Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата



Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата
Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата
Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата
Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата

Владельцы патента RU 2525634:

Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") (RU)

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.

 

Область техники

Заявленное изобретение относится к солнечным датчикам системы ориентации малоразмерных космических аппаратов (МКА).

Уровень техники

В настоящее время в системах ориентации МКА широко используются солнечные датчики с фотоприемниками (ФП) на основе кремния. При малых габаритах, весе и стоимости датчики обладают удовлетворительными техническими параметрами. Однако такие датчики имеют существенный недостаток. На выходе датчика присутствуют два сигнала - прямой сигнал от Солнца и отраженный от атмосферы Земли. В результате появляется неоднозначность выбора направления на Солнце. Проблема решается различными дополнительными программными и аппаратными способами, что усложняет бортовую вычислительную машину (БВМ) и снижает надежность устройства в целом. Устранить неоднозначность можно за счет использования солнечного датчика, работающего в УФ части спектра. Такой датчик реагирует на ультрафиолетовое (УФ) заатмосферное излучение Солнца в диапазоне, который поглощается озоновым слоем атмосферы Земли, т.е. датчик не чувствителен к солнечному излучению, отраженному от атмосферы Земли.

Из уровня техники известна конструкция солнечного датчика (см. патент Российской Федерации на изобретение RU 2244263, опубл. 10.01.2005). Датчик содержит оптический спектральный фильтр, щелевую маску, многоэлементный фоточувствительный приемник, пороговые элементы, регистр фотоприемника, счетчик, выходной регистр, генератор тактовых импульсов. Направление на Солнце определяется в соответствии с номером элементарного фотоприемника, на выходе которого в данный момент времени фиксируется сигнал от Солнца. Сигнал от атмосферы Земли фиксируется группой фотоприемников, что позволяет с помощью блока логики устранить неоднозначность определения направления.

Недостатками известного технического решения являются значительные габариты и вес конструкции. Использование данной конструкции солнечного датчика в составе малоразмерного космического аппарата - наноспутника массой менее 5 кг не представляется возможным.

Из уровня техники известна конструкция УФ солнечного датчика (см. патент США на изобретение US 5644134, опубл. 01.07.1997).

Функциональная схема УФ солнечного датчика-аналога представлена на фиг.1.

Селективное выделение УФ области (200-290 нм) из спектра поступающей солнечной энергии осуществляется с помощью прецизионных оптических корректирующих светофильтров (1, 4). Выделенное УФ-излучение преобразуется в электрический сигнал с помощью фотоприемников (2, 3) на основе кремния. Светофильтры с фотоприемниками крепятся на основание (5).

Недостатками известного технического решения являются:

- низкая надежность конструкции солнечного датчика в условиях воздействия неблагоприятных факторов реального космического полета: вакуум, радиация, низкая температура, прямое неослабленное излучение Солнца;

- необходимость защиты оптических корректирующих светофильтров от прямого солнечного излучения приводит к значительному увеличению габаритов и веса конструкции;

- низкая интегральная чувствительность датчика из-за отсутствия встроенного малошумящего предварительного усилителя;

УФ-диапазон, выделенный светофильтрами (200-290 нм), не полностью соответствует спектральной характеристике оптического поглощения озона в атмосфере Земли (280-320 нм), что приводит к появлению на выходе солнечного датчика паразитного сигнала от атмосферы, приводящего к неоднозначности выбора направления на Солнце.

Раскрытие изобретения

Техническим результатом заявленного изобретения является:

- повышение надежности работы датчика;

- уменьшение габаритов и массы;

- повышение чувствительности и отношения сигнал/шум;

- избавление от проблемы неоднозначности выбора направления на Солнце.

Технический результат достигается тем, что активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата содержит:

- фотоприемник на природном алмазе, на входное окно которого поступает солнечная энергия, и

- малошумящий предварительный усилитель,

при этом фотоприемник на природном алмазе функционально сочетает в себе два последовательно соединенных устройства: оптический ультрафиолетовый фильтр и ультрафиолетовый фотоприемник соответственно, и размещен в DIP (Dual Inline Package) корпусе, интегрирован в схему малошумящего предварительного усилителя и устанавливается непосредственно на его печатную плату,

при этом селективное выделение ультрафиолетовой области из солнечного спектра и преобразование его в электрический сигнал осуществляется в фотоприемнике на природном алмазе, а дальнейшее усиление сигнала осуществляется в малошумящем предварительном усилителе, выход которого является выходом активного ультрафиолетового солнечного датчика направления для системы ориентации малоразмерного космического аппарата.

В предпочтительном варианте, в качестве фотоприемника на природном алмазе используется фотоприемник типа ФПЯ-1, а в качестве природного алмаза используется алмаз типа 2 А.

Краткое описание чертежей

Признаки и сущность заявленного изобретения поясняются в последующем детальном описании, иллюстрируемом чертежами, где показано следующее.

На фиг.1 - функциональная схема УФ солнечного датчика-аналога, где:

1 - первый оптический корректирующий светофильтр;

2 - первый кремниевый фотоприемник;

3 - второй кремниевый фотоприемник;

4 - второй оптический корректирующий светофильтр;

5 - основание.

На фиг.2 - функциональная схема заявленной конструкции активного ультрафиолетового солнечного датчика для системы ориентации малоразмерного космического аппарата (МКА), где:

6 - фотоприемник на природном алмазе типа ФПЯ-1;

7 - оптический ультрафиолетовый фильтр;

8 - ультрафиолетовый фотоприемник;

9 - малошумящий предварительный усилитель.

На фиг.3 - принципиальная электрическая схема малошумящего предварительного усилителя.

На фиг.4 - конструкция заявленного активного ультрафиолетового солнечного датчика для системы ориентации малоразмерного космического аппарата (МКА).

Осуществление изобретения

Активный ултрафиолетовый солнечный датчик состоит из фотоприемника (ФП) на природном алмазе типа ФПЯ-1 и малошумящего предварительного усилителя.

ФП на природном алмазе интегрирован в схему малошумящего предварительного усилителя и устанавливается непосредственно на его печатную плату.

ФП на природном алмазе изготовлен из природного алмаза типа 2А. Его спектральная характеристика пропускания (280-320 нм) практически полностью совпадает со спектральной характеристикой поглощения озона, находящегося в атмосфере Земли. Это означает, что ФП на природном алмазе оказывается не чувствителен к солнечному свету, отраженному от атмосферы, так как в нем полностью отсутствует УФ- составляющая. В технике такие фотоприемники на природном алмазе называют «солнечно-слепыми». В то же время алмаз является полупроводником, способным генерировать свободные носители тока (электроны и дырки). При УФ-облучении, через алмаз начинает протекать фототок, что указывает на возможность создания фотопреобразователя на его основе. Таким образом, алмаз типа 2А функционально сочетает в себе два устройства: оптический УФ-фильтр и УФ фотоприемник. Использование ФП на природном алмазе в датчике позволяет полностью избавиться от проблемы неоднозначности выбора направления на Солнце, присущей кремниевым фотоприемниках.

Для повышения чувствительности и отношения сигнал/шум на выходе активного ультрафиолетового датчика, ФП на природном алмазе интегрирован в схему малошумящего предварительного усилителя (ПУ). Активный ультрафиолетовый солнечный датчик, размещенный в DIP корпусе, устанавливается непосредственно на печатную плату малошумящего предварительного усилителя. Коэффициент усиления ПУ выбирается с учетом конкретных параметров ФП на природном алмазе, высоты рабочей орбиты МКА и условий нормального функционирования аналого-цифрового преобразователя (АЦП) бортовой вычислительной машины (БВМ). Так, к примеру, если запуск МКА планируется с Международной космической станции (МКС), находящейся на орбите высотой около 400 км, с учетом усредненных параметров ФП на природном алмазе, коэффициент усиления ПУ должен быть равен Кус.ПУ=80-100.

На фиг.3 представлен пример реализации принципиальной электрической схемы малошумящего предварительного усилителя.

Солнечная энергия, попавшая на входное окно фотоприемника на природном алмазе, преобразуется им в электрический сигнал. Фотоприемник В1 типа ФПЯ-1 входит в состав мостовой схемы, состоящей из B1, R4 (левое плечо) и R1, R5 (правое плечо), разностный сигнал с которой поступает на вход прецизионного операционного усилителя D1 (выв.3) типа OP 177GS производства фирмы Analog Devices. Питание операционного усилителя осуществляется однополярным напряжением. Необходимое напряжение смещения обеспечивается стабилизатором, собранном на стабилитроне VI, токозадающем резисторе R3 и конденсаторе фильтра C1. С выхода усилителя D1 (выв.6), пройдя через ограничительный стабилитрон V2, сигнал поступает на выход устройства, клемма «Вых.». Резистор R6 создает цепь нагрузки стабилитрона V2. С выхода D1 (выв.6) на вход (выв.2) через резистор R2 и конденсатор С2 усилитель охвачен частотно-зависимой отрицательной обратной связью. Напряжение питания на D1 (выв.7) поступает со стабилизатора напряжения, собранного на стабилитроне V3, токозадающем резисторе R7 и конденсаторе фильтра C3. На клеммы «+12 B» и «0» поступает внешнее напряжение питания.

На фиг.4 показана конструкция заявленного активного ультрафиолетового солнечного датчика для системы ориентации малоразмерного космического аппарата.

В заявленном датчике полностью устранен недостаток, присущий применявшимся ранее кремниевым датчикам - неоднозначность определения направления. Это позволило исключить логическую часть из схемы обработки сигнала с датчика.

Активный ультрафиолетовый солнечный датчик способен работать в условиях открытого космоса и не требует дополнительных мер защиты. Это позволило уменьшить массу и габариты датчика по сравнению с существующими солнечными датчиками.

За счет применения встроенного малошумящего усилителя, активный ультрафиолетовый солнечный датчик обладает повышенной чувствительностью, что предполагает его использование и в других областях космической техники, например для измерения величины УФ-излучения.

1. 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 два последовательно соединенных устройства: оптический ультрафиолетовый фильтр и ультрафиолетовый фотоприемник соответственно, и размещен в DIP (Dual Inline Package) корпусе, интегрирован в схему малошумящего предварительного усилителя и устанавливается непосредственно на его печатную плату,
при этом селективное выделение ультрафиолетовой области из солнечного спектра и преобразование его в электрический сигнал осуществляется в фотоприемнике на основе природного алмаза, а дальнейшее усиление сигнала осуществляется в малошумящем предварительном усилителе, выход которого является выходом активного ультрафиолетового солнечного датчика для системы ориентации малоразмерного космического аппарата.

2. Датчик по п.1, в котором в качестве фотоприемника на основе природного алмаза используется фотоприемник типа ФПЯ-1.

3. Датчик по п.1, в котором в качестве природного алмаза используется алмаз типа 2A.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретения относятся к вычислительной технике и могут быть использованы для обнаружения неисправностей спутников и корректировки таких неисправностей. Техническим результатом является возможность определения типа неисправности.

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.

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.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных систем управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных навигационных системах (ИНС) управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к космической межспутниковой связи, и может быть использовано в космической спутниковой навигационной группировке ГЛОНАСС.

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.

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 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.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, обеспечивающим измерение угловых координат цели в динамическом режиме. Углоизмерительный прибор содержит объектив, матричный приемник излучения, вычислительный блок и канал геометрического эталона, состоящий из оптически сопряженных с объективом осветительного блока, имеющего три источника света, расположенные под углом 120° друг к другу, коллиматорного блока, включающего три входные и три выходные точечные диафрагмы, и зеркально-призменного блока, образующий с нанесенными на него диафрагмами коллиматора моноблок, жестко связанный с опорной плоскостью углоизмерительного прибора. Зеркально-призменный моноблок выполнен из шести боковых зеркальных граней и ограничивающих их параллельных преломляющих оснований, большее шестиугольное из которых с нанесенными на него выходными точечными диафрагмами обращено к объективу, причем его соседние ребра расположены под углом 120° друг к другу. Моноблок выполнен с тремя дополнительными преломляющими гранями, размещенными между большим основанием и соответствующей боковой зеркальной гранью, составляющей с большим основанием острый угол и размещенной перед выходной точечной диафрагмой, каждая дополнительная грань снабжена входной точечной диафрагмой, а углы между большим основанием и тремя дополнительными преломляющими гранями и тремя боковыми зеркальными гранями, расположенными перед тремя входными точечными диафрагмами, равны 90°. Технический результат - повышение точности прибора без усложнения его конструкции и увеличения массогабаритных характеристик. 7 ил.

Изобретение относится к области измерений и измерительной техники и может быть использовано в геодезии, навигации, метеорологии. Способ определения задержки электромагнитного сигнала тропосферой при относительных спутниковых измерениях включает спутниковые измерения, измерение метеоэлементов геодезическим градиентометром (патент РФ №2452983), расчет распределения метеоэлементов в направлении распространения электромагнитного сигнала, определение задержки сигнала тропосферой. В нижнем слое атмосферы при моделировании используют измеренные градиенты метеоэлементов, выше - среднестатистические, а для влажности используют график зависимости влажности воздуха от температуры. Измерение метеоэлементов градиентометром позволяет однозначно определить характер изменения градиентов с высотой. Производство метеоизмерений над двумя крайними по физико-химическим свойствам подстилающими поверхностями позволяет учесть горизонтальную изменчивость метеоэлементов. Одновременные спутниковые наблюдения на не менее чем трех станциях позволяют получить избыточные измерения, необходимые для определения оптимального значения высоты замены измеренных градиентов среднестатистическими, которое соответствует наименьшей невязке в приращениях координат. Предложенный способ позволяет повысить точность и производительность относительных спутниковых измерений за счет независимого определения задержки электромагнитного сигнала тропосферой. 1 ил.

Изобретение относится к оптико-электронному приборостроению и может быть использовано в оптико-электронных приборах (ОЭП) ориентации по звездам, содержащих матричный фотоприемник с накоплением заряда. Решение заключается в проецировании на фоточувствительную площадку фотоприемника через объектив изображения участка звездного неба в трех или более спектральных диапазонах и калибрационных меток с изменяемым временем экспозиции, выделении изображений звездных объектов во всех спектральных диапазонах и формировании мультиспектрального изображения звездных объектов путем выбора по каждому звездному объекту изображения того спектрального диапазона, средняя величина амплитуды в котором оказывается наибольшей, измерении линейных координат центров изображений звезд и калибрационных отметок и пересчете линейных координат центров изображений звезд в угловые координаты звезд в базовой приборной системе координат с учетом результатов измерений линейных координат центров изображений калибрационных отметок. Технический результат - увеличение точности измерения угловых координат звезд за счет повышения отношения сигнал/шум путем обработки изображений звезд в раздельных спектральных диапазонах. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение может использоваться на космических аппаратах дистанционного зондирования Земли при жестких требованиях по координатной привязке получаемых снимков. Телескоп содержит последовательно установленные по ходу луча первого канала главное зеркало, вторичное зеркало, линзовый корректор, регистрирующее устройство, размещенное в фокальной плоскости телескопа, и установленное по ходу луча второго канала главное зеркало, общее для первого и второго каналов, и второе регистрирующее устройство. Каналы телескопа выполнены соосными с противоположным расположением входных зрачков. Главное зеркало выполнено двояковогнутым с образованием двух противоположно направленных рабочих поверхностей и двух фокальных плоскостей телескопа. В первом варианте обе фокальные плоскости телескопа и оба регистрирующих устройства расположены со стороны входного зрачка второго канала. Во втором варианте каждый канал снабжен отдельным вторичным зеркалом, обе фокальные плоскости и оба регистрирующих устройства расположены в центральной зоне главного зеркала, регистрирующие устройства расположены со стороны входных зрачков соответствующих каналов. Технический результат - уменьшение погрешности привязки изображения земной поверхности. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к замкнутым телевизионным системам и может быть использовано в контрольно-измерительной технике, в приборах для космической навигации, в устройствах позиционирования, в системах управления космического аппарата в качестве датчика ориентации, где в качестве источника информационного сигнала используются матричные фотоприемники с накоплением заряда. Технический результат - повышение точности измерения положения центра тяжести изображения, полученного фотоприемной матрицей на основе ПЗС. В способе определения координат центра тяжести изображения осуществляют поправку, соответствующую аддитивной составляющей искажений изображения, корректировку обрабатываемых сигналов обратно пропорционально мультипликативной составляющей искажений и формирование групп взвешенных с весами обратными нелинейным искажениям фотоприемной матрицы строчных интегральных сигналов, являющихся основой для определения координат центра тяжести изображения. Таким образом, устраняют влияние искажений изображения, характерных для ПЗС матрицы. 2 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов, например летательных аппаратов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого относительно гиростабилизированной платформы (ГСП), установленной на изделии в кардановом подвесе, обеспечивают увеличение углов поворота вокруг продольной, поперечной и вертикальной осей изделия за счет автоматического перевода трехосного карданова подвеса по сигналам от вычислительного устройства из режима работы с «ракетными» углами в режим работы с «самолетными» углами и обратно на заданное (требуемое) число раз с помощью двигателя механизма разворота (ДМР), установленного на дополнительной наружной раме карданова подвеса ГСП. При этом ось вращения дополнительной рамы относительно летательного аппарата (ЛА) устанавливают коллинеарно вертикальной оси ЛА. 3 ил.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного определения направления на Солнце. Согласно способу с помощью оптико-интерференционной системы получают изображения светящегося кольца, центр которого соосен с направлением Солнца из центральной точки этой системы. Изображения кольца проецируют на матричный фотоприемник. Об угловом положении Солнца судят по положению центра спроецированного светового кольца на фотоприемнике. Устройство содержит сферическую оптико-интерференционную систему, включающую тонкий полусферический мениск с нанесенным на его выпуклую поверхность интерференционным светофильтром, рассеиватель излучения на вогнутой поверхности мениска и отсекающий светофильтр. Кроме того, устройство содержит объектив, матричный фотоприемник и блок управления, обработки и расчета. Технический результат - повышение точности определения угловых координат Солнца. 7 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения летательных аппаратов: искусственных спутников Земли, спускаемых космических аппаратов, управляемых снарядов и ракет. Технический результат - повышение точности и помехоустойчивости. Для этого на объекте устанавливаются три приемные антенны спутниковых навигационных систем (СНС) с одним специализированным приемником, имеющим три входа, каждый из которых имеет один вход для подключения антенны, при этом опорная антенна вместе с бескардановым инерциальным измерительным модулем (БИИМ) на микромеханических датчиках (ММД) устанавливается в носовой части объекта по оси вращения, а две других с максимально возможным отстоянием по продольной оси от опорной антенны расположены по окружности со смещением 180° в поперечной плоскости. Разностные фазовые измерения СНС вращающегося объекта используются для оценки погрешностей БИИМ как по углу крена, так и углам курса и тангажа, а также для оценки погрешностей масштабных коэффициентов гироскопов и акселерометров, в том числе установленных по продольной оси объекта, вокруг которой осуществляется быстрое вращение. 14 ил.

Заявляемое изобретение относится к навигационной технике, а именно к способу навигации космического аппарата (КА). Способ основан на измерении отклонения истинного и измеренного положения звезды, наблюдаемой сквозь земную атмосферу. Отклонение связано с атмосферной рефракцией. Для этого с помощью звездного прибора проводят одновременно измерения угловых расстояний между видимым положением известной звезды, лучи которой подвергаются рефракции в атмосфере, и положением каждой из не менее чем двух звезд, находящихся над атмосферой, лучи которых проходят выше атмосферы и не подвергаются рефракции. По измеренным расстояниям определяют величину угла атмосферной рефракции в момент измерения. Технический результат - определение величины атмосферной рефракции для использования ее в системе автономной навигации КА с целью уточнения параметров орбиты. 5 ил.

Изобретение относится к области астрономо-геодезических измерений и может быть использовано для определения географических координат объекта, в том числе подвижного. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют прием и спектральный анализ сигналов от чувствительного элемента, фиксацию сигналов, принятых от различных радиопульсаров, их идентифицикацию на электронной карте звездного неба в вычислительном устройстве и расчет широты и долготы места обсервации. При этом система космической навигации содержит чувствительный элемент, вычислительное устройство, блок памяти с электронной картой (базой данных) пульсаров, информационные кабели и индикатор долготы и широты, датчик наклона чувствительного элемента, причем чувствительный элемент выполнен в виде датчика сверхслабых излучений, имеющий всенаправленную диаграмму направленности. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-08-20 2014-08-20T10:30:49
Наверх