Космическая система обзора небесной сферы для обнаружения небесных тел

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения опасных астероидов и комет, летящих к Земле со стороны Солнца. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого система включает один или более космических аппаратов, расположенных на орбите Земли на постоянном расстоянии от нее, и наземные средства управления, приема информации с космических аппаратов и обработки получаемой информации. Космические аппараты осуществляют постоянный обзор той части космического пространства между Солнцем и Землей, которая из-за засветки Солнцем недоступна для наблюдения с Земли и околоземных орбит. Эта область представляет собой конус с вершиной на Земле, с осью, направленной на Солнце, и углом при вершине, равным углу засветки Солнцем оптической аппаратуры наблюдения, размещенной на Земле и на околоземных орбитах. Наземный информационно-управляющий центр (НИУЦ) формирует и передает на космический аппарат (аппараты) команды управления, программы сканирования космического пространства и времена радиовидимости с наземными средствами приема информации. Космический аппарат (аппараты) ежесуточно на интервалах времени радиовидимости с наземных средств передает на них информацию, получаемую как в реальном времени, так и запомненную при наблюдениях вне интервалов радиовидимости. Наземный Центр обработки информации, входящий в состав НИУЦ, осуществляет обработку полученной информации и вырабатывает окончательную информацию об обнаруженных небесных телах. В случае обнаружения потенциально опасных небесных тел НИУЦ выдает через блок связи с абонентами системы в согласованном формате эту информацию органам государственного управления, МЧС и другим организациям, входящим в состав внешних абонентов предлагаемой космической системы. Данная космическая система может быть использована также для проведения астрономических научных исследований. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к космической технике.

Целью изобретения является обнаружение опасных для Земли небесных тел Солнечной системы (астероидов и комет), приближающихся к Земле со стороны Солнца, определение степени их опасности для Земли и заблаговременная выдача предупреждения о предстоящем столкновении для предотвращения столкновения и/или принятия мер по уменьшению наносимого ущерба.

Изобретение представляет собой космическую систему для обнаружения небесных тел Солнечной системы (астероидов и комет) с блеском не слабее 25 звездной величины, приближающихся к Земле со стороны Солнца в области космического пространства между Солнцем и Землей, недоступной для наблюдения с Земли и с околоземных орбит из-за засветки оптической аппаратуры Солнцем.

Известны системы с космическими аппаратами, способными наблюдать астероиды в околоземной области, которые можно рассматривать как аналоги настоящего изобретения.

Космический аппарат Спитцера [1] был выведен в 2003 году на гелиоцентрическую орбиту. Он обращается вокруг Солнца по земной орбите на расстоянии 0,1 астрономической единицы (а.е.) позади Земли. Спитцер способен отслеживать объекты, перемещающиеся по небесной сфере. Однако Спитцер способен работать, отвернувшись от Солнца не менее чем на 80°, т.е. не может наблюдать почти все пространство между Землей и Солнцем.

Космический аппарат WISE (широкоугольный инфракрасный исследователь) [2], запущенный в 2003 году на солнечно-синхронную орбиту для составления каталога инфракрасных источников излучения, способен обнаруживать астероиды. Но он наблюдает под прямым углом от Солнца и не охватывает область внутри орбиты Земли.

В проекте NEO SURVEY [3] представлен ряд вариантов запуска оптических и инфракрасных космических телескопов на орбиту Венеры в точку от 0,6 до 0,8 а.е. позади нее для заполнения каталога потенциально-опасных астероидов размером 140 м и более. Один из вариантов за 8 лет сможет обнаружить 80% таких астероидов. Эти телескопы способны обнаруживать объекты с блеском до 23-26 звездной величины. Телескопы будут иметь срок службы 10 лет и смогут осматривать область космического пространства между Землей и Солнцем, недоступную для наблюдения с Земли и околоземных орбит. Однако из-за разницы периодов обращения Земли и Венеры (и телескопа на фиксированном или медленно меняющемся расстоянии от Венеры) будут возникать календарные интервалы, когда околосолнечная область заслонит Землю, что не позволит гарантированно решать задачу оперативного обнаружения опасных небесных тел.

Общим недостатком перечисленных выше космических систем-аналогов является большая длительность обзора небесной сферы. Эти аналоги неспособны обеспечить оперативное обнаружение опасных для Земли небесных тел, летящих со стороны Солнца, поскольку время их подлета к Земле в области, недоступной для наблюдений с Земли и с околоземных орбит, гораздо меньше времени обзора всей небесной сферы.

Существует предложение российских специалистов по обнаружению опасных небесных тел в области космического пространства, недоступной для наблюдения с Земли и с околоземных орбит. В статье [4] предлагается разместить два космических аппарата (КА) на орбите Земли в точках Лагранжа L4 и L5. Телескопы этих КА имеют круглое поле зрения с угловым диаметром I°, что формирует обозреваемую сферу вокруг Земли с диаметром 0,017 а.е.=2,618 млн км. Радиус контролируемой сферы составляет лишь 1,31 млн км. При средней ожидаемой скорости сближения астероидов с Землей 20 км/с это расстояние будет пройдено за ~18 часов. Этого времени недостаточно для измерения параметров орбитального движения астероида, определения степени его опасности и организации противодействия. Как указано в [5], для выявления потенциально опасного небесного тела необходимо его наблюдение на дуге длительностью 2 суток.

В качестве прототипа принята описанная в патенте РФ №2517800 [6] космическая система обзора небесной сферы для наблюдения небесных объектов и обнаружения тел Солнечной системы.

В этой космической системе по крайней мере один космический аппарат с аппаратурой наблюдения выводится на геостационарную или близкую к ней геосинхронную орбиту. На КА неподвижно установлена оптическая бортовая аппаратура обнаружения (БАО). КА вращается с заданной угловой скоростью, сканируя небесную сферу полем зрения БАО по участкам больших кругов заданной длины. При этом возникают полосы сканирования с шириной, соответствующей размеру поля зрения БАО. Полосы образуют участок сканирования заданного размера. Участками сканирования покрывают всю небесную сферу за исключением околосолнечной области, представляющей собой круг с угловым радиусом, соответствующим углу засветки БАО Солнцем. Фотоприемное устройство БАО представляет собой мозаику матричных приборов с зарядовой связью (МПЗС), работающих в режиме временной задержки и накопления (ВЗН).

Существенным недостатком данного прототипа является невозможность обнаружения опасных небесных тел, приближающихся к Земле из околосолнечной области.

Наблюдателю, находящемуся на Земле или околоземных орбитах, при угле ε засветки оптической аппаратуры Солнцем наблюдение космического пространства невозможно в направлениях, отстоящих от Солнца менее чем на угол ε. Радиус околоземных геостационарных и геосинхронных орбит не превышает 45 тыс.км, что пренебрежимо мало по сравнению с расстоянием от Земли до Солнца (1 a.e., приблизительно 150 млн км). Поэтому недоступную для наблюдения с Земли и околоземных орбит область трехмерного космического пространства можно считать круговым конусом с вершиной в центре Земли, с осью, направленной на центр Солнца и с углом при вершине 2ε. В дальнейшем этот конус именуется конусом недоступности (см. фиг. 1).

Технический результат заключается в создании космической системы обзора небесной сферы, осуществляющий обзор только той области небесной сферы, которая недоступна для наблюдения с Земли и с околоземных орбит, на что затрачивается минимальное время.

Указанный технический результат достигается тем, что в космической системе обзора небесной сферы КА с бортовой аппаратурой обнаружения выводится на орбиту Земли впереди нее на расстояние от 40 млн км до 80 млн км. При этом космическая система обзора небесной сферы для обнаружения небесных тел (КСОНС) включает в себя наземный информационно-управляющий центр (НИУЦ), состоящий из центра обработки информации (ЦОИ), блока связи с абонентами системы (БСА) и комплекса управления средствами системы (КУ), в который входит блок подготовки исходных данных для сканирования (БПС) области космического пространства, из-за засветки Солнцем невидимой с Земли и околоземных орбит. Кроме того, в состав КСОНС включены центр управления полетом космических аппаратов (ЦУП) и пункты передачи команд (ППК) и приема информации (ППИ).

При этом КА соединен с ППИ радиолинией передачи информации и с ППК радиолинией передачи команд с радиосвязью в интервалах времени, в которых при суточном вращении Земли имеет место прямая радиовидимость КА с ППК и ППИ.

Кроме того, на КА дополнительно установлены блок запоминания и выдачи информации (БЗВИ) и блок формирования параметров наведения оптической оси (БНОО).

Вместе с тем выходы НИУЦ соединены с входами ЦУП и ППИ, выходы ППИ соединены с входами НИУЦ и ЦУП, выходы ЦУП соединены с

входами НИУЦ, ППК и ППИ, выход ППК соединен с входом ЦУП, а БСА соединен с абонентами системы линиями двусторонней связи.

Существует вариант, в котором на орбиту Земли впереди нее на расстояние от 40 млн км до 80 млн км выведено не менее двух КА.

Существует вариант, в котором в составе системы используется не менее двух комплектов ППК и ППИ.

Предлагаемая космическая система обзора небесной сферы для обнаружения небесных тел поясняется рисунками на фиг. 1 - фиг. 7.

На фиг. 1 показана плоскость эклиптики с круговой орбитой Земли, положения Земли, КА и Солнца, а также границы конуса недоступности для наблюдения с Земли и границы сектора наблюдения КА.

На фиг. 2 показано одно из эллиптических сечений конуса недоступности плоскостью, проходящей через КА и перпендикулярной плоскости эклиптики.

На фиг. 3 изображена верхняя половина наблюдаемого с КА контура конуса недоступности в виде функциональной зависимости βmax(α), где α - азимут наблюдения в плоскости эклиптики; β - угол места наблюдаемой точки; в том числе βmax - точки контура конуса недоступности.

На фиг. 4 и фиг. 5 изображен пример наблюдения астероида, движущегося по догоняющей столкновительной эллиптической траектории соответственно в момент входа астероида в сектор обзора КА за 25 суток до столкновения и в момент за 5 суток до столкновения.

На фиг. 6 и фиг. 7 приведены структурные схемы соответственно космического аппарата и космической системы.

Предлагаемая космическая система для обнаружения небесных тел, приближающихся к Земле со стороны Солнца, включает в себя КА, размещенный на орбите Земли впереди нее на расстоянии от 40 млн км до 80 млн км, с которого большая часть конуса недоступности наблюдается сбоку (см. фиг. 7).

В состав космической системы входят КА 10, пункт передачи команд (ППК) 32, пункт приема информации (ППИ) 33, центр управления полетом (ЦУП) 34, наземный информационно-управляющий центр НИУЦ 35, и линии связи с абонентами системы. Функции наземного пункта управления, приема и обработки информации в части управления средствами системы разделены между входящим в состав НИУЦ комплексом управления средствами системы КУ 36, центром управления полетом космических аппаратов ЦУП 34 и пунктом передачи команд ППК 32. В части приема и обработки информации соответствующие функции наземного пункта разделены между пунктом приема информации НИИ 33 и входящим в состав НИУЦ центром обработки информации (ЦОИ) 37. Важным отличительным признаком является введение в состав КУ блока подготовки исходных данных для сканирования БПС 38. Этот блок учитывает ограниченность требуемого обзора небесной сферы лишь пределами контура конуса недоступности, наблюдаемого с КА, учитывает специфику сканирования в пределах этого контура и вырабатывает обобщенные параметры сканирования. К ним относятся моменты начала очередного цикла обзора небесной сферы в пределах контура конуса недоступности, моменты начала каждого скана и его параметры: начальные координаты, направление, длина и скорость сканирования. Все эти параметры по линиям связи передаются последовательно через ЦУП 34 и ППК 32 на КА 10.

В состав КА 10 входит (см. фиг. 6) БАО 11, блок управления механическим устройством (БУМУ) 13, система управления движением и навигации (СУДН) 16, блок (комплекс) управления сканированием (КУС) 19, блок управления и обработки информации основного фотоприемного устройства (БУОФПУ) 20, блок управления и обработки информации фотоприемных устройств звездных датчиков (БУЗД) 21. В состав БАО входят телескоп 12, механическое устройство перемещения основания (МУПО) 14 и основание 15 с установленными на нем основным фотоприемным устройством (ОФПУ) 17 и фотоприемным устройством

звездных датчиков (ФПУЗД) 18. Кроме того, в состав КА включены приемопередающая аппаратура 24 с передатчиком 25 и приемником 26 и антенно-фидерная система 27 с малонаправленными антеннами (МНА) 28, остронаправленной антенной (ОНА) 29, приводом ОНА 30 и блоком управления приводом ОНА 31.

Вместе с тем в состав КА включены дополнительные блок формирования параметров наведения оптической оси БАО (БНОО) 22 и блок запоминания и выдачи информации (БЗВИ) 23.

Причем выходы БУОФПУ соединены с входами БЗВИ и передатчика, а выход БЗВИ соединен с входом передатчика.

Кроме того, выходы приемника соединены с входами КУС и БНОО, а выход БНОО соединен с входом КУС (см. фиг. 6).

Для оценок времени обзора принято, например, что КА установлен на орбите Земли на расстоянии 50 млн км от нее, размер поля зрения БАО 3°×3°, ее проницающая сила 25 звездных величин и скорость сближения небесного тела с Землей 23 км/с. По проведенным оценкам, цикл обзора всей области небесной сферы в пределах контура конуса недоступности и круга засветки может составлять 8-12 часов. При указанной проницающей силе телескопа размер обнаруживаемых астероидов, рассчитанный на основании полуэмпирической формулы определения блеска астероидов ([7], формула 3.6), составляет ~45 м и более. Если форма астероида близка к сферической и его поверхность рассеивает падающее излучение равномерно во всех направлениях, а альбедо больше 0,15, то размер обнаруживаемых астероидов может уменьшиться до 10 м.

Время цикла обзора может быть сокращено до 3-4 часов, если ограничить обзор конуса недоступности не зоной засветки, а предельным азимутом обзора, например α≤20°, что эквивалентно максимальному удалению наблюдаемых небесных тел от Земли от 25 до 38 млн км.

Ожидаемое время подлета к Земле наблюдаемых небесных тел при этом составит 12-19 суток.

Такую возможность изменения основных параметров функционирования космической системы также можно считать важным техническим результатом, поскольку она позволяет выбирать оптимальный интервал времени между информационными контактами при наблюдении небесных тел.

Функционирование космической системы для обнаружения небесных тел, приближающихся к Земле со стороны Солнца, происходит следующим образом. КА с бортовой аппаратурой обнаружения выводится на орбиту Земли впереди нее на расстояние от 40 млн км до 80 млн км. Космический аппарат, находящийся на земной орбите, при наблюдении с наземного пункта из-за вращения Земли вокруг своей оси совершает видимое суточное движение по небосводу, повторяя движение Солнца со сдвигом по времени приблизительно на 6 часов. При "заходе" КА под местный горизонт его радиовидимость отсутствует. Поэтому в интервалах времени, когда радиовидимость отсутствует, непрерывно поступающая от БАО информация запоминается в БЗВИ. В момент начала очередного интервала радиовидимости запомненная информация передается на наземный пункт вместе с потоком информации, выдаваемой из БАО в реальном времени.

Бортовая аппаратура обнаружения установлена на КА неподвижно. Разворотами корпуса космический аппарат производит последовательный обзор (сканирование полем зрения БАО) всего телесного угла или его некоторой части в пределах контура конуса недоступности. При этом в зависимости от фона части небесной сферы, попадающей в пределы контура конуса недоступности, задают различные времена экспозиции для различных положений поля зрения БАО.

На вход оптической системы телескопа поступает излучение от небесных объектов, часть которых проецируется на МПЗС основного ФЕТУ 17, а другая часть - на МПЗС звездных датчиков ФПУЗД 18.

ОФПУ 17 представляет собой размещаемую в фокальной плоскости телескопа прямоугольную мозаику МПЗС размером, например, 20×20 МПЗС, образующих строки и столбцы мозаики. Формат каждого МПЗС составляет, например, 2048×2048 элементов. Размер строки МПЗС мозаики ОФПУ характеризует ширину поля зрения телескопа, то есть ширину его полосы сканирования, и составляет, например 3°.

Параметры ОФПУ и время экспозиции обеспечивают регистрацию сигналов от всех точечных источников излучения до 25 звездной величины. ФПУЗД 18 состоит из совокупности, например, 20 звездных датчиков, которые расположены вне ОФПУ рядом с его границей и вблизи края поля зрения телескопа. Каждый звездный датчик имеет обнаружительную способность, при которой регистрируются навигационные звезды.

МУПО 14 осуществляет парирование высокочастотных малых составляющих рассогласования фактического и требуемого векторов углового перемещения изображения небесных объектов по фотоприемным матрицам. На МУПО из блока управления механическим устройством БУМУ 13 подаются команды управления положением основания 15 со сборкой ОФПУ 17 и ФПУЗД 18, обеспечивающие прохождение изображений небесных объектов в заданных пределах вдоль столбцов элементов МПЗС.

Блок управления и комплексной обработки информации основного фотоприемного устройства БУОФПУ 20 получает аналоговые видеосигналы со всех выходов МПЗС основного ФПУ 17. Электрическая схема устройства считывания и предварительной обработки видеосигналов в этом блоке построчно считывает накопленные заряды, оцифровывает их и производит предварительную обработку, включающую коррекцию неоднородности чувствительности каждого МПЗС и вычитание фона, который образуется как темновым током МПЗС, так и излучением неразрешенных объектов на небесной сфере. Предварительная обработка осуществляет также выделение изображений объектов в кадрах от каждого МПЗС, их проверку и отбрасывание помех, а также суммирование сигнала и расчет координат для

обнаруженных объектов, прошедших по всей совокупности элементов МПЗС (изображение одного объекта может попадать сразу на несколько соседних элементов МПЗС, причем по-разному для разных МПЗС). Величина итогового накопленного сигнала от каждого наблюдавшегося объекта пропорциональна времени экспозиции, то есть чистому времени прохождения изображения вдоль всех МПЗС, составляющих один столбец мозаики (исключая время прохождения изображения по технологическим зазорам между МПЗС).

На вход БУОФПУ 20 поступает с блока БУЗД 21 информация о низкочастотной составляющей изменения текущей скорости перемещения вдоль столбцов элементов МПЗС изображений неподвижных звезд по фокальной плоскости. По этим данным в БУОФПУ 20 рассчитываются текущие значения тактовой частоты переноса зарядов в режиме ВЗН в столбцах элементов МПЗС и тактовой частоты считывания информации в выходных регистрах МПЗС ОФПУ 17, согласующей моменты опроса элементов с перемещением по ним изображения неподвижных звезд, что предотвращает смаз изображений при неидеальном сканирующем движении корпуса КА.

Входящая в состав БУОФПУ 20 специальная электрическая схема в соответствии с рассчитанной частотой вырабатывает тактирующие импульсы для переноса зарядов в режиме ВЗН и считывания сигналов МПЗС ОФПУ 17. БУОФПУ 20 выдает эти импульсы на вход ОФПУ 17. По совокупности информации, получаемой от ОФПУ 17 и от БУЗД 21, блок БУОФПУ 20 определяет текущие значения небесных угловых координат и блеска всех наблюдаемых объектов, кодирует их и передает в реальном времени на вход передатчика 25 или, в необходимых случаях, в блок запоминания и выдачи информации БЗВИ 23. По передаваемой на КА информации об интервалах прямой видимости КА с наземным пунктом приема информации (ППИ) запомненная в БЗВИ 23 информация в пределах этих интервалов времени выдается в передатчик 25.

БУЗД 21 считывает с выхода ФПУЗД 18, то есть с выхода каждого звездного датчика, кадры изображения звездного неба с навигационными звездами. Полученные кадры оцифровываются и обрабатываются для отождествления звезд, смещающихся в последовательных кадрах. Далее вычисляются отклонения измеряемых координат навигационных звезд от их расчетных (прогнозируемых) положений. По этим данным определяются текущие значения параметров ориентации КА, фактической угловой скорости и направления сканирования. В соответствии с ними рассчитывается тактовая частота режима ВЗН в фоточувствительных секциях МПЗС звездных датчиков, а также тактовая частота считывания и частота переноса кадров. Выработанные соответствующие тактовые импульсы с первого выхода БУЗД 21 передаются в ФПУЗД 18.

В блок управления механическим устройством БУМУ 13 с выхода БУЗД 21 подаются управляющие сигналы о желаемом пространственном положении перемещаемого основания 15 со сборкой ОФПУ 17 и ФПУЗД 18. По ним БУМУ формирует команды управления приводными исполнительными устройствами, которые выдаются на механическое устройство МУПО 14.

Текущие значения низкочастотной составляющей погрешности направления и скорости сканирования с выхода БУЗД 21 подаются на вход СУДН 16 для их парирования при управлении сканирующим угловым движением корпуса КА. Кроме того, с выхода БУЗД 21 на вход БУОФПУ 20 выдаются текущие фактические значения направления и скорости сканирования.

В блок формирования параметров наведения оптической оси БАО БНОО 22 с приемника 26 поступает информация о параметрах сканирования для последовательности циклов обзора. Эта информация вырабатывается в блоке подготовки исходных данных для сканирования (БПС) 38, входящем в состав комплекса управления средствами системы (КУ) 36, размещенного в наземном информационно - управляющем центре (НИУЦ) 35, показанном на

фиг. 7. В состав информации, получаемой БНОО, входят моменты начала полос сканирования, угловые координаты начальных точек сканов, длина, направление и требуемая угловая скорость сканирования. Блок формирования параметров наведения БНОО 22 в заданные моменты времени выдает в комплекс управления сканированием КУС 19 параметры для очередной полосы сканирования. КУС с принятым тактом времени непрерывно выдает в СУДН требуемые текущие параметры ориентации КА.

Вырабатываемая на КА целевая выходная информация представляет собой поток измеренных угловых координат и блеска всех зарегистрированных (обнаруженных) точечных источников излучения в цифровой форме, подвергнутый сжатию. Эти данные по радиолинии транслируются на ППИ 33, а затем по линии связи передаются в НИУЦ 35, в котором эта информация поступает в ЦОИ 37.

ЦОИ осуществляет обработку всей полученной информации, вырабатывает окончательную информацию об обнаруженных небесных телах и в случае обнаружения потенциально опасных небесных тел выдает в согласованном формате эту информацию органам государственного управления, МЧС и другим организациям, входящим в состав внешних абонентов 40.

Предлагаемая космическая система допускает увеличение количества космических аппаратов и размещение их на земной орбите впереди Земли на расстоянии от 40 млн км до 80 млн км. При этом должно быть соответственно увеличено количество пунктов передачи команд, пунктов приема информации и пунктов первичной обработки информации.

Для наглядной иллюстрации предлагаемой космической системы обзора небесной сферы приводится более подробное описание фиг. 1 - фиг. 5.

Фиг. 1 изображает геометрию наблюдения трехмерного космического пространства в проекции на плоскость эклиптики. На рисунке фиг. 1 показан пример расположения КА в точке 1, находящейся впереди Земли 2 на расстоянии ~50 млн км на земной орбите 3. Вершина конуса недоступности

расположена на Земле, а его ось направлена от Земли на Солнце 4. Пунктиром показана круговая граница области засветки в плоскости эклиптики (круг засветки). В этой области с центром на Солнце невозможно наблюдать небесные тела из любой точки на орбите Земли при угле е засветки аппаратуры наблюдения. В трехмерном пространстве область засветки представляет собой сферу, радиус 5 которой равен радиусу орбиты Земли, умноженному на: sinε. Луч 6 на фиг. 1, проведенный из точки 1 (от КА) касательно к кругу засветки, показывает границу, левее и выше которой на чертеже БАО КА способна обнаруживать небесные тела. Аналогичные лучи 7, проведенные от Земли 2 касательно к кругу засветки, представляют границы конуса недоступности. Поэтому треугольник, образованный двумя лучами 7 и лучом 6, характеризует сечение плоскостью эклиптики той части конуса недоступности, в которой БАО КА может наблюдать небесные тела.

При расчете координат точек контура конуса недоступности на небесной сфере, в пределах которого должно производиться наблюдение небесных тел из точки 1, используются два угла: азимутальный угол α в плоскости эклиптики и угол места β в плоскости, перпендикулярной плоскости эклиптики и соответствующей углу α. Угол α, при описании контура конуса недоступности, рассматриваемый как аргумент, отсчитывается в плоскости эклиптики от направления перпендикуляра, опущенного из точки 1 на ось конуса недоступности (на линию 2-4 на фиг. 1). Значения углов α, существенные для рассматриваемой области конуса недоступности между Солнцем и Землей, ограничиваем областью эллиптических сечений этого конуса: α<(90°-ε). При значениях угла α точки контура конуса определяются параболическим и гиперболическими сечениями.

На фиг. 2 показано эллиптическое сечение 8 конуса недоступности, соответствующее азимутальному углу α на фиг. 1. Касательные к эллипсу 8 определяют максимальные значения угла места β в верхней и нижней полусферах в пределах конуса недоступности при данном угле α.

На фиг. 3 показана функциональная зависимость βmax(α), характеризующая контур конуса недоступности. Приведена верхняя граница контура конуса недоступности, соответствующая углу засветки ε=30° и расстоянию 1/3 а.е. (50 млн км) между точкой 1, в которой расположен КА, и Землей 2. Следует отметить, что величина угла засветки в значительной степени определяется качеством экранирующей бленды БАО и может несколько отличаться от принятой выше.

Нижняя граница контура конуса недоступности, как видно из фиг. 2, симметрична его верхней границе. Со стороны Солнца область небесной сферы внутри контура конуса недоступности, в которой возможно наблюдать небесные тела, ограничена зоной засветки, т.е. кругом засветки 9 с угловым радиусом ε, центр которого находится на Солнце. В предполагаемом изобретении возможен обзор как всей области (телесного угла) небесной сферы, ограниченной контуром конуса недоступности и кругом засветки, так и ее задаваемой части.

На фиг. 4 и фиг. 5 в качестве одного из наиболее неблагоприятных для наблюдения примеров приведены схемы наблюдения астероида, движущегося со стороны Солнца, соответственно за 25 и 5 суток до столкновения с Землей. Подлетное время рассматривается как интервал от момента возможного обнаружения астероида до его столкновения с Землей. Оценка подлетного времени проделана для астероида, движущегося в плоскости эклиптики по догоняющей столкновительной траектории (орбите), недоступной для наблюдения с Земли и околоземных орбит.

В данном примере приняты следующие параметры эллиптической орбиты астероида: радиус в перигелии 0,3 а.е., радиус в афелии 2,0 а.е., период обращения 450 суток. КА-наблюдатель на орбите Земли удален от нее на расстояние 51,4 млн км, при котором Земля отстает от КА на 20 суток.

На фиг.4 и фиг.5 точками показаны точка 1 положения КА, а также положения Земли 2 на ее орбите 3 и Солнца 4. Буквами обозначены: А - положение астероида; ТС - точка столкновения астероида с Землей; λ - сектор углов, недоступных для наблюдения с Земли и околоземных орбит, т.е. границы конуса недоступности; μ - сектор углов, доступных для наблюдения с КА (левая граница сектора проходит через Землю, т.е. через вершину подлежащего наблюдению конуса недоступности).

Схема наблюдения на фиг.4 относится к моменту начала наблюдения астероида А. В этот момент за 25 суток до столкновения астероид выходит на границу сектора μ.

Схема наблюдения на фиг. 5 показывает положение астероида, Земли и КА за 5 суток до столкновения. Астероид находится внутри сектора μ.

На фиг. 4 и фиг. 5 видно, что, начиная с момента 25 суток до столкновения, астероид непрерывно находится в секторе μ, т.е. доступен для наблюдения с КА. При этом на протяжении всего интервала времени от момента 25 суток и до момента 5 суток и далее вплоть до столкновения с Землей астероид находится в секторе λ, т.е. является невидимым с Земли и с околоземных орбит.

Таким образом, подлетное время с момента обнаружения астероида в рассмотренном примере составляет 25 суток.

Предлагаемое изобретение предназначено для обнаружения опасных небесных тел, летящих к Земле со стороны Солнца. Применение этого изобретения позволяет впервые решить задачу заблаговременного (за 10-15 суток) обнаружения ранее не наблюдавшихся небесных тел, летящих со стороны Солнца. Уточняемая информация об орбитальных параметрах обнаруженных небесных тел может выдаваться через каждые 4-8 часов. Кроме того, данное изобретение может участвовать в решении ряда научных задач - уточнение параметров населения астероидов, обнаружение слабых галактических объектов переменной яркости, наблюдение событий микролинзирования, наблюдение вспышек новых звезд.

Из вышеизложенного следует, что предложенные технические решения имеют преимущество перед всеми известными космическими и наземными средствами при решении задачи предупреждения о падении на Землю астероидов и комет, летящих со стороны Солнца.

Источники информации

1. http://ru.wikipedia.org/wiki/spitzer

2. http://WISE.ssl.berkelev.edu/

3. http://ru.wikipedia.org/wiki/Large Sinoptic Survey Telescope

4. Чубей М.С., Куприянов В.В., Львов В.Н. и др. Средства, возможности и методы решения задач астероидной и кометной опасности в проекте "Орбитальная звездная стереоскопическая обсерватория". Экологический вестник научных центров Черноморского экономического сотрудничества. Т. 2. №4. 2013.

5. Нароенков С.А., Шустов Б.М., Емельяненко В.В. О длине дуги наблюдений малого тела Солнечной системы, достаточной для классификации его как опасного. Космические исследования. Т. 51. №5. С. 372-379. 2013.

6. Патент РФ №2517800. 17.12.2012. «Способ обзора небесной сферы с космического аппарата для наблюдения небесных объектов и космическая система обзора небесной сферы для наблюдения небесных объектов и обнаружения тел солнечной системы, реализующая указанный способ». ОАО «Корпорация «Комета».

7. Астероидно-космическая опасность: вчера, сегодня, завтра. Под ред. Б.М. Шустова, Л.В. Рыхловой. Москва. Физматлит. 2013.

1. Космическая система обзора небесной сферы для обнаружения небесных тел (КСОНС), включающая в себя КА с бортовой аппаратурой обнаружения (БАО), блоком управления и обработки информации основного фотоприемного устройства (БУОФПУ), комплексом управления сканированием (КУС), приемником, передатчиком и антенно-фидерной системой, отличающаяся тем, что КА выведен на орбиту Земли впереди нее на расстоянии от 40 млн км до 80 млн км, а КСОНС включает в себя наземный информационно-управляющий центр (НИУЦ), состоящий из центра обработки информации (ЦОИ), блока связи с абонентами системы (БСА) и комплекса управления средствами системы (КУ), в который входит блок подготовки исходных данных для сканирования области небесной сферы, из-за засветки Солнцем невидимой с Земли и околоземных орбит, кроме того, в состав КСОНС включены центр управления полетом космических аппаратов (ЦУП) и пункты передачи команд (ППК) и приема информации (ППИ), при этом КА соединен с ППИ радиолинией передачи информации и с ППК радиолинией приема команд с радиосвязью в интервалах времени, в которых при суточном вращении Земли имеет место прямая радиовидимость КА с ППК и ППИ, кроме того, на КА дополнительно установлены блок запоминания и выдачи информации (БЗВИ) и блок формирования параметров наведения оптической оси (БНОО), при этом выходы БУОФПУ соединены с входами БЗВИ и передатчика, а выход БЗВИ соединен с входом передатчика, кроме того, выходы приемника соединены с входами КУС и БНОО, а выход БНОО соединен с входом КУС, вместе с тем выходы НИУЦ соединены с входами ЦУП и ППИ, выходы ППИ соединены с входами НИУЦ и ЦУП, выходы ЦУП соединены с входами НИУЦ, ППК и ППИ, выход ППК соединен с входом ЦУП, а БСА соединен с абонентами системы линиями двусторонней связи.

2. Космическая система по п. 1, отличающаяся тем, что на орбиту Земли впереди нее на расстояние от 40 млн км до 80 млн км выведено не менее двух КА.

3. Космическая система по любому из пп. 1, 2, отличающаяся тем, что в составе системы используется не менее двух комплектов ППК и ППИ.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с выхода астровизирующего устройства.

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.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в системах обнаружения воздушных объектов искусственного происхождения, перемещающихся в атмосфере Земли.

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.

Изобретение относится к системам автономной навигации и ориентации космического аппарата (КА). Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Автогидирующая оптико-механическая система со встречной засветкой оптоволокна содержит оптическое волокно, соединяющее входную и оптическую системы спектрографа и детектор смещения изображения центра звезды с входного торца оптического волокна. При этом вход оптического волокна вклеен по центру одной из граней оптической призмы. Причем перед оптической призмой по ходу луча расположены два компенсирующих оптических элемента, выполненных в виде плоскопараллельных пластин, каждый из которых имеет возможность вращения вокруг своей оси. Оси оптических элементов расположены в ортогональных плоскостях, а их приводы выполнены в виде электродвигателей, управляемых с помощью персонального компьютера посредством специального алгоритма. Технический результат заключается в упрощении конструкции и технологии изготовления автогидирующей оптико-механической системы оптоволоконного спектрографа, основанной на встречной засветке оптоволокна. 1 ил.

Изобретение относится к способам определения ориентации по координатам наблюдаемых звезд, преимущественно для навигационных целей. В частности, для космической навигации путем определения положения космического аппарата относительно изображений звезд, наблюдаемых на небесной сфере. Способ определения ориентации по изображениям участков звездного неба заключается в том, что предварительно составляют и запоминают бортовой каталог координат звезд, ограничивая выбор звезд звездной величиной, отображаемой используемой системой наблюдения. Затем в процессе определения ориентации формируют изображение участка звездного неба, выбирают наиболее яркую звезду в центральной части поля зрения, выбирают соседние с ней звезды. Далее определяют попарные расстояния на изображении от выбранной центральной звезды до выбранных соседних звезд, а затем сравнивают измеренные на полученном изображении расстояния между звездами с расстояниями, полученными из бортового каталога. При совпадении всех этих расстояний отождествляют выбранную центральную звезду на изображении с соответствующей звездой из каталога и определяют ориентацию, учитывая положение этой звезды на изображении в приборной системе координат. При этом каждую звезду при составлении бортового каталога дополнительно характеризуют значениями расстояний до двух ближайших к ней звезд и расстоянием между самими этими звездами или до трех ближайших к ней звезд и по результатам этих определений формируют трехкоординатное признаковое пространство. В процессе определения ориентации, для выбранной на изображении звезды, по указанным измеренным расстояниям определяют положение этой звезды в признаковом пространстве, а затем по ее каталожным координатам на звездном небе определяют ее положение и находят ориентацию аппарата. Техническим результатом заявленного способа является повышение эффективности работы используемых датчиков звездной ориентации. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области астроинерциальных навигационных систем, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с телеблока. Технический результат - повышение точности и помехозащищенности. Для этого поставленная задача решается посредством системы астроинерциальной навигации, состоящей из телеблока, помещенного в рамки двухосного карданова подвеса, снабженного датчиками его углов по азимуту и высоте, двигателями отработки углов его выставки по азимуту и высоте и установленного в рамках внешнего карданова подвеса - повторителя горизонта, бортовой ЦВМ, блока следящих систем отработки углов наведения телеблока, содержащего первую и вторую разностные схемы, первого и второго блоков коррекции, блока вычисления угловых поправок, бортовая ЦВМ первым и вторым выходом подключена к первым входам первой и второй разностных схем, второй вход первой разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по высоте, второй вход второй разностной схемы - к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по азимуту, а выходы - к входам первого и второго корректирующих блоков, выход первого блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по азимуту, выход второго блока коррекции - к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по высоте, а блок вычисления угловых поправок первым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по азимуту, а вторым - к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по высоте, третьим - к третьему выходу бортовой ЦВМ, выходом подключен к входу блока вычисления абсолютной величины разницы между расчетными и фактическими координатами визируемой звезды, выход которого подключен к входу блока сравнения, первый выход которого подключен к входу блока вычисления ошибок корректируемой системы и формирования признака готовности корректирующих поправок, а другой выход которого подключен к входу блока формирования признака неготовности корректирующих поправок. 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к способам определения ошибок инерциальных навигационных систем, в которых основная навигационная информация (счисляемые координаты и курс) корректируется по сигналам, поступающим с астровизирующего устройства (телеблока), и применяемых в составе бортового оборудования авиационно-космических объектов. Технический результат – повышение точности и помехозащищенности. Для этого по текущим координатам и времени из каталога звезд, записанного в бортовой ЦВМ, выбирается пара звезд, доступная визированию в данной точке местоположения объекта и в данный момент времени, определяются их координаты в местной системе координат на текущий момент времени, формируются целеуказания в форме углов нацеливания телеблока, производится визирование первой из выбранных звезд путем наведения визирной оси телеблока в расчетную точку, определяемую координатами первой из выбранных из каталога звезд с определением измеренных ее координат, определяются угловые поправки, представляющие разности между измеренными и расчетными значениями углов ее визирования, проводится визирование второй из выбранных из каталога звезд путем наведения визирной оси телеблока в расчетную точку, определяемую координатами второй из выбранных из каталога звезд с определением измеренных ее координат, определяются угловые поправки, представляющие разности между измеренными и расчетными значениями углов ее визирования, затем вычисляется абсолютная величина разницы между расчетным и измеренным углами выбранной пары звезд, обнаруженных в процессе их последовательного визирования, которая сравнивается с заданным пороговым значением и при не превышении этого значения формируется признак разрешения коррекции и проводится пересчет этих угловых поправок в оценке ошибок корректируемой инерциальной системы. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения опасных астероидов и комет, летящих к Земле со стороны Солнца. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого система включает один или более космических аппаратов, расположенных на орбите Земли на постоянном расстоянии от нее, и наземные средства управления, приема информации с космических аппаратов и обработки получаемой информации. Космические аппараты осуществляют постоянный обзор той части космического пространства между Солнцем и Землей, которая из-за засветки Солнцем недоступна для наблюдения с Земли и околоземных орбит. Эта область представляет собой конус с вершиной на Земле, с осью, направленной на Солнце, и углом при вершине, равным углу засветки Солнцем оптической аппаратуры наблюдения, размещенной на Земле и на околоземных орбитах. Наземный информационно-управляющий центр формирует и передает на космический аппарат команды управления, программы сканирования космического пространства и времена радиовидимости с наземными средствами приема информации. Космический аппарат ежесуточно на интервалах времени радиовидимости с наземных средств передает на них информацию, получаемую как в реальном времени, так и запомненную при наблюдениях вне интервалов радиовидимости. Наземный Центр обработки информации, входящий в состав НИУЦ, осуществляет обработку полученной информации и вырабатывает окончательную информацию об обнаруженных небесных телах. В случае обнаружения потенциально опасных небесных тел НИУЦ выдает через блок связи с абонентами системы в согласованном формате эту информацию органам государственного управления, МЧС и другим организациям, входящим в состав внешних абонентов предлагаемой космической системы. Данная космическая система может быть использована также для проведения астрономических научных исследований. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх