Способ определения направления на активный объект, преднамеренно сближающийся с космическим аппаратом

Изобретение относится к области средств наблюдения или слежения за полетом космических аппаратов (КА). Способ включает прием и измерение амплитуд сигналов, излучаемых приближающимся активным КА. Для приема сигналов применяют плоские детекторы, которые располагают на сферической поверхности касательно к ней. Внутрь сферической оболочки помещают материал - поглотитель излучения. Направление на активный КА определяют по радиусу-вектору, направленному из центра сферы в точку касания детектора с максимальной амплитудой принятого сигнала. Техническим результатом является относительная простота и универсальность средств определения направления на приближающийся КА.

 

Изобретение относится к области средств наблюдения или слежения за полетом космических аппаратов (КА) и может быть использовано для определения направления на активный объект, преднамеренно сближающийся с космическим аппаратом. Примером таких ситуаций может служить несанкционированный увод космического аппарата в зону захоронения или сближение с космическим аппаратом с целью выявления его предназначения, оценки технических характеристик или поиска новых технологических решений.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2012104591/11, МПК B64G, 2012 г. «Метод точного позиционирования и мониторинга подвижных объектов» (В. Заренков, Д. Заренков, В. Дикарев, Б. Койнаш). Метод основан на использовании спутниковой навигации, позволяет определять мобильные координаты объекта и управлять объектом в полете. Метод реализуется с использованием системы технических средств, включающей навигационные космические аппараты, станции коррекции, аппаратные средства телевизионного центра, аппаратные средства космической связи, аппаратные средства контролируемого подвижного объекта и станции контроля за космическим полетом. Все перечисленные средства функционируют одновременно с использованием специально разработанных алгоритмов. Технический результат - высокая надежность и точность дискретных сигналов, которыми обмениваются телевизионные центры и космические объекты, что, в свою очередь, обеспечивает высокую точность позиционирования и мониторинга подвижных объектов. К недостаткам метода следует отнести высокую сложность его реализации.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2008133984/09, МПК B64G 4/00, 2007 г. «Устройство контроля относительного(ых) положения(ий) путем измерений мощности для космического аппарата группы космических аппаратов при полете строем», предназначенное для управления космическими аппаратами при их перемещении строем. Устройство осуществляет контроль относительных положений космических аппаратов по отношению друг к другу и содержит:

- комплекс по меньшей мере из трех приемоизлучающих антенн, установленных на по меньшей мере трех сторонах разного направления относительно данного космического аппарата и способных излучать/принимать радиочастотные сигналы;

- средства измерения, предназначенные для определения мощности сигналов, принимаемых каждой из антенн, и выдачи совокупностей мощностей, каждая из которых связана с одним из космических аппаратов группы, расположенных вокруг данного космического аппарата;

- запоминающие средства, предназначенные для хранения совокупностей картографических данных, каждая из которых характеризует нормализованные мощности сигналов, принятых каждой из антенн в зависимости от выбранных направлений передачи;

- средства обработки, предназначенные для сравнения каждой совокупности мощностей, выдаваемой средствами измерения, с совокупностями хранящихся картографических данных.

В результате работы устройства определяется каждое из направлений передачи сигналов, излучаемых другими космическими аппаратами группы по отношению к системе координат, привязанной к данному космическому аппарату. Техническим результатом использования способа-прототипа является обеспечение позиционирования группы космических аппаратов относительно друг друга с точностью, необходимой для совместного выполнения задания. К недостаткам устройства следует отнести необходимость размещения на борту КА радиопередающей аппаратуры, что увеличивает массу и габаритные характеристики космического аппарата и требует дополнительных затрат бортовой энергетики.

Известно заявленное изобретение-прототип: заявка №2015129373/11(045378), МПК B64G 3/00, 2015 г. «Способ обнаружения преднамеренного сближения активного объекта с космическим аппаратом». Согласно способу принимают сигналы, излучаемые активным объектом, измеряют амплитуды и выполняют обработку принимаемых сигналов. При обработке принимаемых сигналов амплитуду каждого очередного сигнала сравнивают с амплитудой предыдущего сигнала и определяют приближение активного средства в случае приема непрерывной последовательности сигналов с нарастающей амплитудой.

Для выполнения операций по преднамеренному сближению активный объект имеет систему наведения, которая излучает зондирующий сигнал и принимает сигнал, отраженный от объекта, с которым происходит сближение. По мере сближения амплитуда зондирующего сигнала, воздействующего на космический аппарат, монотонно возрастает. Поэтому прием непрерывной последовательности сигналов с нарастающей амплитудой однозначно свидетельствует о преднамеренном приближении активного средства к космическому аппарату.

Недостатком способа обнаружения преднамеренного сближения активного объекта с космическим аппаратом является невозможность определения направления на приближающийся активный объект.

Целью предлагаемого изобретения является определение направления на активный объект, преднамеренно сближающийся с космическим аппаратом.

Согласно заявляемому способу принимают сигналы, излучаемые приближающимся активным объектом, измеряют амплитуду и выполняют обработку принимаемых сигналов. Для приема сигналов применяют детекторы плоской формы. Детекторы располагают на поверхности сферической оболочки ортогонально радиус-вектору из центра сферической оболочки к точке касания с детектором. Внутри сферической оболочки помещают материал - поглотитель излучения. Направление на активный приближающийся объект определяют по радиус-вектору, направленному на детектор с максимальной амплитудой регистрируемого сигнала.

Обоснование практической реализуемости заявляемого способа заключается в следующем. Данные о регистрируемых сигналах поступают одновременно от всех детекторов, т.е. в соответствии с принятой геометрической схемой расположения детекторов данные поступают одновременно со всех возможных направлений движения активного объекта. За счет ослабления излучения в материале - поглотителе амплитуда сигналов, регистрируемых в области задней полусферы по отношению к направлению движения активного объекта, значительно меньше амплитуды сигналов от детекторов, расположенных в области передней полусферы. При равной площади детекторов амплитуда сигналов пропорциональна косинусу угла падения регистрируемого излучения. Один из детекторов передней полусферы зарегистрирует сигнал с максимальной амплитудой, что соответствует направлению на приближающийся активный объект. При необходимости это направление может быть определено более точно по результатам математической обработки показаний детекторов в области передней полусферы.

Быстродействие заявляемого способа определяется временем обработки электрических сигналов, поэтому способ обеспечивает оперативное принятие решений в условиях контролируемых ситуаций.

Способ определения направления на активный объект, преднамеренно сближающийся с космическим аппаратом, согласно которому принимают сигналы, излучаемые приближающимся активным объектом, измеряют амплитуду и выполняют обработку принимаемых сигналов, причем для приема сигналов применяют детекторы плоской формы, детекторы располагают на поверхности сферической оболочки ортогонально радиус-вектору из центра сферической оболочки к точке касания с детектором, внутри сферической оболочки помещают материал - поглотитель излучения, а направление на активный объект определяют по радиус-вектору, направленному на детектор с максимальной амплитудой регистрируемого сигнала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области слежения за полетом космических аппаратов (КА) и может быть использовано в командно-измерительной системе (КИС) спутниковой связи. Способ включает передачу с наземного сегмента управления КИС по линии «Земля - КА» сигналов, содержащих команды управления КА.

Изобретение относится к области космонавтики и представляет собой наземный автоматизированный комплекс управления космическими аппаратами (НАКУ КА) научного и социально-экономического назначения и измерений и способ его применения.

Изобретение относится к способу управления космическими аппаратами и наземному комплексу управления. Для управления космическими аппаратами центром управления полетом принимают сигнал оперативного контроля с бортового комплекса управления космического аппарата, обрабатывают принятый сигнал, формируют признак наличия аварийных параметров, при его наличии формируют транзитную команду на съем телеметрической информации в текущем сеансе связи, передают ее в бортовой комплекс управления космического аппарата, записывают параметры информации оперативного контроля на сервера центральной базы данных аппаратно-программного комплекса центра управления полетом.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано в навигации космического аппарата (КА). Принимают измерительные сигналы с КА и квазара, обеспечивают минимальный сдвиг по времени между измерениями с КА и квазара, выбирают проекцию углового положения квазара, максимально приближенную к положению КА, и с совпадением трасс прохождения сигналов от КА и квазара к измерительной станции, определяют двухчастотным методом смещение частот сигналов, определяют погрешность в измерениях скорости КА, определяют интегральную ионизацию трассы квазар-измерительная станция, вычисляют временную задержку прохождения сигнала, равную погрешности измерения дальности, передают полученные данные в баллистический центр совместно с результатами траекторных измерений КА для расчета траектории КА.

Изобретение относится к бортовым системам навигации (БСН) искусственных спутников Земли (ИСЗ) на низких (с высотой до 500-600 км) орбитах. БСН содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в параметры движения центра масс (ЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования параметров движения ЦМ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для защиты Земли и космических аппаратов (КА) от астероидно-кометной опасности (АКО). Выводят на орбиту КА со средствами аппаратуры наблюдения (АН) на базе телескопов, первичной обработки изображений и непрерывной прямой двусторонней радиосвязи, устанавливают АН на Луне, синхронизируют КА-телескопы по шкале единого времени, размещают главную оптическую ось АН каждого КА в точках Лагранжа, поочередно сканируют и получают изображения участков небесной сферы, определяют координаты и блеск наблюдаемых небесных объектов (НО), принимают и обрабатывают на наземном пункте управления изображения с зафиксированными новыми НО, с помощью информационно-аналитического центра мониторинга АКО собирают, обрабатывают, анализируют, систематизируют, каталогизируют и хранят информацию об объектах АКО, строят динамику перемещений НО во времени и пространстве, вычисляют орбиты НО, регулярно обновляют и передают потребителям информацию об уточненных параметрах НО, оценивают степень угрозы математическим методом, основанным на критерии минимума среднего риска и зависящим от стоимости ложной тревоги, вероятности отсутствия столкновения, условной вероятности ложной тревоги, весового множителя, стоимости ущерба при столкновении, вероятности столкновения, условной вероятности пропуска столкновения, плотности вероятности положения КА или Земли в пространстве, отношения правдоподобия, плотности вероятности положения опасных космических объектов в пространстве, принимают решения о дальнейших действиях.

Изобретение относится к радиолокационным системам (РЛС) в составе комплексов активной защиты Земли от приближающихся к ней объектов естественного и искусственного происхождения.

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).

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.

Изобретение относится к космической технике. Мобильный измерительный пункт включает центральный пост управления, комплекс обработки информации, радиотелеметрический комплекс, периферийную земную станцию спутниковой связи, антенную систему, средства локальной вычислительной сети, средства пользовательского интерфейса. Центральный пост управления включает совокупность переносных персональных компьютеров и терминал спутниковой связи. Комплекс обработки информации включает совокупность переносных персональных компьютеров, подключённых к коммутатору локальной вычислительной сети. Переносные персональные компьютеры центрального поста управления и/или комплекса обработки информации взаимодействуют через периферийную земную станцию спутниковой связи с центром анализа информации наземного автоматизированного комплекса управления космическими аппаратами и измерений и представляют собой оконечный пункт канала связи с центром анализа информации. Техническим результатом изобретения является обеспечение рационального распределения выполняемых комплексом задач. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области космонавтики, в частности к комплексам средств измерений, сбора и обработки информации (КСИСО) от ракет-носителей (РН) и наземным измерительным комплексам (НИК) разгонных блоков (РБ). Во время информационного обеспечения запусков космических аппаратов ракетами космического назначения из средств наземного автоматизированного комплекса управления космическими аппаратами формируют индивидуальную для конкретного запуска пространственно-временную конфигурацию (архитектуру) КСИСО РН и/или НИК РБ с использованием измерительных пунктов в составе конфигурации (архитектуры), размещаемых в соответствии с траекторией полёта РН и/или РБ. Достигается повышение гибкости и надежности информационного обеспечения запуска РКН, а также увеличение эффективности использования наземных средств. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 10 ил.
Изобретение относится к области наблюдения или слежения за полетом космических аппаратов (КА) и может быть использовано для обнаружения инспекции КА. Согласно способу, принимают сигналы, излучаемые активным объектом, сближающимся с КА, и измеряют амплитуду принимаемых сигналов. Выполняют обработку и запоминание принимаемых сигналов, сравнивают амплитуду каждого очередного сигнала с амплитудой предыдущего сигнала. О факте инспекции КА судят по переходу режима последовательного увеличения амплитуды принимаемых сигналов к режиму снижения скорости нарастания амплитуды принимаемых сигналов и последующей их стабилизации на постоянном уровне. Технический результат состоит в обнаружении предполагаемой инспекции КА сравнительно простым методом.

Изобретение относится к радиолокации пассивных космических объектов (КО), например, крупных метеоритов и астероидов. 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. Зондирующую последовательность пропускают через блок регулируемой задержки, перемножают с отраженной последовательностью высокоразрешающих сигналов, фиксируют временную задержку, определяют расстояние между КО и Землей. Одновременно зондирующую последовательность перемножают с отраженной, выделяют низкочастотное напряжение, пропорциональное доплеровскому смещению частоты, с помощью которого определяют величину направление радиальной скорости КО, оценивают время вероятного столкновения КО с Землей и принимают меры по недопущению столкновения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности защиты Земли от крупных метеоритов и астероидов. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании бортовых систем управления космических аппаратов (КА). Бортовая система управления космическим аппаратом (КА) содержит бортовую аппаратуру командно-измерительной системы (БА КИС) со средством защиты информации от несанкционированного доступа, циркулирующей в системе управления КА. Причем бортовая система управления состоит из бортового центрального вычислительного комплекса, систем телеметрического контроля и блока управления бортового комплекса управления, а в цепь питания БА КИС вводится блок сетевых фильтров, состоящий из фильтрующих элементов и конденсаторов. Параметры фильтрующих элементов, обеспечивающих требуемое затухание сигналов, выбираются исходя из характеристик сигналов. Технический результат изобретения заключается в ослаблении сигналов, наведенных в цепь питания КА от БА КИС, посредством сетевых фильтров до безопасных величин. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к комплексам защиты Земли от космических объектов. Система определения параметров движения астероида содержит передатчик, дуплексер, приемопередающую антенну, приемные антенны, опорный генератор, генератор импульсов, электронный коммутатор, гетеродин, смеситель, фильтр разностной частоты, усилители высокой частоты, перемножители, полосовые фильтры, линию задержки, фазовые детекторы, фазовращатель на 90°, блок регистрации, фильтр нижних частот, фазометр и вычислительный блок. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения параметров движения астероида, путем использования сложных сигналов с фазовой манипуляцией, приемных антенн, размещенных в азимутальной плоскости по окружности с возможностью их электронного вращения вокруг приемопередающей антенны, размещенной в центре окружности, и двух приемных антенн, размещенных в угломестной плоскости. 2 ил.

Изобретение относится к методам слежения за полётом космического аппарата (КА), на борту которого возникают магнитные помехи. Способ включает генерацию на борту КА временных меток и передачу их вместе с телеметрическими данными на наземный приемный пункт. При этом измеряют параметры орбиты КА и определяют по ним напряженность () магнитного поля Земли (МПЗ). На борту КА измеряют фактическую напряженность () МПЗ, причём к фиксированному моменту времени t0 гасят вращение КА относительно центра масс (для уменьшения вихревых токов). Ошибку временной привязки () телеметрических измерений в момент t0, коэффициент (k) накопления временной ошибки и погрешность () измерения МПЗ из-за влияния собственного магнитного поля КА определяют из условия минимума суммы квадратов разностей между модулями и (зависящей от , k и ) по последовательным моментам измерений. Техническим результатом изобретения является обеспечение точной временной привязки телеметрических измерений с КА в случае наличия изменяющихся во времени погрешностей в формировании бортовых временных меток.
Изобретение относится к способу территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмо-передающих станций (мобильных станций). Для реализации способа определяют текущее положение мобильных станций и космических аппаратов, проводящих дистанционное зондирование заданного района Земли с помощью измерительных средств, прогнозируют траектории и рассчитывают трассы полета космических аппаратов с помощью вычислительных средств, определяют геометрический центр зондируемого района и антиподную точку на поверхности Земли с учетом ее угловой скорости вращения, периодов обращения космических аппаратов и ограничений по размещению мобильных станций, определяют место размещения мобильных станций и в соответствии с ними осуществляют их перемещение. Обеспечивается повышение эффективности сбора информации мобильными станциями одновременно от нескольких космических аппаратов и ее обработка.

Изобретение относится к области средств наблюдения или слежения за полетом космических аппаратов. Способ включает прием и измерение амплитуд сигналов, излучаемых приближающимся активным КА. Для приема сигналов применяют плоские детекторы, которые располагают на сферической поверхности касательно к ней. Внутрь сферической оболочки помещают материал - поглотитель излучения. Направление на активный КА определяют по радиусу-вектору, направленному из центра сферы в точку касания детектора с максимальной амплитудой принятого сигнала. Техническим результатом является относительная простота и универсальность средств определения направления на приближающийся КА.

Наверх