблюдаемого) КА определяют по межспутниковым измерениям и параметрам орбиты первого КА, рассчитанным по измерениям наземных станций.

Недостатками способа являются:

- необходимость проведения измерений навигационных параметров орбиты одного КА с помощью наземных измерительных станций;

- необходимость затрат энергоресурсов каждого КА для проведения межспутниковых измерений;

- увеличение массы бортовой аппаратуры каждого из двух КА за счет необходимости установки на борту каждого КА аппаратуры межспутниковых измерений;

- невозможность определения орбиты КА, на борту которого отсутствует исправно работающая аппаратура межспутниковых измерений;

- затраты ресурсов наземных станций на проведение измерений навигационных параметров орбиты одного из КА;

- искажение результатов навигационных измерений параметров орбиты КА, выполненных наземными станциями, вследствие воздействия атмосферы на распространение радиосигналов, применяемых для измерения навигационных параметров;

- необходимость проведения продолжительных мерных интервалов для определения орбиты по измерениям навигационных параметров орбиты КА, выполненных наземными станциями.

Следует подчеркнуть, что при определении орбиты по измерениям наземных станций продолжительность мерного интервала должна составлять, как правило, несколько витков полета КА [2, с.305], [3, с.171]. При этом измерения должны осуществляться наземными измерительными станциями, установленными на разных измерительных пунктах. Привлечение измерительных станций различных измерительных пунктов позволяет снизить влияние систематических погрешностей измерений, свойственных различным станциям, на результаты определения параметров орбиты. Могут применяться однопунктные схемы измерения навигационных параметров, при которых параметры орбиты рассчитывают по измерениям, выполненным измерительной станцией одного измерительного пункта. Использование однопунктных схем измерений приводит к необходимости увеличения продолжительности мерного интервала [4, с.182-184].

Известен способ определения параметров орбиты КА, заключающийся в выполнении измерений траекторных параметров, передаче в комплекс управления совокупности измеренных значений траекторных параметров с последующим их накапливанием и обработкой [5]. 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.

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, накапливают измеренные значения навигационных параметров, передают измеренные навигационные параметры в вычислительный центр, в котором проводят предварительную обработку результатов измерений навигационных параметров, определяют параметры орбиты по измеренным навигационным параметрам [2, с.302-303], [3, с.170-172].

Недостатками описанных выше последних двух способов являются:

- необходимость проведения продолжительных мерных интервалов для измерения навигационных параметров орбиты КА;

- искажение результатов навигационных измерений параметров орбиты КА, выполненных наземными станциями, вследствие воздействия атмосферы на распространение радиосигналов, применяемых для измерения навигационных параметров;

- затраты ресурсов на проведение измерений навигационных параметров орбиты КА наземными станциями.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, состоит в обеспечении возможности расчета параметров орбиты КА при непродолжительном мерном интервале измерения навигационных параметров.

Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в уменьшении длительности мерного интервала, необходимого для определения параметров орбиты КА.

Дополнительные технические результаты, достигаемые заявленным изобретением, заключаются:

- в обеспечении возможности определения орбиты любого КА, излучающего радиосигналы, по измерениям параметров сигналов радиоизлучения; при этом в соответствии со способом не требуется проведения специальных режимов навигационных измерений с использованием бортовой аппаратуры наблюдаемого КА и затрат ресурсов аппаратуры;

- в повышении точности определения орбиты за счет существенного снижения негативного влияния ионосферы на результаты навигационных измерений параметров орбиты КА;

- в снижении требований к погрешности задания начального приближения параметров орбиты наблюдаемого КА по сравнению с требованиями, свойственными известным способам определения орбиты, в которых применяются наземные измерения навигационных параметров движения КА;

- в возможности определения орбиты КА по результатам измерения навигационных параметров на участках полета, находящихся вне зон радиовидимости наземных средств измерений, и без использования навигационных сообщений ГНСС.

Последний из отмеченных дополнительных технических результатов, во-первых, способствует повышению надежности успешного решения задачи определения орбиты за счет возможности применения нового - заявленного способа в дополнение к другим известным способам определения орбиты, во-вторых, создает условия для обеспечения непрерывности контроля параметров траектории КА за счет возможности определения орбиты наблюдаемого КА вне зон радиовидимости наземных средств измерений путем применения заявленного способа, в котором не требуется непосредственного применения наземных средств измерений.

Сущность изобретения состоит в том, что для определения орбиты наблюдаемого космического аппарата разрабатывают программу проведения измерений навигационных параметров его орбиты, измеряют навигационные параметры орбиты, накапливают измеренные значения навигационных параметров, проводят предварительную обработку результатов измерений навигационных параметров, согласно изобретению на орбиту выводят космический аппарат, в составе бортовой аппаратуры которого размещают навигационную аппаратуру потребителя глобальной навигационной спутниковой системы и аппаратуру измерения частоты сигнала, передаваемого наблюдаемым космическим аппаратом, в орбитальном полете выведенного космического аппарата определяют параметры его орбиты с помощью навигационной аппаратуры потребителя, измеряют частоту сигнала, переданного наблюдаемым космическим аппаратом, используют измеренную частоту сигнала в качестве навигационного параметра орбиты наблюдаемого космического аппарата и определяют орбиту наблюдаемого космического аппарата по измеренным значениям частоты сигнала наблюдаемого космического аппарата и параметрам орбиты выведенного космического аппарата.

Существенные признаки, характеризующие изобретение

1. Измерение навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА осуществляется с помощью измерительной аппаратуры, установленной на борту другого КА, т.е. на подвижной орбитальной платформе. В способе-прототипе для измерения параметров орбиты применяются наземные измерительные средства.

2. В качестве измеряемого навигационного параметра, характеризующего орбиту наблюдаемого КА, применяется частота излучаемого им радиосигнала. При этом измерение значений навигационных параметров орбиты может осуществляться по радиосигналу любой частоты из диапазона частот, излучаемых наблюдаемым КА, в отличие от способа-прототипа, в котором измерение навигационных параметров осуществляется только в диапазоне частот работы измерительных станций. Согласно заявленному изобретению, например, измерение значений навигационного параметра орбиты КА-ретранслятора может осуществляться по радиосигналу некоторой одной несущей частоты из диапазонов частот сигналов, излучаемых КА-ретранслятором.

Таким образом, заявленный способ при определении орбиты КА-ретранслятора не требует, во-первых, затрат ресурсов наблюдаемого КА на проведение навигационных измерений; во-вторых, необходимости проведения технических мероприятий с целью создания специальных режимов работы бортовой аппаратуры и канала радиоизлучения для измерения навигационных параметров орбиты.

3. Заявленный способ позволяет существенно снизить влияние ионосферы на результаты измерений навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА, за счет того что измерения навигационных параметров его орбиты осуществляются на борту другого КА. В связи с тем что измерительная аппаратура находится на борту КА, находящемся в орбитальном полете, искажение результатов измерений, вызванных воздействием атмосферы на распространение радиосигналов, в заявленном способе значительно меньше, чем в способе-прототипе.

Высокоточное определение орбиты КА, на котором установлена аппаратура для измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА, достигается навигационными определениями параметров его движения по данным глобальной навигационной спутниковой системы.

4. Выполнение следующей совокупности последовательных действий для расчета орбиты наблюдаемого КА:

- определение параметров орбиты выведенного КА, применяемого для измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА, по навигационным сообщениям глобальной навигационной спутниковой системы;

- измерение частоты радиосигнала, переданного наблюдаемым КА, с помощью бортовой аппаратуры выведенного КА;

- проведение предварительной обработки результатов измерений навигационных параметров и определение орбиты наблюдаемого космического аппарата по измеренным значениям частоты сигнала наблюдаемого космического аппарата и параметрам орбиты выведенного космического аппарата.

Важной особенностью приведенной совокупности действий, существенно отличающей ее от последовательности способа-прототипа, является использование параметров орбиты выведенного КА для определения орбиты наблюдаемого КА. При определении параметров орбиты в способе-прототипе используют координаты наземных измерительных станций, выполнивших измерения навигационных параметров орбиты, заданные в некоторой системе отсчета.

Следует отметить, что заявленный способ предусматривает выполнение ресурсоемкой, дорогостоящей технологической операции - выведение на орбиту КА. Цель этой операции заключается в размещении на орбите аппаратуры измерения навигационных параметров наблюдаемого КА, сопряженной с навигационной аппаратурой потребителя глобальной навигационной спутниковой системы. Указанная совокупность аппаратных средств может быть включена в качестве дополнительной нагрузки в состав бортовой аппаратуры некоторого КА, основное функциональное назначение которого не связано с определением орбиты наблюдаемого КА. Поэтому реализация способа не требует значительных затрат ресурсов.

Основные признаки, отличающие заявленный способ от способа-прототипа:

1) измерение навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА с помощью измерительной аппаратуры, установленной на борту другого КА, находящегося в орбитальном полете, т.е. на подвижной орбитальной платформе;

2) определение параметров орбиты наблюдаемого КА осуществляется по двум группам исходных данных, во-первых, межспутниковым измерениям навигационных параметров его орбиты, во-вторых, параметрам орбиты КА, бортовой аппаратурой которого выполнены навигационные измерения, т.е. параметрам подвижной орбитальной платформы.

В отличие от описанного выше способа определения орбиты КА, в котором применяют бортовую аппаратуру межспутниковых измерений [2, с.448-458], в заявленном способе не требуется размещение аппаратуры межспутниковых измерений на наблюдаемом КА. Заявленный способ предусматривает установку измерительной аппаратуры только на одном КА, и затраты ресурсов наблюдаемого КА для измерения навигационных параметров его орбиты не требуются.

Необходимым условием для применения заявленного способа является наличие участков полета, на которых существует взаимная радиовидимость наблюдаемого КА и КА, на котором установлена аппаратура измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА. Очевидно, обеспечение необходимой продолжительности участков взаимной радиовидимости может обеспечиваться рациональным выбором параметров орбиты КА, предназначенного для измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА.

Предпосылкой возможности применения заявленного способа является наличие навигационного поля ГНСС, позволяющего по навигационным сообщениям определять и непрерывно поддерживать параметры движения КА-орбитальной платформы, на котором установлена измерительная аппаратура, предназначенная для измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА. При этом затраты ресурсов на проведение навигационных определений КА-подвижной платформы по данным ГНСС невелики.

Диаграмма направленности антенн космических аппаратов ГНСС, транслирующих навигационные сообщения, охватывает Землю и 2000 км околоземного пространства. Поэтому благоприятным условием реализации заявленного способа является размещение измерительной аппаратуры, предназначенной для измерения навигационных параметров наблюдаемого КА, на борту КА, высота орбиты которого не превосходит 2000 км.

В заявленном изобретении основной технический результат достигается за счет того, что аппаратура измерения навигационных параметров и наблюдаемый КА находятся во взаимном относительном движении и динамика измерения параметров взаимного движения при непродолжительном мерном интервале значительная.

За счет этого результаты межспутниковых измерений оказываются чувствительны к параметрам орбиты наблюдаемого КА. Поэтому взаимно однозначное соответствие между параметрами орбиты наблюдаемого КА и измерениями навигационных параметров проявляется при мерном интервале навигационных измерений меньшей длительности, чем в способах, использующих измерения наземных станций.

Отмеченное выше свойство чувствительности проявляется не только в уменьшении требований к продолжительности мерного интервала, но и в снижении требований к погрешности задания начального приближения параметров орбиты наблюдаемого КА. Так, например, в двух приведенных ниже примерах численных расчетов начальное приближение параметров орбиты наблюдаемого КА устойчиво сходится к искомому решению в случае, если погрешность модуля начального приближения радиус-вектора составляет от 3000 до 4000 км, а погрешность вектора скорости превышает 500 м/с.

Следует отметить, что при решении практических задач определения орбиты по измерениям, выполненным наземными средствами, допустимое отклонение начального приближения, обеспечивающее сходимость к искомому решению, не превышает, как правило, по радиус-вектору 30 км, по вектору скорости -20 м/с.

Подтверждение возможности получения заявленного технического результата при использовании предложенного способа получено путем проведения математического моделирования и многочисленных экспериментальных расчетов по определению орбиты наблюдаемого КА по измерениям навигационных параметров, выполненных бортовой аппаратурой другого КА, в соответствии с заявленным способом.

Примеры, подтверждающие возможность определения орбиты наблюдаемого КА по измерениям частоты излучаемого радиосигнала, выполненным бортовой аппаратурой КА-орбитальной платформы на непродолжительном мерном интервале, приведены в таблицах 1 и 2.

При расчетах моделировалось измерение частоты сигнала, излученного наблюдаемым КА. Продолжительность мерного интервала составила 15 минут, интервал между смежными измерениями составил 3 секунды.

В таблице 1 приведены результаты итерационного расчета параметров орбиты наблюдаемого КА, излучающего радиосигнал и находящегося на геостационарной орбите, заданной кеплеровыми элементами

t 0 = 0 ; a = 4 2 1 6 6 , 3 4 к м ; Ω = 7 2 , 2 0 г р а д ; e = 0 , 0 0 0 4 ; u = 0 , 0 г р а д ; i = 4 , 1 8 9 8 г р а д ; ω = 2 7 1 , 7 4 г р а д . ( 1 )

В таблице 2 приведены результаты итерационного расчета параметров орбиты наблюдаемого КА, излучающего радиосигнал и находящегося на высокоэллиптической орбите, заданной кеплеровыми элементами

t 0 = 0 ; a = 2 6 5 0 0 , 3 4 к м ; Ω = 3 4 , 6 6 г р а д ; e = 0 , 7 1 2 3 4 ; u = 0 , 0 г р а д ; i = 6 2 , 4 0 г р а д ; ω = 2 7 0 , 0 г р а д . ( 2 )

Измерения значений навигационного параметра орбиты наблюдаемого КА (значений частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА), выполнены бортовой аппаратурой КА-орбитальной платформы, находящегося на орбите, заданной кеплеровскими элементами

t 0 = 0 ; a = 7 4 0 0 , 0 к м ; L = 5 4 , 6 6 г р а д ; e = 0 , 0 0 1 ; u = 0 , 0 г р а д ; i = 6 3 , 0 0 г р а д ; ω = 2 9 3 , 1 7 г р а д . ( 3 )

Представленные в таблицах 1, 2 результаты расчета параметров орбит получены при условии измерения частоты радиосигнала наблюдаемого КА бортовой аппаратурой КА-орбитальной платформы с погрешностью, величина которой приводит к погрешности измерения радиальной скорости движения наблюдаемого КА относительно КА-орбитальной платформы, равной 0,1 м/с. Строка с номером итерации 0 в таблицах содержит параметры орбиты начального приближения искомого решения.

Таблица 1
Номер итерации Элементы орбиты
a, км e i, град ω, град Ω, град u, град
0 46890,05 0,09641 3,6600 14,11 66,92 5,18
1 42193,60 0,00083 4,1993 307,46 72,26 359,96
2 42163,68 0,00042 4,1905 264,48 72,20 0,00
3 42163,62 0,00041 4,1905 264,15 72,20 0,00
4 42163,62 0,00040 4,1905 264,15 72,20 0,00
Таблица 2
Номер итерации Элементы орбиты
a, км e i, град ω, град Ω, град u, град
0 51858,72 0,68836 59,1642 312,69 31,87 40,72
1 25807,35 0,71618 62,6446 268,15 35,14 39,65
2 26499,73 0,71226 62,3985 270,01 34,64 40,01
3 26500,04 0,71234 62,4011 270,00 34,66 40,00
4 26500,07 0,71234 62,4000 270,00 34,66 40,00

Для данных таблицы 1 величины отклонений параметров начального приближения орбиты наблюдаемого КА, находящегося на геостационарной орбите, от искомого решения в декартовых координатах составили

Δ V x = 5 0 0 м / с , Δ x = 3 0 0 0 к м , Δ V y = - 5 0 0 м / с , Δ y = 3 0 0 к м , Δ V z = 5 0 0 м / с , Δ z = - 3 0 0 0 к м . ( 4 )

Для данных таблицы 2 величины отклонений параметров начального приближения орбиты наблюдаемого КА, находящегося на геостационарной орбите, от искомого решения в декартовых координатах составили

Δ V x = 1 2 0 0 м / с , Δ x = 4 0 0 0 к м , Δ V y = - 1 2 0 0 м / с , Δ y = 4 0 0 0 к м , Δ V z = 1 2 0 0 м / с , Δ z = - 4 0 0 0 к м . ( 5 )

Следует отметить, что ошибки начального приближения (4), (5) являются достаточно большими. Приведенные в таблицах результаты исследования подтверждают, что при использовании предлагаемого способа определения орбиты наблюдаемого КА алгоритм расчета устойчиво сходится к искомому решению при значительных ошибках начального приближения. При этом устойчивая сходимость достигается при мерных интервалах, продолжительность которых составляет 15-20 минут.

Таким образом, приведенные примеры подтверждают достижение заявленного основного технического результата при использовании предложенного способа определения орбиты.

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

На фиг.1 показаны: наблюдаемый КА 1, антенна аппаратуры измерения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА 2, аппаратура измерения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА 3, космические аппараты глобальной навигационной системы 4, антенна навигационной аппаратуры потребителя 5, навигационная аппаратура потребителя 6, бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) 7. При этом первый вход БЦВМ 7 соединен с выходом аппаратуры измерения 3, второй вход БЦВМ 7 соединен с выходом навигационной аппаратуры потребителя 6.

Система работает следующим образом.

Антенна 2 принимает измерения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА 3, который поступает в аппаратуру измерения частоты сигнала 3. Измеренные значения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА, поступают в БЦВМ 7. Антенна 5 принимает навигационные сообщения, переданные космическими аппаратами глобальной навигационной системы 4. Принятые навигационные сообщения поступают в навигационную аппаратуру потребителя 6. Результаты навигационных определений, выполненные в навигационной аппаратуре потребителя 6, поступают в БЦВМ 7.

БЦВМ 7 определяет параметры орбиты наблюдаемого КА по измеренным значениям частоты сигнала наблюдаемого космического аппарата и параметрам орбиты выведенного космического аппарата.

Промышленная применимость

Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в уменьшении длительности мерного интервала, необходимого для определения параметров орбиты наблюдаемого КА. Результат достигается за счет использования навигационных сообщений ГНСС и измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА с помощью измерительной аппаратуры, установленной на некотором другом КА, траектория движения которого находится в навигационном поле ГНСС.

Достоинством заявленного изобретения, имеющим значение для решения практических задач контроля космического пространства, является возможность определения орбиты любого КА, излучающего радиосигналы, которые могут быть приняты другим КА, имеющим на борту навигационную аппаратуру потребителя ГНСС и аппаратуру измерения частоты сигнала, передаваемого наблюдаемым космическим аппаратом.

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. Современные технологии навигации геостационарных спутников / Ю.М.Урличич, С.А.Ежов, А.И.Жодзишский, А.В.Круглов, Ю.Ю.Махненко - М.: Физмат, 2006 - 280 с.

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

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

5. Патент №2150414 RU, МПК 7 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.

Способ определения орбиты космического аппарата, заключающийся в том, что для определения орбиты наблюдаемого космического аппарата разрабатывают программу проведения измерений навигационных параметров его орбиты, измеряют навигационные параметры орбиты, накапливают измеренные значения навигационных параметров, проводят предварительную обработку результатов измерений навигационных параметров, отличающийся тем, что на орбиту выводят космический аппарат, в составе бортовой аппаратуры которого размещают навигационную аппаратуру потребителя глобальной навигационной спутниковой системы и аппаратуру измерения частоты сигнала, передаваемого наблюдаемым космическим аппаратом, в орбитальном полете выведенного космического аппарата определяют параметры его орбиты с помощью навигационной аппаратуры потребителя, измеряют частоту сигнала, переданного наблюдаемым космическим аппаратом, используют измеренную частоту сигнала в качестве навигационного параметра орбиты наблюдаемого космического аппарата и определяют орбиту наблюдаемого космического аппарата по измеренным значениям частоты сигнала наблюдаемого космического аппарата и параметрам орбиты выведенного космического аппарата.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата (КА). Способ определения временной привязки телеметрических измерений с КА включает генерацию на борту временных меток и передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт. При этом измеряют на борту космического аппарата напряженность магнитного поля Земли, измеряют параметры орбиты космического аппарата, по которым определяют напряженность магнитного поля Земли, определяют ошибку временной привязки телеметрических измерений Δt из соотношений где Ha - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измеренным параметрам орбиты космического аппарата, Н - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измерениям на борту космического аппарата, и определяют временную привязку телеметрических измерений по формуле t*=t+Δt, где t - временная привязка телеметрических измерений, полученная по бортовым временным меткам. Обеспечивается точная временная привязка телеметрических измерений с КА.
Наверх