Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата



Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата
Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2561874:

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

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.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата (КА).

Радиотелеметрические системы играют важную роль в процессе получения научной информации в космическом эксперименте. С их помощью на Землю передаются сведения об исследуемых процессах и явлениях, а также о работе научной аппаратуры и служебных системах. Используемая в космических экспериментах информационно-телеметрическая система состоит из бортовой части, устанавливаемой на КА, и наземной, связанной с ней радиолинией. Бортовая часть системы содержит устройства восприятия первичной информации, сбора, преобразования и последующей ее передачи в наземную часть системы, имеющую приемные, дешифрирующие (преобразующие), регистрирующие элементы, и средства визуального отображения принимаемой информации.

Для передачи большого объема информации, получаемой в космическом полете, применяются многоканальные радиотелеметрические системы (РТС) с различными методами разделения каналов. В настоящее время используются методы частотного, временного, кодового и комбинированного разделения каналов, которые обеспечивают скорости передачи информации до нескольких миллионов бит в секунду. Существующая тенденция увеличения скорости передачи информации до десятков и (даже сотен) миллионов бит в секунду связана с усложнением бортового оборудования и увеличением объема выполняемых экспериментов.

Наибольшее распространение при обеспечении космических полетов получили системы с частотным и временным разделением каналов, что обусловлено рядом их технических и эксплуатационных преимуществ.

При частотном разделении каждому каналу отводится некоторая полоса частот, в пределах которой практически укладывается спектр той части сигнала, которая обеспечивает передачу информации этого канала. При временном разделении каждому каналу периодически предоставляется определенный интервал времени, в течение которого осуществляется передача сигнала данного канала.

Для передачи полученной на борту КА информации измерения от датчиков преобразуются в электрические величины. Электрические сигналы на борту КА поступают на суммирующие и кодирующие устройства, формирующие телеметрический кадр (групповой сигнал). Для разделения информации от каждого из используемых датчиков вводятся специальные адресные признаки. Сформированный таким образом групповой сигнал излучается в пространство и принимается наземными пунктами при пролете КА над ними.

Наиболее простой способ временной привязки телеметрических измерений реализуется в режиме непосредственной передаче (НП) данных на Землю. [1] Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях». - М.: Машиностроение, 1984.

В этом случае поступающая в режиме НП информация автоматически привязывается к используемому в пункте приема информации времени.

Однако данный способ реализуем только при нахождении КА в зоне наземного измерительного пункта.

В процессе полета по орбите космический аппарат периодически оказывается вне зоны видимости наземных измерительных пунктов (для низкоорбитальных аппаратов, в основном и реализуемых в нашей стране, большую часть полета КА не имеет прямой связи с наземными пунктами). Поэтому практически все научно-исследовательские КА имеют в своем составе запоминающие устройства (емкостью до 100 Гбит) для записи электрических сигналов, содержащих информацию об изучаемых явлениях.

Для обеспечения временной привязки информации в телеметрический кадр вводят специальные служебные сигналы, формируемые бортовым генератором эталонного времени. С помощью данных сигналов при наземной обработке и анализе информации с высокой точностью определяются моменты времени появления зарегистрированного на борту КА события.

Наиболее близким к предлагаемому, прототипом, является способ, включающий генерацию на борту временных меток и передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт. [2] Мановцев А.П. Основы теории радиотелеметрии. - М.: Энергия, 1973. Данный способ используется для большинства КА, имеющих устройства записи информации.

В этом случае обеспечивается временная привязка измерений, выполняемых при нахождении КА в любых точках орбиты.

Однако, как показывает опыт, практически всегда имеет место погрешность в формировании бортовым генератором эталонного времени. Это приводит к своеобразному «уходу» генерируемых временных меток и появлению временной ошибки Δt, которая, в некоторых случаях, может достигать 2-3 мин.

Техническим результатом предлагаемого способа является обеспечение точной временной привязки телеметрических измерений с КА.

Технический результат достигается тем, что в предлагаемом способе определения временной привязки телеметрических измерений с КА, основанном на генерации на борту временных меток и передаче их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт, измеряют на борту космического аппарата напряженность магнитного поля Земли (МПЗ), 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.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа на российском сегменте МКС или на грузовом корабле «Прогресс». Для генерации на борту временных меток и передачи их с измеряемыми параметрами бортовых систем на наземный пункт могут использоваться существующие телеметрические системы БИТС и др. Для измерения напряженности магнитного поля Земли могут использоваться магнитометры типа СМ или СГК-64. Погрешности измерения составляют десятки (~0.1% от модуля напряженности МПЗ). Определение параметров орбиты КА может осуществляться с помощью приемников спутниковых навигационных систем GPS или ГЛОНАСС. Для расчета напряженности МПЗ, модуля напряженности, ошибки временной привязки Δt и временной привязки телеметрических измерений может использоваться БЦВМ или другие вычислительные устройства. Расчет напряженности МПЗ осуществляется с точностью , что составляет ~0.1% от модуля напряженности МПЗ.

Предлагаемый способ позволяет определять временную привязку телеметрических измерений с космического аппарата в случае наличия погрешностей в формировании бортовых временных меток. Погрешность получаемой данным способом временной привязки не превышает 1÷2 сек.

Список литературы

1. Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях». - М.: Машиностроение, 1984.

2. Мановцев А.П. Основы теории радиотелеметрии. - М.: Энергия, 1973.

Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата, включающий генерацию на борту временных меток и передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт, отличающийся тем, что 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, H - 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.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов (КА), а именно к оптико-электронным системам контроля скорости.

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).

Изобретение относится к способу обнаружения космических обломков. Технический результат - обнаружение космических обломков на геоцентрической орбите.

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.

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.

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.

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).

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 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.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к устройствам, предназначенным для получения электрической энергии, и может быть использовано для получения электрической энергии на летательных аппаратах, перемещающихся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля Земли.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к электротехнике, к электрическим двигателям, и может быть использовано для создания моментов сил, способных поворачивать подвижные объекты, перемещающиеся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к устройствам получения электрической энергии, и может быть использовано для получения электрической энергии на подвижных объектах, перемещающихся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА), оснащенного магнитометром для определения вектора напряженности магнитного поля Земли (МПЗ).

Изобретение относится к управлению полетом космических аппаратов с использованием данных о магнитном поле Земли (МПЗ). .

Изобретение относится к космической технике и может применяться для стабилизации искусственных спутников Земли (ИСЗ) с использованием геомагнитного поля. .

Изобретение относится к области управления ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления ориентацией космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к космической технике и может использоваться в полупассивных системах управления искусственными спутниками Земли (ИСЗ). .

Изобретение относится к космической отрасли, а именно к способам обеспечения управления КА научного и социально-экономического назначения (НСЭН), и может использоваться при организации проведения сеансов связи (СС) с КА с целью принятия необходимых мер по разрешению конфликтных (КС) и парированию нештатных ситуаций (НШС) при эксплуатации технических средств наземного комплекса управления (НКУ), а именно командно-измерительных систем (КИС). Способ основан на принципе последовательных перемещений времени проведения одного из конфликтующих СС на время «заблокированной» зоны радиовидимости (ЗРВ). Для этого на основании информации о состоянии КИС и заявленных СС определяют наличие разного рода конфликтов между сеансами связи различных КА. Разрешение КС между СС производится с использованием ЗРВ, участвующих в КС («заблокированных»), с последующим разрешением вновь возникающих КС путем переноса времени проведения СС одного из участников конфликта на время его нахождения в ЗРВ свободной КИС. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления КА НСЭН и увеличение количества проводимых СС. 1 табл., 3 ил.
Наверх