Способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями

Изобретение относится, в целом, к области космической навигации и геодезии. Предлагаемый способ включает излучение и ретрансляцию первичного и конечных радиосигналов между КА, основной и дополнительными (вспомогательными) наземными измерительными станциями. При этом дополнительно ретранслируют конечный радиосигнал с КА на основную наземную станцию и принимают его на этой станции. Радиосвязь конечным радиосигналом КА с одной или более дополнительными станциями осуществляют ретрансляцией первичного радиосигнала с КА на дополнительную станцию, приемом первичного сигнала на дополнительной станции, преобразованием его в конечный сигнал и приемом последнего на КА. О расстоянии между КА и основной измерительной станцией судят по интервалу между моментом излучения и моментом приема первичного сигнала на этой станции. О расстоянии между КА и дополнительной измерительной станцией судят по интервалу между моментом приема первичного и моментом приема конечного радиосигналов на основной станции. Дополнительно измеряют доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного сигнала, излученного с этой же станции. Расстояние между КА и дополнительной станцией определяют с учетом данного доплеровского сдвига. Технический результат изобретения направлен на уменьшение времени определения расстояний между КА и измерительными станциями, а также на повышение точности определения этих расстояний. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области космической навигации и геодезии, а более точно к способам измерения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями.

Настоящее изобретение может быть использовано для навигационной привязки космических аппаратов по отношению к измерительным станциям слежения, которые могут быть стационарными, мобильными, наземными, космическими и т.д.

Кроме того, настоящее изобретение с наибольшим успехом может быть использовано для определения местонахождения вышеуказанных измерительных станций, в том числе, как указывалось, наземных измерительных станций.

Также, настоящее изобретение может быть использовано для взаимной навигационной привязки космических аппаратов, используемых в системах глобального позиционирования объектов (GPS, Gallileo, ГЛОНАСС и др.), с целью уточнения орбит этих космических аппаратов, их взаимного положения и повышения, тем самым, точности позиционирования определяемых объектов.

В настоящее время большое внимание уделяется решению задач геодезии и геофизики, как, например, прогнозированию землетрясений, определению «подвижек» литосферных плит Земли, определению параметров ее вращения и так далее. В связи с этим все большее применение находит космическая техника, в частности, космические аппараты, используемые для определения местонахождения измерительных станций в текущий момент времени с помощью определения расстояний от измерительных станций до этих космических аппаратов. При этом предъявляются высокие требования к ограничению времени определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями и к повышению точности измерения этих расстояний.

Известен способ измерения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями (В.Н.Баранов, Б.Г.Бойко, И.И.Краснорылов и другие "Космическая геодезия" опубликована 1986 г., Москва, издательство "Недра", стр.86-92), заключающийся в том, что излучают лазерный сигнал с основной измерительной станции в направлении на космический аппарат, отражают его с помощью уголкового отражателя, установленного на космическом аппарате, в направлении на измерительную станцию, принимают его на измерительной станции, измеряют интервал времени между моментами излучения и приема сигнала и по нему определяют расстояние между космическим аппаратом и измерительными станциями.

Известен способ измерения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями (В.Н.Баранов, Б.Г.Бойко, И.И.Краснорылов и другие "Космическая геодезия" опубликована 1986 г., Москва, издательство "Недра", стр.93-94) путем излучения первичного радиосигнала с основной измерительной станции в направлении на космический аппарат, приема первичного радиосигнала на космическом аппарате, ретрансляции первичного радиосигнала с космического аппарата в направлении на основную измерительную станцию, приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции, осуществления радиосвязи конечным радиосигналом космического аппарата с по меньшей мере одной дополнительной измерительной станции, измерения моментов излучения и приема первичного радиосигналов на основной измерительной станции, измерения интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и основной измерительной станцией, и измерения интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией. По данному способу радиосвязь между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией осуществляют излучением конечного радиосигнала с дополнительной измерительной станции в направлении на космический аппарат, приема конечного радиосигнала на космическом аппарате, ретрансляцией его в направлении на дополнительную измерительную станцию, приемом конечного радиосигнала на дополнительной измерительной станции, а определение расстояний между космическим аппаратом и соответственно основной и дополнительной измерительными станциями по измеренному интервалу времени между моментами излучения и приема радиосигналов осуществляют измерением интервала времени между моментами излучения и приема конечного радиосигнала на дополнительной измерительной станции.

Однако по данному способу осуществление непосредственной радиосвязи между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией приводит к тому, что измерение интервалов времени между моментами излучения и приема радиосигналов осуществляют на каждой из основной и дополнительных измерительных станций раздельно и последовательно, что приводит к увеличению времени определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями.

Кроме того, по данному способу измерения интервалов времени между моментами излучения и приема радиосигналов на каждой из основной и дополнительной измерительных станций раздельно могут соответствовать местоположению космического аппарата в различных точках орбиты, что уменьшает точность определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями.

Краткое описание изобретения

Целью настоящего изобретения является разработка способа определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, позволяющего уменьшить время определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями.

Кроме того, целью настоящего изобретения является повышение точности определения расстояния между космическим аппаратом и измерительными станциями.

Поставленные цели достигаются тем, что в способе определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями излучают первичный радиосигнал с основной измерительной станции в направлении на космический аппарат, принимают первичный радиосигнал на космическом аппарате, ретранслируют первичный радиосигнал с космического аппарата в направлении на основную измерительную станцию, принимают первичный радиосигнал на основной измерительной станции, ретранслируют первичный радиосигнал с космического аппарата на дополнительную измерительную станцию, принимают первичный радиосигнал на дополнительной измерительной станции, преобразуют его в конечный радиосигнал ретрансляцией в направлении на космический аппарат, принимают конечный радиосигнал на космическом аппарате, ретранслируют конечный радиосигнал с космического аппарата в направлении на основную измерительную станцию, принимают его на основной измерительной станции, измеряют моменты излучения и приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции, осуществляют суждение о расстоянии между космическим аппаратом и основной измерительной станцией по следующему соотношению:

l1=(c/2)(t1-t0),

где l1 - расстояние между космическим аппаратом и основной измерительной станцией;

с - скорость распространения радиоволн;

t1 - момент приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции;

t0 - момент излучения первичного радиосигнала с основной измерительной станции,

измеряют интервал времени между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции, измеряют доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции, и осуществляют суждение о расстоянии между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией по следующему соотношению:

l2=(c/2)(t2-t1)/(1+N),

где l2 - расстояние между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией;

t2 - момент приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции;

N - доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции.

Задачи, которые должны быть решены посредством изобретения

В основу изобретения была положена задача разработки способа определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, имеющего такие дополнительные операции, радиосвязь между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией осуществлялась бы так, а измерение интервалов времени, по которым судят о расстоянии между космическим аппаратом и основной и дополнительной измерительными станциями, осуществлялось между такими моментами, что измерение интервалов времени между моментами излучения и приема радиосигналов с основной и дополнительных измерительных станций осуществлялось бы одновременно и мгновенно и соответствовало бы местоположению космического аппарата в одной и той же точке орбиты.

Метод решения задач

Это достигается тем, что в способе определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями путем излучения первичного радиосигнала с основной измерительной станции в направлении на космический аппарат, ретрансляции первичного радиосигнала с космического аппарата в направлении на основную измерительную станцию, приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции, осуществления радиосвязи конечным радиосигналом космического аппарата с по меньшей мере одной дополнительной измерительной станции, измерения моментов излучения и приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции, измерения интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и основной измерительной станцией и измерения интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией, согласно изобретению до измерения моментов излучения и приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции дополнительно ретранслируют конечный радиосигнал с космического аппарата в направлении на основную измерительную станцию и принимают его на основной измерительной станции, а радиосвязь конечным радиосигналом космического аппарата с по меньшей мере одной дополнительной измерительной станции осуществляют ретрансляцией первичного радиосигнала с космического аппарата на дополнительную измерительную станцию, приемом первичного радиосигнала на дополнительной измерительной станции, преобразованием его в конечный радиосигнал ретрансляцией в направлении на космический аппарат, приемом конечного радиосигнала на космическом аппарате, а измерение интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и основной измерительной станцией, осуществляют измерением интервала времени между моментом излучения и моментом приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции и осуществляют суждение о расстоянии между космическим аппаратом и основной измерительной станцией по следующему соотношению:

l1=(c/2)(t1-t0),

где l1 - расстояние между космическим аппаратом и основной измерительной станцией;

с - скорость распространения радиоволн;

t1 - момент приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции;

t2 - момент излучения первичного радиосигнала с основной измерительной станции, а измерение интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией, осуществляют измерением интервала времени между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции, при этом дополнительно измеряют доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции, и осуществляют суждение о расстоянии между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией по следующему соотношению:

l2=(c/2)(t2-t1)/(1+N),

где l2 - расстояние между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией;

t2 - момент приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции;

N - доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции.

Целесообразно, чтобы в способе определения расстояния между космическим аппаратом и измерительными станциями в случае множества дополнительных измерительных станций измерение интервала времени между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и каждой из множества дополнительных измерительных станций, осуществляли бы одновременно.

Желательно, чтобы в способе определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями в случае определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями для по меньшей мере трех точек местонахождения космического аппарата на орбите одновременно с ретрансляцией первичного радиосигнала на дополнительные измерительные станции дополнительно ретранслировали бы его на по меньшей мере одну вспомогательную измерительную станцию, принимали первичный радиосигнал на вспомогательной измерительной станции, преобразовали его в конечной радиосигнал ретрансляцией в направлении на космический аппарат, принимали конечный радиосигнал на космическом аппарате и ретранслировали его в направлении на основную измерительную станцию, принимали конечный радиосигнал на основной измерительной станции и измеряли интервал времени и доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции, и по ним судили о расстоянии между космическим аппаратом в каждом из его местонахождении на соответствующих точках орбиты и вспомогательной измерительной станцией.

Разумно, чтобы в способе определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями измерение интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом в каждом из его местонахождений на соответствующих точках орбиты и вспомогательной измерительной станцией, осуществляли бы измерением интервала времени между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции и осуществляли бы суждение о расстоянии между космическим аппаратом и вспомогательной измерительной станцией по следующему соотношению:

l3=(c/2)(t3-t1)/(1+N),

где l3 - расстояние между космическим аппаратом и вспомогательной измерительной станцией;

t3 - момент приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции.

Выгодно, чтобы в способе определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции, определяли бы из следующего соотношения:

N=(mf0-f2)/2mf0,

где m - коэффициент преобразования частоты несущей радиосигнала при его когерентной ретрансляции на космическом аппарате;

f0 - частота несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции;

f2 - частота несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции.

Настоящее изобретение позволяет измерить интервалы времени между моментами излучения и приема радиосигналов с основной и дополнительных измерительных станций одновременно и мгновенно, что уменьшает время определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями.

Кроме того, настоящее изобретение обеспечивает соответствие измерения интервалов времени между моментами излучения и приема радиосигналов с основной и дополнительных измерительных станций местоположению космического аппарата в одной и той же точке орбиты, что повышает точность определения расстояния между космическим аппаратом и измерительными станциями.

Подробное описание изобретения

Способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями заключается в том, что излучают первичный радиосигнал с основной измерительной станции в направлении на космический аппарат и принимают его на космическом аппарате, затем ретранслируют первичный радиосигнал с космического аппарата в направлении на основную измерительную станцию и принимают его на основной измерительной станции. После ретранслируют первичный радиосигнал с космического аппарата в направлении на по меньшей мере одну дополнительную измерительную станцию, принимают его на дополнительной измерительной станции и преобразуют первичный радиосигнал в конечный радиосигнал ретрансляцией в направлении на космический аппарат. После этого принимают конечный радиосигнал на космическом аппарате, ретранслируют конечный радиосигнал с космического аппарата в направлении на основную измерительную станцию и принимают его на основной измерительной станции, затем измеряют интервал времени между моментами излучения и приема соответственно первичных радиосигналов на основной измерительной станции и осуществляют суждение о расстоянии между космическим аппаратом и основной измерительной станцией по следующему соотношению:

l1=(c/2)(t1-t0),

где l1 - расстояние между космическим аппаратом и основной измерительной станцией;

с - скорость распространения радиоволн;

t1 - момент приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции;

t0 - момент излучения первичного радиосигнала с основной измерительной станции;

и, наконец, измеряют интервал времени между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции, измеряют доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции, и осуществляют суждение о расстоянии между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией по следующему соотношению:

l2=(c/2)(t2-t0)/(1+N),

где l2 - расстояние между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией;

t2 - момент приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции;

N - доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции.

По патентуемому способу определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями в случае множества дополнительных измерительных станций для определения местонахождения космического аппарата измеряют интервал времени между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и каждой из множества дополнительных измерительных станций, осуществляют одновременно.

В случае определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями для по меньшей мере трех точек местонахождения космического аппарата на орбите по патентуемому способу определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями одновременно с ретрансляцией, первичного радиосигнала на дополнительные измерительные станции дополнительно ретранслируют его на по меньшей мере одну вспомогательную измерительную станцию, принимают первичный радиосигнал на вспомогательной измерительной станции и преобразуют его в конечный радиосигнал ретрансляцией в направлении на космический аппарат. Затем принимают конечный радиосигнал на космическом аппарате, ретранслируют его в направлении на основную измерительную станцию и принимают конечный радиосигнал на основной измерительной станции. После этого измеряют интервал времени и доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции, и по ним судят о расстоянии между космическим аппаратом в каждом из его местонахождений (местоположений) на соответствующих точках орбиты и вспомогательной измерительной станцией.

По патентуемому способу определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями измерение интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом в каждом из его местонахождений на соответствующих точках орбиты и вспомогательной измерительной станцией осуществляют измерением интервала времени между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции и осуществляют суждение о расстоянии между космическим аппаратом и вспомогательной измерительной станцией по следующему соотношению:

l3=(c/2)(t3-t1)/(1+N1),

где l3 - расстояние между космическим аппаратом и вспомогательной измерительной станцией;

t3 - момент приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции.

По патентуемому способу определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции, определяют из следующего соотношения:

N1=(mf0-f3)/(2mf0),

где m - коэффициент преобразования частоты несущей радиосигнала при его когерентной ретрансляции на космическом аппарате;

f0 - частота несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции;

f3 - частота несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции.

Краткое описание чертежей

Другие цели и преимущества настоящего изобретения будут показаны ниже при рассмотрении описания примеров его конкретного выполнения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фиг.1 изображает структурную схему известной геодезической системы, реализующей патентуемый способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями;

фиг.2 изображает структурную схему известной геодезической системы, реализующей патентуемый способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, по фиг.1 для определения местонахождения космического аппарата согласно изобретению;

фиг.3 изображает структурную схему известной геодезической системы, реализующей патентуемый способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, по фиг.3 для определения местонахождения вспомогательной измерительной станции, находящейся в районе повышенной сейсмичности согласно изобретению;

фиг.4 изображает структурную схему известной геодезической системы, реализующей патентуемый способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, по фиг.3 для трех точек местонахождения космического аппарата на орбите согласно изобретению.

Способ реализован на известной геодезической системе (В.Н.Баранов, Е.Г.Бойко, И.И.Краснорылов и другие "Космическая геодезия", §18, "Радиодальномерные наблюдения ИСЗ", Москва, Недра, 1986 г., стр.93-94).

Известная геодезическая система содержит основную 1 (фиг.1) и дополнительную 2 измерительные станции, каждая из которых имеет соответственно антенну 3, 4. По орбите 5, условно показанной пунктиром, указано перемещение космического аппарата 6, имеющего антенну 7 через ее точки 8 (B1) и 9 (В2). По траектории 15, условно показанной пунктиром, указано перемещение дополнительной измерительной станции 2 через ее точки 16 (D1) и 17 (D2). На фигуре 1 также даны условно обозначенные радиосигналы. Первичный радиосигнал 10, излученный с основной измерительной станции 1, находящейся в точке А, в направлении на космический аппарат 6, первичный радиосигнал 11, ретранслированный с космического аппарата 6 в направлении на основную измерительную станцию 1 и первичный радиосигнал 12, ретранслированный с космического аппарата 6 в направлении на дополнительную измерительную станцию 2.

Конечный радиосигнал 13, ретранслированный с дополнительной измерительной станции 2 в направлении на космический аппарат 6, и конечный радиосигнал 14, ретранслированный с космического аппарата 6 в направлении на основную измерительную станцию 1.

Первичные радиосигналы 10, 11, 12 определены при нахождении космического аппарата 6 в точке 8 (B1) орбиты 5.

Конечные радиосигналы 13 и 14 определены соответственно при нахождении космического аппарата 6 в точке 9 (В2) орбиты 5 и дополнительной измерительной станции 2 в точке 17 (D2) траектории 15.

По другому варианту выполнения известная геодезическая система, реализующая способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, аналогична геодезической системе по фиг.1. Отличие заключается в том, что она содержит еще одну дополнительную измерительную станцию 18 (фиг.2).

Орбита 5 имеет еще одну точку 19 (В3), расположенную между ее точками 8 (B1) и 9 (В2).

На фиг.2 дополнительно даны условно обозначенные радиосигналы. Первичный радиосигнал 20, ретранслированный с космического аппарата 6, находящегося в точке 8 (B1) орбиты 5, в направлении на вторую дополнительную измерительную станцию 18 и принятый ею при нахождении в точке 21 (Е2). Конечный радиосигнал 23, ретранслированный со второй дополнительной измерительной станции 18 в направлении на космический аппарат 6, и конечный радиосигнал 24, ретранслированный с космического аппарата 6 в направлении на основную измерительную станцию 1. Конечные радиосигналы 23, 24 определены при нахождении второй дополнительной измерительной станции 18 в положении 21 (Е2) и космического аппарата 6 в точке 19 (В3) орбиты 5.

Еще по одному варианту выполнения известная геодезическая система, реализующая способ определения расстояния между космическим аппаратом и измерительными станциями, аналогична геодезической системе по фиг.2. Отличие заключается в том, что она содержит находящуюся в точке F вспомогательную измерительную станцию 26 (фиг.3). Орбита 5 имеет еще одну точку 27 (B4), расположенную между ее точками 19 (В3) и 9 (В2).

На фиг.3 дополнительно даны условно обозначенные радиосигналы. Первичный радиосигнал 28, ретранслированный с космического аппарата 6, находящегося в точке 8 (B1) орбиты 5, в направлении на вспомогательную измерительную станцию 26. Конечный радиосигнал 29, ретранслированный с вспомогательной измерительной станции 26 в направлении на космический аппарат 6, и конечный радиосигнал 30, ретранслированный с космического аппарата 6 в направлении на основную измерительную станцию 1. Конечные радиосигналы 29 и 30 определены при нахождении космического аппарата 6 в точке 27 (В4) орбиты 5. Для упрощения дополнительная станция 18 и вспомогательная измерительная станция 26 условно показаны неподвижными.

По последнему варианту выполнения (фиг.4) известная геодезическая система, реализующая способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, аналогична геодезической системе по фиг.3. Отличие заключается в том, что орбита 5 имеет еще две точки 31 (B5) и 32 (В6).

Геодезическая система, реализующая способ определения расстояний между космическим аппаратом 6 (фиг.1) и основной 1 и дополнительной 2 измерительными станциями, работает следующим образом.

На основной измерительной станции 1(А) формируют и излучают с помощью антенны 3 в направлении движущегося по орбите 5 космического аппарата 6 первичный радиосигнал 10. Этот радиосигнал 10 принимают антенной 7 космического аппарата 6, находящемся в точке 8 (B1) орбиты 5, и когерентно ретранслируют в направлении на основную 1 и дополнительную 2 измерительные станции соответственно первичными сигналами 11 и 12. При этом дополнительная измерительная станция 2 находится в точке 16 (D1) траектории 15. Затем принимают первичный радиосигнал 11 на основной измерительной станции 1. Принимают первичный радиосигнал 12 антенной 4 дополнительной измерительной станции 2, переместившейся из точки 16 (D1) в точку 17 (D2) траектории 15, когерентно преобразуют его в конечный радиосигнал 13 ретрансляцией в направлении на космический аппарат 6 и принимают конечный радиосигнал 13 на космическом аппарате 6, который за это время переместится из точки 8 (B1) в точку 9 (В2) орбиты 5.

Измеряют момент t0 излучения первичного радиосигнала 10 с основной измерительной станции 1, момент t1 приема первичного радиосигнала 11 на основной измерительной станции 1 и измеряют интервал (t1-t0) времени, определяемый этими моментами t0 и t1. Затем по измеренному интервалу (t1-t0) времени определяют расстояние l1 между космическим аппаратом 6, находящемся в точке 8 (B1) орбиты 5, и основной измерительной станцией 1 из следующего соотношения:

l1=(c/2)(t1-t0),

где с - скорость распространения радиоволн.

Для определения расстояния l2 между космическим аппаратом 6 и дополнительной измерительной станцией 2 ретранслируют конечный радиосигнал 14 с космического аппарата 6, находящегося в точке 9 (В2) орбиты 5, в направлении на основную измерительную станцию 1. Принимают конечный радиосигнал 14 на основной измерительной станции 1 и измеряют момент t2 его приема. После этого измеряют интервал (t2-t1) времени, определяемый моментом t1, измеренным ранее, и моментом t2. Кроме того, измеряют доплеровский сдвиг N частоты f2 несущей конечного радиосигнала 14 относительно частоты f0 несущей первичного радиосигнала 10, излученного с основной измерительной станции 1.

По измеренным интервалу (t2-t1) времени и доплеровскому сдвигу N частоты f2 конечного радиосигнала 14 определяют расстояние l2 между космическим аппаратом 6, находящемся в точке 8 (B1) орбиты 5, и дополнительной измерительной станцией 2 из следующего соотношения:

l2=(c/2)(t2-t1)/(1+N),

где N=(mf0-f2)/2mf0,

где m - коэффициент преобразования частоты несущей радиосигнала при его когерентной ретрансляции на космическом аппарате 6.

Найденные значения расстояний l1 и l2 соответствуют нахождению космического аппарата 6 в точке 8 (B1) орбиты 5, то есть моменту Т приема первичного радиосигнала 10 на космическом аппарате 6, определяемому из известного соотношения:

T=(t1+t0)/2.

Рассмотрим подробнее соотношения, иллюстрирующие реализацию предлагаемого способа.

Расстояние AB1 от основной измерительной станции 1 до космического аппарата 6 и расстояние B1D1 от дополнительной измерительной станции 2 до космического аппарата 6 (фиг.1) соответствуют моменту Т (где Т=(t0+t1)/2) приема и ретрансляции радиосигнала 10 на космическом аппарате 6 в точке 8 (B1), при этом дополнительная измерительная станция 2 находится в точке 16 (D1).

Выразим расстояние В2А

где Vab - скорость изменения расстояния между космическим аппаратом 6 и основной измерительной станцией 2;

Выразим расстояние B2D2

B2D2=B1D2+Vbd(B1D2/c)+V4(B2D2/c)

или B2D2 [1-V4/c]=[B1D2+Vbd(B1D2/c)], т.е.

где Vbd - скорость изменения расстояния между космическим аппаратом 6 и дополнительной измерительной станцией 2;

V4 - скорость перемещения космического аппарата 6 по направлению DB;

Выразим

B1D2=B1D1+V3(B1D2/c)

или B1D2 [1-V3/с]=B1D1, т.е.

V3 - скорость перемещения дополнительной измерительной станции 2 по направлению BD;

из (1), (2) и (3)

Откуда можно получить с учетом (1)

Далее, с учетом (4) и (5), получим в результате преобразований

Раскрывая скобки и преобразуя (8) получим

Поскольку

[(Vbd/c)(Vbd/c+(V3/c)(V4/c))]<7,3·10-10

получим из(9)

Окончательно получим из (7) и (10)

B1D2+D2B2=2B1D1[1+Vbd/c]=c(t2-t1)/(1+Vab/c)

и тогда

или с учетом того, что

Выразим скорости Vab и Vbd через доплеровские сдвиги частот несущих сигналов f1 и f2 для соответственно конечных радиосигналов 11 и 14, относительно частоты несущей f0 первичного радиосигнала 10.

f1=f0(1-2Vab/c)

f2=f1(1-2Vbd/c)

и тогда с учетом (12)

Vab/c+Vbd/c≅(f0-f2)/2f0

После преобразований получаем из (13)

С учетом того, что первичный сигнал 10, излученный с измерительной станции 1, при приеме и ретрансляции на космическом аппарате 6 когерентно ретранслируется с коэффициентом преобразования m, а конечный сигнал при приеме и ретрансляции на дополнительной измерительной станции 2 когерентно ретранслируется с коэффициентом преобразования 1/m, окончательно выразим соотношение (13) следующим образом:

где

Таким образом, по измеренным значениям параметров радиосигналов можно определить синхронные расстояния AB1 и B1D1, соответствующие нахождениям космического аппарата 6 в точке 8 (B1) и дополнительной измерительной станции 2 в точке 16 (D1) в момент времени Т=(t1+t0)/2.

Далее, при прохождении космического аппарата 6 в зоне радиовидимости измерительной станции 1 и дополнительной измерительной станции 2, после определения нескольких или ряда синхронных расстояний AB1 и B1D1 для разных моментов времени Т, определяют траекторию перемещения космического аппарата 6 относительно измерительных станций 1 и 2. Затем, зная траекторию движения дополнительной измерительной станции 2, определяют компоненты скоростей V3 и V4. Окончательно, зная компоненты скоростей Vab, Vbd, V3 и V4, по вышеуказанным соотношениям можно уточнить значения расстояний AB1 и B1D1.

В случае, когда необходимо определить местонахождение космического аппарата 6, известная геодезическая система по фиг.2, реализующая способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, работает аналогично описанной геодезической системе по фиг.1. Отличие заключается в том, что одновременно с ретрансляцией первичного радиосигнала 10 с космического аппарата 6, находящегося в точке 8 (B1) орбиты 5, в направлении на дополнительную измерительную станцию 2, ретранслируют первичный радиосигнал 20 в направлении на дополнительную измерительную станцию 18. Этот радиосигнал 20 принимают на станции 18 и преобразуют в конечный радиосигнал 23 ретрансляцией в направлении на космический аппарат 6. На космическом аппарате 6, находящемся в точке 19 (В3) орбиты 5, принимают конечный радиосигнал 23 и ретранслируют в направлении на основную измерительную станцию 1 конечным радиосигналом 24. Далее на основной измерительной станции 1 принимают конечный радиосигнал 24, измеряют момент t3 приема этого радиосигнала и затем измеряют интервал (t3-t1) времени, определяемый моментом t1, измеренным ранее, и моментом t3.

Кроме того, измеряют доплеровский сдвиг N1 частоты f3 несущей конечного радиосигнала 24 относительно частоты f0 несущей первичного радиосигнала 10, излученного с основной измерительной станции 1.

По измеренному интервалу (t3-t1) времени и доплеровскому сдвигу N1 частоты f3 конечного радиосигнала 24 определяют расстояние l3 между космическим аппаратом 6, находящемся в точке 8 (B1) орбиты 5, и дополнительной измерительной станцией 18 - точка 25 (E1), из следующего соотношения:

где

По найденному расстоянию l3 и ранее определенным расстоянием l1 и l2 между космическим аппаратом 6, находящемся в точке 8 (B1) орбиты 5, и соответственно основной 1 и дополнительной 2 измерительными станциями, а также известным местонахождениям станции 1 - точка А, станции 2 - точка 16 (D1) и станции 18 - точка 25 (E1), известным образом (В.Н.Баранов, Е.Г.Бойко, И.И.Краснорылов и другие "Космическая геодезия ", Москва, Недра, 1986, с.217) определяют местонахождение космического аппарата 6, находящегося в точке 8 (B1) орбиты 5 в момент Т приема первичного радиосигнала 10 на космическом аппарате 6, определяемому из соотношения:

T=(t1+t0)/2.

В случае, когда стоит задача прогнозирования землетрясений, необходимо быстро определять местоположение измерительной станции, в данном случае наземной, находящейся в районе повышенной сейсмичности, то есть определять "подвижки" земной коры в месте расположения этой станции. При этом известная геодезическая система по фиг.3, 4, реализующая способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, работает аналогично описанной геодезической системе по фиг.2. Отличие заключается в том, что первичный радиосигнал 10, принятый на космическом аппарате 6, находящемся в точке 8 (B1) орбиты 5, одновременно преобразуют ретрансляцией в первичный радиосигналы 12, 13 в направлении на дополнительные измерительные станции 2, 18 и в первичный радиосигнал 28 в направлении на вспомогательную измерительную станцию 26.

Радиосигнал 28 принимают на станции 26 и преобразуют в конечный радиосигнал 29 ретрансляцией в направлении на космический аппарат 6.

На космическом аппарате 6, находящемся в точке 27 орбиты 5, принимают конечный радиосигнал 29 и ретранслируют в направлении на основную измерительную станцию 1 конечным радиосигналом 30.

Далее на основной измерительной станции 1 принимают конечный радиосигнал 30, измеряют момент t4 приема этого радиосигнала и затем измеряют интервал (t4-t1) времени, определяемый моментом t1, измеренным ранее, и моментом t4.

Кроме того, измеряют доплеровский сдвиг N2 частоты f4 несущей конечного радиосигнала 30 относительно частоты f0 несущей первичного радиосигнала 10, излученного с основной измерительной станции 1.

По измеренному интервалу (t4-t1) времени и доплеровскому сдвигу N3 частоты f4 конечного радиосигнала 30 определяют расстояние l4 между космическим аппаратом 6, находящемся в точке 8 (B1) орбиты 5, и вспомогательной измерительной станцией 26 из следующего соотношения:

где

Далее аналогично вышеописанному определяют местоположения космического аппарата 6 в точках 31 (фиг.4) и 32 орбиты 5. Для этих точек 31 и 32 определяют соответственно расстояние l5, и l6 между космическим аппаратом 6 и вспомогательной измерительной станцией 6.

Теперь, зная местоположения точек 8, 31, 32 орбиты 5 и, соответственно, расстояния l4, l5, и l6 между этими точками 8, 31, 32 и вспомогательной измерительной станцией 26 определяют широко известным образом местонахождение вспомогательной измерительной станции 26.

При реализации способа (в т.ч. при формировании, передаче, преобразовании, приеме и обработке радиосигналов, коррекции атмосферной и других составляющих измерений) могут быть использованы известные аппаратурные и программные решения, применяемые в системах глобального позиционирования GPS, ГЛОНАСС, Galileo и др. (см., например: http://www.colorado.edu/geography/gcraft/notes/gps/gps_ftoc.html, http://europa. eu. int/comm/dgs/energy_transport/galileo/documents/technical_en.htm).

При определении расстояний кроме доплеровского сдвига частоты N можно использовать и другие соотношения, содержащие информацию о доплеровском сдвиге частот излученных и принятых радиосигналов, например доплеровский счет за определенный интервал времени, отношение мгновенных значений частот, интегральный доплеровский счет и т.д., преобразовав, соответственно, уравнения (14)-(20).

Эффективность изобретения

Настоящее изобретение позволяет проводить синхронные измерения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями, количество которых не ограничено, чем может быть достигнута реализация "геометрического" метода определения местоположения космического аппарата на орбите, а также построения геофизической сети измерительных станций в реальном масштабе времени. При этом обеспечивается повышенная точность и оперативность построения геофизической сети, так как для ее построения не требуется предварительного точного знания орбит космических аппаратов, поскольку определение этих орбит происходит сразу после получения данных измерений.

В качестве «опорных» измерительных станций, по измерениям на которых определяют орбиту космического аппарата, могут быть использованы станции, установленные в сейсмически неактивных районах, а «подвижки» измерительных станций, установленных в сейсмоопасных районах, определяют с учетом полученных данных об орбите космического аппарата и расстояниях между космическим аппаратом и этими измерительными станциями.

Кроме того, настоящее изобретение обеспечивает излучение, прием и обработку всех радиосигналов на одной измерительной станции, что дает возможность определять местоположение космического аппарата в каждый текущий момент времени, а также определять на этой измерительной станции расстояние между космическим аппаратом и другими измерительными станциями без необходимости сбора и передачи дополнительных данных.

Также настоящее изобретение позволяет использовать в реализующей патентуемый способ геофизической системе достаточно простые радиотехнические устройства - ретрансляторы, что повышает надежность и мобильность этой геофизической системы, а также позволяет автоматизировать режим ее работы, что даст возможность устанавливать измерительные станции в сейсмоопасных труднодоступных районах для определения «подвижек» этих станций. Известно, что перед землятресением наблюдается деформация земной коры, связанная с движением литосферных плит, и проявляющаяся в смещениях точек поверхности Земли (см., например: Певнев А.К. «Пути к практическому прогнозу землетрясений». // Изв. секции наук о Земле РАЕН. 2001, вып.6, с.83-92).

В качестве космических аппаратов возможно использовать искусственные спутники Земли (ИСЗ) с наиболее оптимальными (с точки зрения геометрии расположения измерительных станций) параметрами орбит. При этом не требуется знания точных параметров орбит этих ИСЗ, так как определение этих параметров может быть произведено непосредственно в процессе измерений. Возможна установка ретрансляторов на многочисленных ИСЗ, предназначенных для мониторинга состояния атмосферы Земли и прогноза погоды.

Кроме того, настоящее изобретение может быть использовано для взаимной навигационной привязки космических аппаратов, используемых в системе глобального позиционирования объектов ГЛОНАСС (а также GPS Gallileo, и др.), с целью уточнения орбит космических аппаратов, входящих в систему, их взаимного положения и повышения, тем самым, точности позиционирования определяемых объектов (см., например: http://www.glonass-center.ru/; http://www.igeb.gov/; http://www.gallileolonass-center.ru/)

При этом на ИСЗ навигационных систем могут быть дополнительно установлены указанные выше ретрансляторы, а также может быть рассмотрен вариант программного перепрограммирования штатных радиосистем этих ИСЗ для реализации предлагаемого способа.

Кроме того, предлагаемый способ может быть использован для взаимной синхронизации и привязки различных навигационных систем (GPS, Gallileo, ГЛОНАСС и др.) друг к другу с целью повышения точности определения координат объектов с помощью систем позиционирования.

Также возможно использовать предлагаемый способ для изучения геодинамических движений земной коры, например в местах пролегания трубопроводов, при проектировании и эксплуатации мостов и т.д. (см., например: «научный проект - геомеханика», «Современная геодинамика и безопасность объектов в подземном пространстве», А.Д.Сашурин, Институт Горного Дела УрО РАН, г.Екатеринбург, 2000 г., http://igd.uran.ru/).

Перечень позиций и буквенных обозначений, используемых в описании изобретения:

1 - основная измерительная станция;

2 - дополнительная измерительная станция;

3 - антенна станции 1;

4 - антенна станции 2;

5 - орбита космического аппарата;

6 - космический аппарат;

7 - антенна космического аппарата;

8 - точка (B1) орбиты 5 космического аппарата;

9 - точка (B2) орбиты 5 космического аппарата;

10 - первичный радиосигнал;

11 - первичный радиосигнал;

12 - первичный радиосигнал

13 - конечный радиосигнал;

14 - конечный радиосигнал;

15 - траектория движения дополнительной измерительной станции;

16 - точка (D1) траектории дополнительной измерительной станции 2;

17 - точка (D2) траектории дополнительной измерительной станции 2;

18 - вспомогательная измерительная станция;

19 - точка (В3) орбиты космического аппарата 6;

20 - первичный радиосигнал;

21 - точка (Е2) траектории вспомогательной измерительной станции 18;

22 - траектория движения вспомогательной измерительной станции 18;

23 - конечный радиосигнал;

24 - конечный радиосигнал;

25 - точка (E1) траектории вспомогательной измерительной станции 18;

26 - вспомогательная измерительная станция;

27 - точка (B4) орбиты 5 космического аппарата;

28 - первичный радиосигнал;

29 - конечный радиосигнал;

30 - конечный радиосигнал;

31 - точка (В5) орбиты 5 космического аппарата;

32 - точка (В6) орбиты 5 космического аппарата;

l1 - расстояние между космическим аппаратом 6 и основной измерительной станцией 1;

t1 - момент приема первичного радиосигнала 10 на основной измерительной станции 1;

t0 - момент излучения первичного радиосигнала 10 с основной измерительной станции 1;

t1 - момент приема конечного радиосигнала 11 на основной измерительной станции 1;

l2 - расстояние между космическим аппаратом 6 в момент его местонахождения в точке 8 (B1) орбиты 5 и дополнительной измерительной станцией 2;

t2 - момент приема конечного радиосигнала 14 на основной измерительной станции 1;

N - доплеровский сдвиг частоты f2 несущей конечного радиосигнала 14, принятого на основной измерительной станции 1, относительно частоты f0 несущей первичного радиосигнала 10, излученного с основной измерительной станции 1;

N1 - доплеровский сдвиг частоты f3 несущей конечного радиосигнала 24, принятого на основной измерительной станции 1, относительно частоты f0 несущей первичного радиосигнала 10, излученного с основной измерительной станции 1;

N2 - доплеровский сдвиг частоты f4 несущей конечного радиосигнала 30, принятого на основной измерительной станции 1, относительно частоты f0 несущей первичного радиосигнала 10, излученного с основной измерительной станции 1;

l3 - расстояние между космическим аппаратом 6 в момент его местонахождения в точке 8 (B1) орбиты 5 и дополнительной измерительной станцией 18 в момент ее местонахождения в точке 25 (E1);

t3 - момент приема конечного радиосигнала 24 на основной измерительной станции;

f0 - частота несущей первичного радиосигнала 10, излученного с основной измерительной станции 1;

f1 - частота несущей конечного радиосигнала 11, принятого на основной измерительной станции 1;

f2 - частота несущей конечного радиосигнала 14, принятого на основной измерительной станции 1;

f3 - частота несущей конечного радиосигнала 24, принятого на основной измерительной станции 1;

f4 - частота несущей конечного радиосигнала 30, принятого на основной измерительной станции 1;

m - коэффициент преобразования частоты несущей радиосигнала при его когерентной ретрансляции на космическом аппарате 6;

1/m - коэффициент преобразования частоты несущей радиосигнала при его когерентной ретрансляции на измерительных станциях 2, 18, 26;

t4 - момент приема конечного радиосигнала 30 на основной измерительной станции 1;

l4 - расстояние между космическим аппаратом 6 в момент его местонахождения в точке 8 (B1) орбиты 5 и вспомогательной измерительной станцией 26;

l5 - расстояние между космическим аппаратом 6 в момент его местонахождения в точке 31 (В5) орбиты 5 и вспомогательной измерительной станцией 26;

l6 - расстояние между космическим аппаратом 6 в момент его местонахождения в точке 32 (В6) орбиты 5 и вспомогательной измерительной станцией 26.

1. Способ определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями путем излучения первичного радиосигнала с основной измерительной станции в направлении на космический аппарат, приема первичного радиосигнала на космическом аппарате, ретрансляции первичного радиосигнала с космического аппарата в направлении на основную измерительную станцию, приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции, осуществления радиосвязи конечным радиосигналом космического аппарата с по меньшей мере одной дополнительной измерительной станцией, измерения моментов излучения и приема соответственно первичных радиосигналов на основной измерительной станции, измерения интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и основной измерительной станцией, измерения интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией, отличающийся тем, что дополнительно ретранслируют конечный радиосигнал с космического аппарата в направлении на основную измерительную станцию и принимают его на основной измерительной станции, а радиосвязь конечным радиосигналом космического аппарата с по меньшей мере одной дополнительной измерительной станцией осуществляют ретрансляцией первичного радиосигнала с космического аппарата на дополнительную измерительную станцию, приемом первичного радиосигнала на дополнительной измерительной станции, преобразованием его в конечный радиосигнал путем ретрансляции в направлении на космический аппарат и приемом конечного радиосигнала на космическом аппарате, причем в качестве интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и основной измерительной станцией, измеряют интервал между моментом излучения и моментом приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции, а о расстоянии (l1) между космическим аппаратом и основной измерительной станцией судят по соотношению

l1=(c/2)(t1-t0),

где с - скорость распространения радиоволн;

t1 - момент приема первичного радиосигнала на основной измерительной станции;

t0 - момент излучения первичного радиосигнала с основной измерительной станции,

в качестве интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией, измеряют интервал между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции, при этом дополнительно измеряют доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции, а о расстоянии (l2) между космическим аппаратом и дополнительной измерительной станцией судят по соотношению

l2=(c/2)(t2-t1)/(1+N).

где t2 - момент приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции;

N - доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на

основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в случае множества дополнительных измерительных станций измерение интервала времени между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом и каждой из множества дополнительных измерительных станций, осуществляют для одного и того же первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в случае определения расстояний между космическим аппаратом и измерительными станциями для по меньшей мере трех точек местонахождения космического аппарата на орбите одновременно с ретрансляцией первичного радиосигнала на дополнительные измерительные станции также ретранслируют его на по меньшей мере одну вспомогательную измерительную станцию, местонахождение которой подлежит определению, принимают первичный радиосигнал на этой вспомогательной станции, преобразуют его в конечный радиосигнал ретрансляцией в направлении на космический аппарат, принимают конечный радиосигнал на космическом аппарате и ретранслируют его в направлении на основную измерительную станцию, принимают конечный радиосигнал на основной измерительной станции и измеряют интервал времени и доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции, и по ним судят о расстоянии между космическим аппаратом в каждом из его местонахождений на соответствующих точках орбиты и вспомогательной измерительной станцией.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что в качестве интервала времени, по которому судят о расстоянии между космическим аппаратом в каждом из его местонахождений на орбите и указанной вспомогательной измерительной станцией, измеряют интервал между моментом приема первичного радиосигнала и моментом приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции, а о расстоянии (l4) между космическим аппаратом и вспомогательной измерительной станцией судят по соотношению

l4=(c/2)(t4-t1)/(1+N),

где t4 - момент приема конечного радиосигнала на основной измерительной станции.

5. Способ по п.1 или 4, отличающийся тем, что указанный доплеровский сдвиг (N) частоты несущей конечного радиосигнала определяют из соотношения

N=(mf0-f2)/(2mf0),

где m - коэффициент преобразования частоты несущей радиосигнала при его когерентной ретрансляции на космическом аппарате;

f0 - частота несущей первичного радиосигнала, излученного с основной измерительной станции;

f2 - частота несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в крупногабаритных высокоточных трансформируемых конструкциях. .

Изобретение относится к способам определения местоположений объектов радионавигационными средствами наземного и космического базирования и может быть использовано на космических аппаратах (КА), стабилизируемых вращением.

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к системам передачи информации и может найти применение в спутниковых системах связи при управлении космическими аппаратами. .

Изобретение относится к космическим аппаратам. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в крупногабаритных высокоточных трансформируемых конструкциях, например, зеркальных антенных космических радиотелескопов.

Изобретение относится к космонавтике и может использоваться для обработки траекторных измерений с целью точного определения параметров околокруговой орбиты космического аппарата.

Изобретение относится к радиолокационной технике и может быть использовано при проектировании информационных систем для решения таких задач, как автоматическое причаливание и стыковка космических аппаратов, обеспечение оптимального пути захода судов в бухту, посадка самолетов на неподготовленные площадки и т.д.

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

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при эксплуатации космических аппаратов, находящихся на орбите искусственного спутника Земли, кроме геостационарной, стабилизируемых вращением вдоль вертикальной оси, а также наземных приемных пунктов.

Изобретение относится к спутникам малой массы (до 10 кг), запускаемых преимущественно попутно. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для космических аппаратов, находящихся на орбите искусственного спутника Земли, кроме геостационарной, стабилизируемых вращением вдоль вертикальной оси.

Изобретение относится к энергоснабжению космических аппаратов (КА), в частности, образующих систему высокоорбитальных или геостационарных спутников связи, орбиты которых корректируются электрореактивными двигателями (ЭРД).

Изобретение относится к космической технике. .

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

Изобретение относится к размеростабильным несущим конструкциям рамного типа из слоистых полимерных композиционных материалов и может применяться в высокоточных наземных и космических системах.

Изобретение относится к конструкциям спутников малой массы и средств их установки на носителе. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании, например, телекоммуникационных спутников, на борту которых устанавливают емкости, заправленные двухфазными рабочими жидкостями
Наверх