Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата

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 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.

Известен 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.

Для решения данной проблемы был предложен [3] Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата, патент №2561874, 2015 г., авторы Беляев М.Ю., Волков О.Н., Матвеева Т.В. Данный способ выбран авторами за прототип.

В способе-прототипе определения временной привязки телеметрических измерений с КА, основанном на генерации на борту временных меток и передачи 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 На - 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 , где t - временная привязка телеметрических измерений, полученная по бортовым временным меткам.

Это позволяет, как правило, значительно повысить точность временной привязки. В то же время практически на всех космических аппаратах (КА) возникают магнитные помехи, обусловленные наличием на борту магнитно-твердых материалов и токовых контуров. Эти помехи на определенном интервале приблизительно постоянны, однако при изменении токовой нагрузки или при изменении конфигурации КА (например, при стыковке к орбитальной станции нового модуля) эти помехи изменяют свое значение. Величина собственных магнитных помех КА может достигать ~10% от величины магнитного поля Земли. Кроме того, при вращении КА вокруг центра масс возникают вихревые токи, которые также приводят к ошибкам при использовании способа-прототипа.

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

Технический результат достигается тем, что в предлагаемом способе осуществляют генерацию на борту временных меток, передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт, измерение параметров орбиты космического аппарата и определение по ним напряженности магнитного поля Земли, измерение на борту космического аппарата фактической напряженности магнитного поля Земли, гасят к фиксированному моменту времени t0 угловые скорости вращения космического аппарата относительно центра масс, определяют ошибку временной привязки телеметрических измерений в момент времени t0, коэффициент, учитывающий накопление временной ошибки, и погрешность в измерении магнитного поля Земли из-за влияния собственного магнитного поля космического аппарата, из соотношения где На - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измеренным параметрам орбиты космического аппарата, - напряженность магнитного поля Земли, полученная по измерениям на борту космического аппарата, Δt0 - ошибка временной привязки телеметрических измерений в момент времени t0, k - коэффициент, учитывающий накопление временной ошибки, - погрешность в измерении напряженности магнитного поля Земли из-за влияния на измерения собственного магнитного поля космического аппарата (магнитная помеха на КА), и определяют временную привязку телеметрических измерений по формуле где t - временная привязка телеметрических измерений, полученная по бортовым временным меткам.

Из приведенного соотношения с помощью метода наименьших квадратов находятся значения Δt0, k, . Эта задача решается с помощью стандартных процедур вычислительной линейной алгебры. Поскольку угловые скорости КА гасятся, вихревые токи на космическом аппарате практически не возникают. Учет погрешности в измерении напряженности магнитного поля Земли позволяет повысить точность определения временной привязки телеметрических измерений.

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. Гашение угловых скоростей может выполняться штатной системой ориентации. Для расчета напряженности МПЗ, модуля напряженности, ошибки временной привязки Δt, временной привязки телеметрических измерений и фиксации момента времени начала измерений t может использоваться БЦВМ или другие вычислительные устройства. Расчет напряженности МПЗ осуществляется с точностью ~30÷40, что составляет ~0.1% от модуля напряженности МПЗ.

Предлагаемый способ позволяет определять временную привязку телеметрических измерений с космического аппарата, на борту которого возникают магнитные помехи, в случае наличия изменяющихся во времени погрешностей в формировании бортовых временных меток. Погрешность получаемой данным способом временной привязки оказывается менее 1 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.

3. Беляев М.Ю., Волков О.Н., Матвеева Т.В. «Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата», патент №2561874, 2015 г.

Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата, включающий генерацию на борту временных меток, передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт, измерение параметров орбиты космического аппарата и определение по ним напряженности магнитного поля Земли, измерение на борту космического аппарата фактической напряженности магнитного поля Земли, отличающийся тем, что гасят к фиксированному моменту времени t0 угловые скорости вращения космического аппарата относительно центра масс, определяют ошибку временной привязки телеметрических измерений в момент времени t0, коэффициент, учитывающий накопление временной ошибки, и погрешность в измерении магнитного поля Земли из-за влияния собственного магнитного поля космического аппарата - из соотношения , где На - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измеренным параметрам орбиты космического аппарата, - напряженность магнитного поля Земли, полученная по измерениям на борту космического аппарата, Δt=Δt0+k(t-t0), Δt0 - ошибка временной привязки телеметрических измерений в момент времени t0, k - коэффициент, учитывающий накопление временной ошибки, - погрешность в измерении напряженности магнитного поля Земли из-за влияния на измерения собственного магнитного поля космического аппарата, и определяют временную привязку телеметрических измерений по формуле t*=t+Δt0+k(t-t0), где t - временная привязка телеметрических измерений, полученная по бортовым временным меткам.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.
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.

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).

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.
Изобретение относится к области средств наблюдения или слежения за полетом космических аппаратов (КА). Способ включает прием и измерение амплитуд сигналов, излучаемых приближающимся активным КА.

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 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 методам слежения за полётом космического аппарата, 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. На борту КА измеряют фактическую напряженность МПЗ, причём к фиксированному моменту времени t0 гасят вращение КА относительно центра масс. Ошибку временной привязки телеметрических измерений в момент t0, коэффициент накопления временной ошибки и погрешность измерения МПЗ из-за влияния собственного магнитного поля КА определяют из условия минимума суммы квадратов разностей между модулями 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.

Наверх