Астровизирующий прибор

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах астроориентации и астронавигации космических аппаратов и авиационной техники. Технический результат - повышение точности. Для этого прибор содержит входную оптическую систему с объективом, в фокальной плоскости которого установлен приемник излучения, размещенные на внутренней рамке подвеса, а также внешнюю рамку подвеса и блок обработки информации, первый вход которого подключен к выходу, а первый управляющий выход - к управляющему входу приемника излучения, при этом внутренняя и внешняя рамки подвеса снабжены приводами, входы которых подключены соответственно ко второму и третьему управляющим выходам блока обработки информации, и измерителями угла поворота. Повышение точности угловых измерений достигается за счет увеличения скорости обработки информации при использовании высокоточных высокоинформативных устройств. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано для астроориентации, астрокоррекции и астронавигации космических аппаратов и авиационной техники (далее летательных аппаратов).

Известен углоизмерительный звездный прибор, содержащий объектив, в фокальной плоскости которого располагается фотоприемное устройство, вычислительный блок и канал геометрического эталона (Патент РФ №2442109, МПК G01C 21/24, опубликован 10.02.2012 г.). Прибор имеет широкое неподвижное угловое поле (несколько сотен квадратных градусов) и, благодаря этому, простую конструкцию при высокой точности визирования (погрешность не превышает 25′′).

Недостатком данного прибора является высокая чувствительность к световым помехам, вызванным отражением солнечного излучения от элементов конструкции летательного аппарата, влиянием продуктов сгорания двигательных установок, пыли и т.д., что снижает точность и надежность работы прибора.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по наибольшему количеству совпадающих признаков является астровизирующий прибор с подвижным угловым полем (см. В.И. Федосеев и др. Оптико-электронные приборы ориентации и навигации космических аппаратов. Москва, Логос, 2007 г., стр.142-150).

Астровизирующий прибор содержит входную оптическую систему с объективом, в фокальной плоскости которого установлен приемник излучения, размещенные на внутренней рамке подвеса, а также внешнюю рамку подвеса, и блок обработки информации, первый вход которого подключен к выходу, а первый управляющий выход - к управляющему входу приемника излучения, при этом внутренняя и внешняя рамки подвеса снабжены приводами, входы которых подключены соответственно ко второму и третьему управляющим выходам блока обработки информации, и измерителями угла поворота. Прибор может изменять положение углового поля относительно базы прибора, т.е. наводиться на произвольную заданную звезду, благодаря чему угловое поле может быть достаточно узким (единицы квадратных градусов), что обеспечивает высокую помехозащищенность по отношению к световым потокам всех видов.

Управление наведением на заданную звезду и удержанием ее в поле зрения объектива осуществляется электронным блоком обработки. При этом системы слежения, обеспечивающие слежение за положением оси объектива, подстройку положения электронного растра приемника излучения и т.д., работают последовательно (см. В.И. Федосеев и др., Оптико-электронные приборы ориентации и навигации космических аппаратов. Москва, Логос, 2007 г., стр.150), что занимает много времени, но в данном приборе не оказывает существенного влияния на результирующую погрешность астровизирования всего прибора в целом, составляющую величину порядка 5′, основная доля которой обусловлена использованием шаговых двигателей, измерителей угла поворота с разрешением в 80′′, приемников-диссекторов.

Для достижения астровизирующим прибором с подвижным угловым полем точности, соизмеримой с точностью углоизмерительного звездного прибора с неподвижным полем по патенту РФ №2442109, погрешность которого не превышает 25′′, необходимо использовать устройства более совершенные и, соответственно, требующие в процессе работы с ними приема, выдачи и обработки гораздо большего, по сравнению с прототипом, объема информации. Последовательное решение всех возникающих в процессе обработки информации задач приведет в итоге к большой продолжительности измерения углового положения заданной звезды. При больших скоростях движения (эволюции) летательного аппарата и соответствующей скорости изменения углового положения наблюдаемых звезд, при высокой скорости изменения положения прибора это приведет к значительной погрешности астровизирования за счет длительной обработки большого объема информации.

Целью предлагаемого изобретения является повышение точности угловых измерений астровизирующего прибора за счет увеличения скорости обработки информации при использовании высокоточных высокоинформативных устройств.

Указанная цель достигается тем, что в астровизирующем приборе, содержащем входную оптическую систему с объективом, в фокальной плоскости которого установлен приемник излучения, размещенные на внутренней рамке подвеса, а также внешнюю рамку подвеса и блок обработки информации, первый вход которого подключен к выходу, а первый управляющий выход - к управляющему входу приемника излучения, при этом внутренняя и внешняя рамки подвеса снабжены приводами, входы которых подключены соответственно ко второму и третьему управляющим выходам блока обработки информации, и измерителями угла поворота, блок обработки информации выполнен в виде многопроцессорного устройства управления, первый и второй многоканальные входы которого подключены соответственно к N-канальному выходу измерителя угла поворота внутренней рамки подвеса и М-канальному выходу измерителя угла поворота внешней рамки подвеса, при этом число каналов N≥1, М≥1 и равно количеству преобразователей угол-код, установленных в соответствующем измерителе угла поворота.

А также тем, что блок обработки информации содержит первое устройство интерфейса, первые вход и выход которого являются соответственно первым входом и первым управляющим выходом блока обработки информации, а вторые вход и выход подключены соответственно к первым выходу и входу первого процессора, вторые вход и выход которого соединены соответственно с первыми выходом и входом второго процессора, вторые вход и выход которого подключены соответственно к первым выходу и входу третьего процессора, второе устройство интерфейса, первые вход и выход которого подключены соответственно к третьему выходу и третьему входу второго процессора, а вторые вход и выход являются соответственно вторым входом и четвертым выходом блока обработки информации, третье устройство интерфейса, N входов которого являются первым многоканальным входом блока обработки информации, а следующие М входов являются его вторым многоканальным входом, первый выход третьего устройства интерфейса подключен к четвертому входу второго процессора, а второй выход - ко второму входу третьего процессора, второй выход которого подключен к входу устройства управления приводами, первый и второй выход которого являются соответственно вторым и третьим управляющими выходами блока обработки информации.

А также тем, что приводы внутренней и внешней рамок подвеса выполнены на бесконтактных индукционных моментных электродвигателях.

На фиг.1 представлена функциональная схема астровизирующего прибора.

На фиг.2 представлена функциональная схема блока обработки информации.

Астровизирующий прибор содержит входную оптическую систему 1 с объективом 2, в фокальной плоскости которого установлен приемник излучения 3, в качестве которого может быть использован, например, высокоскоростной матричный приемник CMV-4000 с числом пикселей матрицы 2048×2048, размещенные на внутренней рамке 4 подвеса, и блок обработки информации 5, первый вход которого подключен к выходу, а первый управляющий выход - к управляющему входу приемника излучения 3, при этом внутренняя рамка 4 и внешняя рамка 6 подвеса снабжены приводами 7 и 8, в качестве которых могут быть использованы, например, бесконтактные индукционные моментные электродвигатели типа МД с электромагнитной редукцией частоты вращения ротора и возбуждением от высокоэрцетивных постоянных магнитов, входы приводов 7 и 8 подключены соответственно ко второму и третьему управляющим выходам блока обработки информации 5. Внутренняя 4 и внешняя 6 рамки подвеса снабжены также соответствующими измерителями угла поворота 9 и 10, выполненными, например, с использованием высокоскоростных оптических угловых энкодеров SIGNUM RESM с разрешением до 0,01′′.

Блок обработки информации 5 выполнен в виде многопроцессорного устройства управления с возможностью осуществления параллельного взаимодействия с приводом 7 внутренней рамки 4 подвеса, приводом 8 внешней рамки 6 подвеса, приемником 3 излучения, измерителем угла поворота 9 внутренней рамки 4 подвеса, измерителем угла поворота 10 внешней рамки 6 подвеса. Первый и второй многоканальные входы блока обработки информации 5 подключены соответственно к N-канальному выходу измерителя угла поворота 9 внутренней рамки 4 подвеса и М-канальному выходу измерителя угла поворота 10 внешней рамки 6 подвеса. При этом число каналов N≥1, М≥1 и равно количеству преобразователей угол-код (91-9N) и (101-10M), установленных в соответствующем измерителе угла поворота 9 и 10. Блок обработки информации 5 содержит первое устройство 11 интерфейса, первые вход и выход которого являются соответственно первым входом и первым управляющим выходом блока обработки информации 5, а вторые вход и выход подключены соответственно к первым выходу и входу первого процессора 12. Все процессоры блока обработки информации 5 могут быть построены, например, на базе микросхемы TMS320DM642AGDK7. Вторые вход и выход первого процессора 12 соединены соответственно с первыми выходом и входом второго процессора 13, вторые вход и выход которого подключены соответственно к первым выходу и входу третьего процессора 14, второе устройство 15 интерфейса, первые вход и выходы которого подключены соответственно к третьему выходу и третьему входу второго процессора 13, а вторые вход и выход являются соответственно вторым входом и четвертым выходом блока обработки информации 5, третье устройство 16 интерфейса, N входов которого являются первым многоканальным входом блока обработки информации 5, а следующие М входов его являются вторым многоканальным входом, первый выход третьего устройства 16 интерфейса подключен к четвертому входу второго процессора 13, а второй выход - ко второму входу третьего процессора 14, второй выход которого подключен к входу устройства 17 управления приводами, первый и второй выход которого являются соответственно вторым и третьим управляющими выходами блока обработки информации 5.

Работает астровизирующий прибор следующим образом.

Предварительно, до начала работы астровизирующего прибора, управляющее устройство летательного аппарата (на фиг.1 не показано), используя данные навигационной системы (например, инерциальной системы, выполненной на гироплатформе), рассчитывает ожидаемое угловое положение заданной звезды, т.е. ожидаемое угловое положение оси объектива 2 астровизирующего прибора, наведенной на заданную звезду, относительно базы астровизирующего прибора. Для измерения углового положения заданной звезды, т.е. выполнения основной задачи, решаемой астровизирующим прибором, с управляющего устройства летательного аппарата в блок обработки информации 5 поступает команда на определение углового положения заданной звезды, содержащая информацию о ее ожидаемом угловом положении. Эта команда в виде двоичных кодов подается через второе устройство 15 интерфейса на второй процессор 13. Второй процессор 13 формирует и передает в третий процессор 14 соответствующую команду на определение разности между ожидаемым угловым положением звезды и фактическим угловым положением оптической оси объектива 2. Данные о фактическом положении оси объектива 2 поступают в третий процессор 14 через третье устройство 16 интерфейса с преобразователей угол-код (91-9N) и (101-10M) измерителей угла поворота 9 и 10 внутренней 4 и внешней 6 рамок подвеса. Третий процессор 14 периодически рассчитывает разность между ожидаемым угловым положением звезды и фактическим угловым положением внутренней 4 и внешней 6 рамок подвеса, т.е. угловым положением оптической оси объектива 2. Для упрощения расчетов и уменьшения времени их проведения могут приниматься данные только с одного из N преобразователей угол-код измерителя угла поворота 9 внутренней рамки 4 подвеса, и с одного из М преобразователей угол-код измерителя угла поворота 10 внешней рамки 6 подвеса. Затем третий процессор 14 преобразует периодически получаемые значения разности между ожидаемым угловым положением звезды и фактическим угловым положением оси объектива 2, например, реализует их пропорционально-интегрально-дифференциальное преобразование, характер которого может автоматически изменяться в зависимости от величины разности, условий эксплуатации и т.д., с целью обеспечения максимально быстрого и точного выхода оси объектива 2 в заданное положение и, исходя из результатов, рассчитывает величины напряжений для каждой из фаз привода 7 внутренней рамки 4 подвеса и привода 8 внешней рамки 6 подвеса для каждого момента времени (каждого значения разности). Эти рассчитанные значения в виде двоичных кодов поступают на вход устройства 17 управления приводами, которое преобразует их в соответствующие напряжения, усиливает и выдает эти напряжения на фазовые обмотки приводов 7 и 8 внутренней 4 и внешней 6 рамок подвеса. Использование бесконтактных индукционных моментных электродвигателей с электромагнитной редукцией частоты вращения ротора и возбуждением от постоянных магнитов в приводах 7 и 8 позволяет исключить многоступенчатые редукторные передачи и существенно повысить точностные показатели работы. Объектив 2 устанавливается в заданное угловое положение и с максимально высокой точностью в течение всего времени, необходимого для измерения углового положения заданной звезды, удерживается с отработкой всех возмущающих воздействий в этом положении третьим процессором 14. Одновременно изображение заданного участка звездного неба через объектив 2 поступает на приемник излучения 3 и далее, после преобразования в нем, в виде двоичных кодовых посылок через первое устройство 11 интерфейса в первый процессор 12, который выделяет изображение заданной звезды, анализирует его и через первое устройство 11 интерфейса устанавливает оптимальный для данного конкретного случая режим работы приемника излучения 3, проводит обработку оптимизированного изображения, определяет с учетом размеров изображения и т.д. положение центра изображения заданной звезды на матрице приемника 3 излучения.

Второй процессор 13 сразу после установки объектива 2 в заданное угловое положение принимает через третье устройство 16 интерфейса данные с N-преобразователей угол-код измерителя угла поворота 9 внутренней рамки 4 подвеса и М-преобразователей угол-код измерителя угла поворота 10 внешней рамки 6 подвеса и осуществляет по ним уточненный расчет углового положения оси объектива 2 относительно базы астровизирующего прибора. Количество преобразователей угол-код N и М измерителей угла поворота 9 и 10 внутренней 4 и внешней 6 рамки подвеса выбирается из условия обеспечения требуемой точности учета деформации кручения валов внутренней 4 и внешней 6 рамок подвеса, их радиальных биений и т.д. и обычно равно 4 с каждой стороны каждого из валов, т.е., как правило, N=8 и М=8. Затем с учетом поступившей с первого процессора 12 информации о расположении центра изображения заданной звезды на матрице приемника излучения 3 второй процессор 13 рассчитывает угловое положение заданной звезды относительно базы астровизирующего прибора и и выдает его через второе устройство 15 интерфейса на управляющее устройство летательного аппарата для корректировки курса.

В заявляемом астровизирующем приборе при использовании высокоточных приводов на бесконтактных индукционных моментных электродвигателях, высокоинформативных измерителей угла поворота внутренней и внешней рамок подвеса, высокоскоростного матричного приемного устройства с большим разрешением блок обработки информации, выполненный в виде многопроцессорного устройства управления, позволяет осуществлять параллельно:

- управление приводами внутренней и внешней рамок подвеса и точное удержание оси объектива в заданном угловом положении в процессе измерений;

- управление режимом работы приемника излучения 3 с обработкой выдаваемой им информации (выделение изображения заданной звезды и определение его положения на матрице приемника излучения 3);

- обработку сигналов с преобразователей угол-код измерителей угла поворота внутренней и внешней рамок подвеса и расчет углового положения заданной звезды относительно базы астровизирующего прибора.

Таким образом, при увеличении объема исходных данных для обработки, повышающем точность измерения, существенно уменьшается время измерения углового положения заданной звезды, и, тем самым, значительно снижается, особенно при больших скоростях изменения углового положения звезды относительно базы астровизирующего прибора погрешность астровизирования (до 20′′).

1. Астровизирующий прибор, содержащий входную оптическую систему с объективом, в фокальной плоскости которого установлен приемник излучения, размещенные на внутренней рамке подвеса, а также внешнюю рамку подвеса и блок обработки информации, первый вход которого подключен к выходу, а первый управляющий выход - к управляющему входу приемника излучения, при этом внутренняя и внешняя рамки подвеса снабжены приводами, входы которых подключены соответственно ко второму и третьему управляющим выходам блока обработки информации, и измерителями угла поворота, отличающийся тем, что блок обработки информации выполнен в виде многопроцессорного устройства управления, первый и второй многоканальные входы которого подключены соответственно к N-канальному выходу измерителя угла поворота внутренней рамки подвеса и М-канальному выходу измерителя угла поворота внешней рамки подвеса, при этом число каналов N≥1, М≥1 и равно количеству преобразователей угол-код, установленных в соответствующем измерителе угла поворота.

2. Астровизирующий прибор по п.1, отличающийся тем, что блок обработки информации содержит первое устройство интерфейса, первые вход и выход которого являются соответственно первым входом и первым управляющим выходом блока обработки информации, а вторые вход и выход подключены соответственно к первым выходу и входу первого процессора, вторые вход и выход которого соединены соответственно с первыми выходом и входом второго процессора, вторые вход и выход которого подключены соответственно к первым выходу и входу третьего процессора, второе устройство интерфейса, первые вход и выход которого подключены соответственно к третьему выходу и третьему входу второго процессора, а вторые вход и выход являются соответственно вторым входом и четвертым выходом блока обработки информации, третье устройство интерфейса, N входов которого являются первым многоканальным входом блока обработки информации, а следующие М входов являются его вторым многоканальным входом, первый выход третьего устройства интерфейса подключен к четвертому входу второго процессора, а второй выход - ко второму входу третьего процессора, второй выход которого подключен к входу устройства управления приводами, первый и второй выход которого являются соответственно вторым и третьим управляющими выходами блока обработки информации.

3. Астровизирующий прибор по п.1, отличающийся тем, что приводы внутренней и внешней рамок подвеса выполнены на бесконтактных индукционных моментных электродвигателях.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения небесных объектов - звезд, галактик, квазаров и тел Солнечной системы, прежде всего астероидов и комет, опасных для Земли.

Изобретение относится к области навигационных систем. .

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в бортовых системах управления космическими аппаратами (КА) для определения автономных оценок орбиты и ориентации КА.

Изобретение относится к мореходной астрономии и может быть использовано для определения координат места по наблюдению светил. .

Изобретение относится к глобальным информационным космическим системам мониторинга Земли и околоземного пространства. .

Изобретение относится к космонавтике и, в частности, к системам астрокоррекции азимута пуска ракет-носителей. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании спутниковых систем позиционирования объектов на земной поверхности. .

Изобретение относится к информационным спутниковым системам и может быть использовано для создания глобального радионавигационного поля для морских, наземных, воздушных, а также космических потребителей.

Изобретение относится к космической технике и, в частности, к методам и средствам обеспечения привязки времени регистрации наблюдаемых явлений на борту космического аппарата (КА) к местному времени на Земле.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) преимущественно при полетах в сложных метеоусловиях. .

Изобретение относится к системам автономной навигации и ориентации космического аппарата (КА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют формирование оценок оскулирующих элементов орбиты и углов ориентации КА относительно осей текущей орбитальной системы координат. Эти оценки определяются на основе анализа геоцентрических годографов осей КА, полученных на основе обработки результатов измерений в жестко закрепленном на корпусе КА оптико-электронном приборе координат звезд и их звездных величин. Полученные оценки используются в качестве априорной информации при решении задачи навигации и ориентации на борту КА. При этом восстанавливается возможность функционирования системы автономной навигации и ориентации при аварийном пуске КА, либо при возникновении других нештатных ситуаций, связанных с потерей априорной (опорной) информации. Тем самым повышаются степень автономности и уровень надежности функционирования бортового комплекса управления, повышается степень боевой устойчивости и вероятности выполнения полетного задания. 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области автоматики и может быть использовано при создании систем автоматического управления (САУ) изделиями и объектами ракетно-космической техники (РКТ) и робототехнических комплексов (РТК), работающих в экстремальных внешних условиях. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого cиcтема содержит оптоэлектронное устройство с двумя телескопами и исполнительными органами для управления телескопами, ПЗС матрицами, установленными в фокусе телескопов, и специализированным вычислительным устройством (СБУ) обработки изображений, Обеспечение энергией осуществляет подсистема электропитания (ПЭП). Кроме этого, система содержит аппаратуру спутниковой навигации, бесплатформенную инерциальную навигационную подсистему (БИНПС), бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) и подсистему электропитания (ПЭП). Наличие встроенного резервирования во всех компонентах системы с собственными средствами контроля и нейтрализации катастрофических отказов позволяет нейтрализовать катастрофические отказы в компонентах, вызванные временем и действием тяжелых заряженных частиц космического пространства. 29 з.п. ф-лы, 29 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в системах обнаружения воздушных объектов искусственного происхождения, перемещающихся в атмосфере Земли. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют последовательное измерение интенсивности изотропного космического реликтового излучения путем сканирования измерительным приемником небесной сферы, настроенным на частоту изотропного космического реликтового излучения. При этом для регистрации интенсивности электромагнитных волн изотропного космического реликтового излучения используется регистратор, который состоит из узкополосной, узконаправленной антенны, узкополосного селективного приемника, прецизионного позиционера и вычислителя координат перемещающихся воздушных объектов с устройством вывода информации. 1 ил.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам. Отличительной особенностью заявленной системы астровизирования является то, что в блок обработки выходного сигнала телеблока дополнительно введены второй коммутатор, первым входом соединенный со вторым выходом циклического счетчика, вторым входом соединенный со вторым выходом накопителя, а выходом соединенный с четвертым входом сумматора-накопителя, а в блоке обнаружения звезды и определения ее координат второй выход первого блока сравнения соединен со вторым входом пятого блока сравнения, первый вход четвертого блока сравнения соединен с выходом блока запоминания координат звезды при прохождении выходного сигнала сумматора-накопителя блока обработки выходного сигнала телеблока через ноль, а второй и третий входы соответственно со вторыми выходами второго и третьего блоков сравнения, а третий выход четвертого блока сравнения соединен с первым входом вновь введенного шестого блока сравнения, второй вход которого соединен с выходом пятого блока сравнения, а выход соединен со входом вновь введенного блока определения координат визируемой звезды, выход которого соединен со входом блока формирования признака обнаружения визируемой звезды. Техническим результатом является повышение точности визирования звезды. 7 ил.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с выхода астровизирующего устройства. Характеризуется тем, что для обнаружения визируемой звезды при наличии фоновой помехи высокого уровня формируется накопитель, состоящий из N регистров для хранения N последних выходных сигналов телеблока, и циклический счетчик, меняющийся от единицы до N на каждом цикле поступления выходного сигнала телеблока. Текущий выходной сигнал телеблока запоминается в регистре накопителя, номер которого определяется значением циклического счетчика. Для повышения точности определения координат визируемой звезды, при наличии градиента фоновой помехи высокого уровня, номер регистра накопителя определяется как текущее значение циклического счетчика и 3/4 числа N регистров накопителя, взятое по модулю N. Техническим результатом является повышение точности визирования звезды за счет компенсации градиента фоновой помехи. 6 ил.

Изобретение относится к высокоточным астроинерциальным навигационным системам для применения в составе пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Астронавигационная система, установленная на летательном аппарате, содержит бесплатформенную инерциальную навигационную систему, включающую акселерометры, гироскопы, приемник спутниковой радионавигационной системы, навигационный вычислитель, автономный источник питания, астровизирующее устройство с вычислителем, определяющим угловые параметры визирования звезд, навигационный вычислитель, блок градиентометров, жестко связанный с бесплатформенной инерциальной навигационной системой, для возможности синхронного перемещения с летательным аппаратом и параллельно плоскости горизонта. Вычислитель бесплатформенной инерциальной навигационной системы выполнен в виде последовательно соединенных программного модуля вычисления матрицы градиентов, программного модуля счисления скорости, программного модуля счисления координат и программного модуля коррекции. Технический результат - повышение точности параметров астроинерциальной системы путем использования косвенных значений градиента вектора напряженности гравитационного поля Земли. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для обнаружения астероидов и комет, опасных для Земли. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Изобретение включает способ обзора космического пространства между Солнцем и Землей, из-за засветки Солнцем недоступного для наблюдения с Земли или околоземных орбит. Обзор этой части космического пространства производится с одного или двух космических аппаратов, расположенных на орбите Земли на постоянном расстоянии от нее. Обзор космического пространства производится в пределах наблюдаемого с космического аппарата контура конуса с вершиной в центре Земли и осью, направленной на Солнце, ограниченного со стороны Солнца углом засветки Солнцем аппаратуры наблюдения космического аппарата. Полный или частичный обзор данной области космического пространства может осуществляться либо в режиме покадровой съемки с заданной экспозицией, либо в режиме сканирования по полосам с заданной угловой скоростью с использованием матричных фотоприемных приборов с зарядовой связью со считыванием сигналов в режиме с временной задержкой и накоплением. Получаемая информация передается на наземные средства приема информации для ее последующей обработки. 12 з.п.ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в высокоточных астроинерциальным навигационных системах летательных аппаратов (ЛА). Технической результат - повышение точности выходных параметров за счет учета в процессе измерений в реальном времени изменения гравитационных составляющих ускорения силы тяжести. Для этого в астронавигационную систему ЛА дополнительно вводят гравиметры, блок высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата, вычислитель ускорения силы тяжести и сумматоры, при этом гравиметры устанавливают на отдельной платформе, выполненной с возможностью синхронного перемещения с перемещением летательного аппарата и параллельно плоскости горизонта, причем выходы гравиметров и блока высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата соединяют с входами вычислителя ускорения силы тяжести, выходы которого подключены через сумматоры к навигационному вычислителю бесплатформенной инерциальной навигационной системы, а выходы акселерометров соединяют с вторыми входами сумматоров. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения небесных объектов, прежде всего астероидов и комет, опасных для Земли, летящих к Земле со всех направлений, в том числе и со стороны Солнца, определения времени и района падения небесного тела на Землю и выдачи заблаговременного сообщения органам государственного управления и заинтересованным абонентам для предотвращения угрожающего события или принятия мер по снижению катастрофических последствий от возможного столкновения. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого космическая система обзора небесной сферы для наблюдения небесных объектов и обнаружения опасных для Земли небесных тел - астероидов и комет - включает в себя наземный информационно-управляющий центр и два космических комплекса. Наземный информационно-управляющий центр системы управляет всеми средствами космической системы, организует обзор космического пространства одновременно двумя космическими комплексами и осуществляет обработку поступающей от них информации. Первый космический комплекс с космическим аппаратом (аппаратами), установленным на геостационарной или близкой к ней геосинхронной орбите, регулярно осматривает всю небесную сферу, кроме околосолнечной области, которую невозможно наблюдать из-за засветки Солнцем аппаратуры наблюдения. Второй космический комплекс с космическим аппаратом (аппаратами), установленным на орбите Земли на расстоянии от 40 млн км до 80 млн км, регулярно осматривает сбоку пространство между Солнцем и Землей, недоступное для наблюдения с Земли. Это пространство представляет собой конус, вершина которого расположена в центре Земли, с осью, направленной на центр Солнца, и углом при вершине, равным углу засветки Солнцем аппаратуры наблюдения космического аппарата первого космического комплекса. Обзор этого конуса ограничивается углом засветки Солнцем аппаратуры наблюдения космического аппарата второго комплекса. Космическая система может быть использована также для исследований космического пространства по различным научным программам. 8 ил.

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем, систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА). Технический результат изобретения - повышение точности и быстродействия оптимального оценивания и коррекции всех измеряемых инерциальной навигационной системой (ИНС) навигационных и пилотажных параметров в обеспечение эффективного решения навигационных, боевых и специальных задач. Способ оценивания ошибок инерциальной информации и ее коррекции по измерениям спутниковой навигационной системы заключается в том, что используют традиционную процедуру оптимальной фильтрации и идентификации Калмана, для чего сигналы измерения оптимального фильтра-идентификатора формируют посредством сравнения одноименных географических координат местоположения и горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП) ИНС, сформированных по измерениям спутниковой навигационной системы (СНС), а его структуру синтезируют в соответствии с традиционной для ИНС моделью ошибок, при этом характер полета методически организуют таким образом, что после 270 секунд прямолинейного горизонтального полета, на котором реализуют точное «горизонтирование» гироплатформы и оценивают хорошо наблюдаемые параметры горизонтальных каналов ИНС, осуществляют маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, после чего активную фазу процедуры оптимальной фильтрации и идентификации приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного - до следующего сеанса коррекции, прогноза, для реализации которого сигналы измерения обнуляют, а значения оценок на момент завершения активной фазы процедуры оценивания используют в качестве начальных условий в процедуре прогноза, при этом сам прогноз осуществляют в соответствии с дискретными уравнениями расчета априорных оценок ошибок ИНС, а коррекцию выходных параметров ИНС - географических координат местоположения и составляющих абсолютной линейной скорости, реализуют в разомкнутой схеме ИНС, для чего используют текущие прогнозируемые значения оценок параметров состояния ИНС. При этом модель ошибок ИНС расширяют за счет включения в нее математического описания координат ее местоположения относительно антенного блока (АБ) СНС и представляют их в виде системы трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка в проекциях на оси опорного трехгранника ГП ИНС, которые одновременно описывают аддитивно входящие в скоростные сигналы измерения кинематические составляющие относительной скорости движения ИНС, а при формировании сигналов измерения и матрицы наблюдения используют кинематические соотношения, связывающие ошибки Δϕ, Δλ, Δχ счисления географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС с погрешностями выдерживания вертикали αx, αy и углом αz азимутального ухода ГП ИНС с точностью до величин второго порядка малости относительно таких параметров, как Δϕ, Δλ, αх, αy, αz, обеспечивают определение текущих значений элементов матриц сообщения и наблюдения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах астроориентации и астронавигации космических аппаратов и авиационной техники. Технический результат - повышение точности. Для этого прибор содержит входную оптическую систему с объективом, в фокальной плоскости которого установлен приемник излучения, размещенные на внутренней рамке подвеса, а также внешнюю рамку подвеса и блок обработки информации, первый вход которого подключен к выходу, а первый управляющий выход - к управляющему входу приемника излучения, при этом внутренняя и внешняя рамки подвеса снабжены приводами, входы которых подключены соответственно ко второму и третьему управляющим выходам блока обработки информации, и измерителями угла поворота. Повышение точности угловых измерений достигается за счет увеличения скорости обработки информации при использовании высокоточных высокоинформативных устройств. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх