Способ и система космической навигации

Авторы патента:

СТЕПАНОВ Валерий Викторович (RU)

G01C21/24 - приборы для космической навигации

Владельцы патента RU 2568937:

СТЕПАНОВ Валерий Викторович (RU)

Изобретение относится к области астрономо-геодезических измерений и может быть использовано для определения географических координат объекта, в том числе подвижного. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют прием и спектральный анализ сигналов от чувствительного элемента, фиксацию сигналов, принятых от различных радиопульсаров, их идентифицикацию на электронной карте звездного неба в вычислительном устройстве и расчет широты и долготы места обсервации. При этом система космической навигации содержит чувствительный элемент, вычислительное устройство, блок памяти с электронной картой (базой данных) пульсаров, информационные кабели и индикатор долготы и широты, датчик наклона чувствительного элемента, причем чувствительный элемент выполнен в виде датчика сверхслабых излучений, имеющий всенаправленную диаграмму направленности. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области астрономо-геодезических измерений и может быть использовано для определения географических координат объекта, в том числе подвижного.

1. Наиболее известным способом определения географических координат на поверхности и в атмосфере Земли (навигации) является обсервация - определение географической широты и долготы по данным наблюдений единичных объектов с известными координатами: ориентиров, сигналов радиомаяков или радионавигационных систем, навигационных ИСЗ или небесных светил, относительные координаты которых (угол места и азимут для конкретного времени и соответствующие им широта и долгота места наблюдения) приведены в мореходных таблицах. Все способы мореходной обсервации сводятся к аналитическому расчету географических координат. Периодические обсервации необходимы для проверки точности счисления пути судна [1].

Если в качестве ориентиров используются звезды (светила), то определение географической широты и долготы пункта наблюдения называется способом мореходной астрономии, который до 70-х годов 20 века на протяжении столетий являлся единственным способом навигации. Способ заключается в измерении высоты одного или нескольких светил над видимым морским горизонтом или над плоскостью искусственного горизонта, создаваемого различными способами. Высота светила над видимым морским горизонтом измеряется секстантом [2-4]. Далее, по измеренным высотам светил и точному времени обсервации рассчитывают известным способом широту и долготу пункта наблюдения. Способ состоит из регистрации времени наблюдения изображения звезды в поле зрения телескопа и расчет азимута направления на нее, производимый по формуле [5]:

где:

А - азимут направления на светило;

t=T+u-α - часовой угол,

φ - широта места наблюдателя,

δ - склонение звезды,

T - момент прохождения звезды через ось телескопа по часам места установки телескопа,

u - поправка к местным часам,

α - прямое восхождение светила, при этом значения φ, u известны на момент измерения, а значения α и δ находят из каталога звезд.

Решая уравнение (1) известным методом [6] с учетом известных (измеренных) значений t, А и α, можно получить значение широты и долготы λ места измерения на поверхности или в атмосфере Земли.

Основным недостатком способа, как и способа мореходной навигации, является невозможность работы в условиях облачной атмосферы.

Известен принцип спутниковой навигации [7], основанный на определении расстояния от точки текущего положения приемной станции до каждого видимого из группы навигационных спутников. Указанное расстояние определяется как произведение скорости света на время распространения радиосигнала до наблюдателя. Точное местоположение космических аппаратов известно из данных расчета. Координаты приемной станции, расположенной на земной поверхности, вычисляется при помощи измерений расстояний, по крайней мере, до 4 спутников Земли, для чего требуется постоянное поддержание баллистической группировки из не менее 24 ИСЗ. Технически, расстояние вычисляется путем измерения времени, в течение которого сигнал с каждого спутника достигает приемного устройства.

При данном методе навигации на точность определения местоположения объекта влияет ряд причин. К указанным причинам, в частности, относятся влияние ионосферы Земли, неточность хода часов, установленных как на спутнике, так и на приемной станции, многократное отражение сигнала со спутника, неудачный выбор спутников, которые будут участвовать в расчете. Все эти погрешности могут быть в той или иной степени скомпенсированы вычислительной программой, которая установлена в приемнике.

Основным недостатком таких существующих в настоящее время космических навигационных систем (GPS и ГЛОНАСС) является сложность эксплуатации и необходимость поддержания в рабочем состоянии баллистической группировки, состоящей из порядка 24 спутников, а также сложность системы управления и большая стоимость создания и эксплуатации.

Известен также способ определения местоположения космических аппаратов, обеспечивающий реализацию с использованием пульсаров [8] для использования при исследованиях космического пространства, планет Солнечной системы, наблюдений Земли и планет из космоса и т.п., при которых необходимо определять пространственные координаты космических аппаратов и составляющие векторы его скорости относительно пульсаров практически на любом удалении от Земли или любой другой планеты.

Техническим результатом известного изобретения является обеспечение высокоточного определения положения космического аппарата практически на любом удалении от Земли. Для достижения указанного результата предлагается способ определения местоположения космических аппаратов (KA), заключающийся в том, что на промежуточной орбите одновременно с определением координат KA в начальный момент времени t₀ по сигналам Глобальных Навигационных Спутниковых Систем осуществляется прием и детектирование излучений не менее чем трех пульсаров, а затем в процессе дальнейшего движения KA осуществляется определение прироста полной фазы периодического излучения каждого пульсара, причем измерение фазы сигнала пульсара Δφ_Р определяется относительно фазы высокостабильного опорного генератора KA, а разрешение фазовой неоднозначности N_p осуществляется путем подсчета скачков на 2π измеренной фазы за время полета по проведенным измерениям определяются расстояния, на которое KA переместился за время Δt вдоль направления на каждый пульсар а положение KA в декартовой системе координат,

для случая, когда число пульсаров равно трем, определятся из выражения , где D - расстояние, на которое KA переместился вдоль направления на р-й пульсар за время Δt; с - скорость света; Т_р - период повторения сигнала, излучаемого р-м пульсаром; Δφ_P - измеренное в момент t значение разности фаз между сигналом р-го пульсара и опорного генератора KA; N_P - количество полных периодов изменения фазы сигнала р-го пульсара за время Δt; - вектор-столбец положения KA в момент t; - вектор-столбец положения KA в начальный момент t₀; - вектор-столбец оценок перемещения KA в направлении на три пульсара; - матрица направляющих косинусов, определяющая угловое положение трех пульсаров.

Недостатком способа является узкая применимость метода - в решении задач космической навигации летательных аппаратов за пределами Земли - задачи космической баллистики, а не определения географических координат на поверхности Земли. Согласно этому способу система осуществляет расчет сближения с каждым (из не менее трех) пульсаров вдоль нескольких направлений на них. При решении астронавигационных задач (к которым относится заявляемое изобретение) условно принимается, что видимые места всех светил находятся как бы на одинаковом удалении от наблюдателя и располагаются на одной сферической поверхности неопределенного радиуса. Такая шаровая поверхность не является реальным объектом, а принимается как условная. При предлагаемом в настоящей заявке способе навигации расчет сближения с пульсарами вдоль вектора направления на них не требуется и лишено смысла.

Известен, взятый за прототип, способ и система космической навигации [9], включающий сканирование пространства чувствительным элементом, работающим в радиодиапазоне длин волн, с узкой диаграммой направленности в двух плоскостях по высоте и азимуту, фиксацию частоты сигнала, принятого от различных радиопульсаров, их идентифицикацию на электронной карте звездного неба в вычислительном устройстве и расчет широты и долготы места обсервации.

Система космической навигации, реализующая данный способ, содержит чувствительный элемент, перемещаемый в двух плоскостях приводами перемещения чувствительного элемента по азимуту и по высоте, управляемого вычислительным устройством и соединенного с ним информационным кабелем, соединяющий чувствительный элемент с вычислительным устройством, кабели питания приводов, индикатор долготы и широты, а также электронную карту радиопульсаров и приемник сигналов точного времени.

Недостатком метода является необходимость сканирования видимой полусферы чувствительным элементом, движущимся в двух плоскостях, что усложняет конструкцию и уменьшает сферу применение способа и устройства.

Целью изобретения является обеспечение обсервации любого количества пульсаров и упрощение системы для его осуществления.

Техническим результатом изобретения является определение угла места и азимута пульсаров, находящихся в зоне радиовидимсти небесного свода из пункта наблюдения.

Возможность достижений технического результата появилась в результате разработки детекторов сверхслабых излучений [10; 11], использования его в геофизических измерениях в качестве чувствительного элемента [12; 13] и экспериментально установленного явления регистрации сигналов со звездами и радиопульсарами [14]

Для достижения указанного технического результата предлагается способ и система космической навигации, которые заключаются в том, что принимаются и анализируются не сигналы от пульсаров, полученные сканированием пространства радиовидимости, а производится одновременная регистрация сигналов излучения со всех видимых в зоне радиовидимости детектора пульсаров, применение фильтрации принятого комплексного сигнала, определение спектра частот указанного сигнала, выделение частот излучения каждого источника излучения (радиопульсара) и идентификация их с пульсарами, видимыми в пункте наблюдения с широтой φ и долготой λ путем сравнения с базой данных о параметрах излучения всех известных пульсаров.

Известно [8], что астрономические наблюдения и исследования теории образования и развития звезд позволили за несколько последних десятилетий получить достаточно большой объем информации о количестве, расположении и характеристиках пульсирующих звезд - пульсарах. Излучения пульсаров регистрируются в радио-, оптическом, рентгеновском и гамма-диапазонах частот. Формы импульсов для одного и того же пульсара в различных диапазонах различны, однако период их повторения постоянен. Величина периода повторения индивидуальна для каждого пульсара (пульсар в Крабовидной туманности обладает периодом T_Crab=33 мс, пульсар PSR1509-58 имеет период T_PSR1509=150 мс, а пульсар Vela-T_Vela=89 мс). Стабильность частоты повторения пульсаров весьма велика и оценивается величиной 10^-14 в год. В настоящее время известно достаточно большое количество пульсаров. Телескопом ROSAT каталогизировано 105924 пульсара в рентгеновском диапазоне, телескоп ATNF обнаружил свыше 1400 пульсаров в радиодиапазоне. Рабочий каталог пульсаров содержит 737 объектов, из которых 79 могут характеризоваться как достаточно мощные.

Способ реализуется с помощью системы, структура которой приведена на фиг.1, где обозначено:

1 - чувствительный элемент,

2 - датчик угла наклона чувствительного элемента,

3 - угол наклона,

4 - радиопульсары,

5 - зона радиовидимости,

6 - зона невидимости из-за наклона чувствительного элемента,

7 - вычислительное устройство,

8 - блок памяти с электронной картой (базой данных) пульсаров,

9, 10, 11 - информационные кабели,

12 - индикатор долготы и широты.

Способ реализуется путем выполнения последовательности операций преобразования сигнала, приведенных на фиг.2 и 3, где обозначено:

П1 - ввод сигнала,

П2 - спектральный анализ сигнала,

П3 - идентификация видимых пульсаров по частоте принятого излучения,

П4 - идентификация видимых пульсаров с учетом угла наклона чувствительного элемента,

П5 - чтение базы данных пульсаров,

П6 - определение широты и долготы,

13 - зона видимости с учетом угла наклона чувствительного элемента,

14 - электронная карта пульсаров,

15 - Гринвичский меридиан,

16 - значение долготы,

17 - значение широты,

18 - место обсервации.

Система работает следующим образом.

Сначала осуществляется ввод сигнала П1 с чувствительного элемента 1, который фиксирует излучение от различных пульсаров 4, одновременно находящихся в его зоне видимости 5. Указанный сигнал по кабелю 9 поступает в вычислительное устройство 7, где выполняется спектральный анализ П2 сигнала и идентификация П3 видимых пульсаров. Одновременно с этим по кабелю 10 в вычислительное устройство поступает сигнал от датчика угла наклона чувствительного элемента 2 и производится идентификация видимых пульсаров с учетом угла наклона чувствительного элемента П4. Из блока памяти 8 вычислительного устройства 7 извлекается П5 электронная карта 14 с астрономическими координатами пульсаров, на которой по совпавшим с картой зоной видимости с учетом угла наклона определяется место обсервации 18, в свою очередь по координатам которого на карте пульсаров определяется П6 координаты географической широты 17 и долготы 16, которые отображаются, например, через информационный кабель 11 на индикаторе 12.

Источники информации

1. Большая Советская Энциклопедия.

2. Матусевич Н.Н., Мореходная астрономия, П., 1922.

3. Белобров А.П. Мореходная астрономия, Л., 1954.

4. Курс кораблевождения, т.1-6, Л., 1958-68.

5. Нарвер В.Н., Нарвер В.В., Патрушев В.В., Приходько В.Д. Способ и устройство определения астрономического азимута. Патент РФ на изобретение №2347252 // Бюллетень Изобретения. Полезные модели №5 20.02.2009.

6. А.Н. Колмогоров, A.M. Абрамов, Ю.П. Дудницын. Алгебра и начала анализа: Учебник для 10-11 кл. средней школы - 4-е изд. - М. Просвещение, 2002.

7. Волосов П.С., Дубинко Ю.С., Мордвинов Б.Г., Шинков В.Д. Судовые комплексы спутниковой навигации, Л.: Судостроение, 1976, с.248.

8. Урличич Ю.М., Дворкин В.В., Вейцель В.В. Способ определения местоположения космических аппаратов. Патент РФ №2275650 // Изобретения. Полезные модели. 2006 №12.

9. Способ и система космической навигации. Заявка на изобретение РФ №2009115985.

10. Патент РФ на изобретение №2138984.

11. Шаповалов С.Н., Бондаренко Е.Г., Горшков Э.С., Трошичев О.А., Воробейников В.М., Степанов В.В. Исследования чувствительности измерительной системы к положениям Солнца и Луны. // Метеорологический вестник 2009 №1 (2) с.69-96.

12. Шаповалов С.И., Воробейчиков В.М., Сыроваткин В.И., Трошичев О.А., Поважный В.И., Микитенко В.Н., Степанов В.В. Экспериментальная оценка роли космофизических флуктуации в фотометрических измерениях на ст. Новолазаревская (Антарктида) // Метеорологический вестник №1 (1) 2008, с.1-10.

13. Шаповалов С.Н., Трошичев О.А., Поважный В.И., Соколовский В.В., Воробейчиков В.М., Горшков Э.С., Лозовский В.Т., Александрова А.Б. Космофизические закономерности в эксперименте фотоэффекта (Санкт-Петербург-Антарктида) // Метеорологический вестник 2008 №1 (1) с.1-23.

14. Горшков Э.С., Шаповалов С.Н., Соколовский В.В., Трошичев О.А. О детектировании импульсного космофизического излучения // Биофизика. 2000 т.45 с.947-949.

1. Способ космической навигации, включающий прием сигнала от чувствительного элемента, фиксацию сигнала, принятого от различных радиопульсаров, выполнение их спектрального анализа, идентифицикацию на электронной карте звездного неба в вычислительном устройстве и расчет широты и долготы места обсервации, отличающийся тем, что после фиксации сигнала идентификация пульсаров производится в пределах зоны видимости с учетом угла наклона чувствительного элемента и производится одновременная регистрация сигналов излучения со всех видимых в зоне радиовидимости детектора пульсаров, при этом осуществляется фильтрация принятого комплексного сигнала, определение спектра частот указанного сигнала с учетом угла наклона чувствительного элемента, который выполнен в виде датчика сверхслабых излучений с всенаправленной диаграммой чувствительности, выделение частот излучения каждого радиопульсара и идентификация их с пульсарами, видимыми в пункте наблюдения с широтой φ и долготой λ путем сравнения с базой данных о параметрах излучения всех известных пульсаров.

2. Система космической навигации, содержащая чувствительный элемент, вычислительное устройство, блок памяти с электронной картой (базой данных) пульсаров, информационные кабели и индикатор долготы и широты, отличающаяся тем, что в ее состав включен датчик наклона чувствительного элемента, выполненного в виде датчика сверхслабых излучений с всенаправленной диаграммой направленности, при этом обеспечена возможность одновременной регистрация сигналов излучения со всех видимых в зоне радиовидимости детектора пульсаров, - фильтрация принятого комплексного сигнала, - определение спектра частот указанного сигнала с учетом угла наклона чувствительного элемента, - выделение частот излучения каждого радиопульсара и идентификация их с пульсарами, видимыми в пункте наблюдения с широтой φ и долготой λ путем сравнения с базой данных о параметрах излучения всех известных пульсаров.

Заявляемое изобретение относится к навигационной технике, а именно к способу навигации космического аппарата (КА). Способ основан на измерении отклонения истинного и измеренного положения звезды, наблюдаемой сквозь земную атмосферу.

Интегрированная система ориентации и навигации для объектов с быстрым вращением вокруг продольной оси // 2561003

Изобретение относится к области навигационного приборостроения летательных аппаратов: искусственных спутников Земли, спускаемых космических аппаратов, управляемых снарядов и ракет.

Способ измерения угловых координат солнца и реализующее его устройство // 2555216

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного определения направления на Солнце. Согласно способу с помощью оптико-интерференционной системы получают изображения светящегося кольца, центр которого соосен с направлением Солнца из центральной точки этой системы.

Способ увеличения диапазона углов поворота изделия относительно гиростабилизированной платформы, установленной на изделии в карданновом подвесе // 2552857

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов, например летательных аппаратов. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Способ определения координат центра тяжести изображения // 2550523

Изобретение относится к замкнутым телевизионным системам и может быть использовано в контрольно-измерительной технике, в приборах для космической навигации, в устройствах позиционирования, в системах управления космического аппарата в качестве датчика ориентации, где в качестве источника информационного сигнала используются матричные фотоприемники с накоплением заряда.

Двухканальный космический телескоп для одновременного наблюдения земли и звезд (варианты) // 2541116

Изобретение может использоваться на космических аппаратах дистанционного зондирования Земли при жестких требованиях по координатной привязке получаемых снимков.

Способ и устройство измерения угловых координат звезд // 2535247

Изобретение относится к оптико-электронному приборостроению и может быть использовано в оптико-электронных приборах (ОЭП) ориентации по звездам, содержащих матричный фотоприемник с накоплением заряда.

Способ определения задержки электромагнитного сигнала тропосферой при относительных спутниковых измерениях // 2534707

Изобретение относится к области измерений и измерительной техники и может быть использовано в геодезии, навигации, метеорологии. Способ определения задержки электромагнитного сигнала тропосферой при относительных спутниковых измерениях включает спутниковые измерения, измерение метеоэлементов геодезическим градиентометром (патент РФ №2452983), расчет распределения метеоэлементов в направлении распространения электромагнитного сигнала, определение задержки сигнала тропосферой.

Углоизмерительный прибор // 2525652

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, обеспечивающим измерение угловых координат цели в динамическом режиме. Углоизмерительный прибор содержит объектив, матричный приемник излучения, вычислительный блок и канал геометрического эталона, состоящий из оптически сопряженных с объективом осветительного блока, имеющего три источника света, расположенные под углом 120° друг к другу, коллиматорного блока, включающего три входные и три выходные точечные диафрагмы, и зеркально-призменного блока, образующий с нанесенными на него диафрагмами коллиматора моноблок, жестко связанный с опорной плоскостью углоизмерительного прибора.

Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата // 2525634

Заявленное изобретение относится к системам ориентации космических аппаратов и может быть использовано в качестве активного ультрафиолетового солнечного датчика.

Бортовая система навигации искусственного спутника земли // 2575302

Изобретение относится к бортовым системам навигации (БСН) искусственных спутников Земли (ИСЗ) на низких (с высотой до 500-600 км) орбитах. БСН содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в параметры движения центра масс (ЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования параметров движения ЦМ. В состав БСН введены соединенные с устройством управления системой блок уточнения баллистического коэффициента (БК) - как параметра согласования расчетного и фактического движения ИСЗ, блок накопления текущих значений БК и блок прогнозирования БК. В блоке прогнозирования БК использован адаптивный (по параметрам, либо также и по структуре модели) алгоритм прогнозирования БК. В алгоритме могут быть использованы соотношения эмпирической регрессии или метод группового учета аргументов. Техническим результатом изобретения является повышение точности прогнозирования движения ЦМ спутника. 2 ил.

Устройство для определения ориентации объекта по звездам // 2577558

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного точного определения ориентации космического аппарата относительно инерциальной системы координат. Устройство для определения ориентации объекта по звездам содержит корпус, оптическую систему, бленду, матричный приемник излучения, вычислительное устройство, электронную память, содержащую бортовой каталог навигационных звезд. При этом используется колодезная компоновка датчика, в которой оптическая система и бленда объединены в центральный модуль, частично расположенный внутри корпуса датчика, при этом бленда является держателем оптической системы, а центральный модуль является крышкой корпуса. Вокруг центрального модуля размещена электронная единая плата, которая закреплена к боковым стенкам и основанию корпуса винтами. Плата включает гибкие участки, по которым плата изогнута таким образом, чтобы основные тепловыделяющие элементы были прижаты к боковым стенкам корпуса, а матричный приемник излучения к основанию корпуса. При этом сброс тепла со стенок и основания корпуса осуществляется кондуктивным теплообменом за счет теплопроводности через, по меньшей мере, три крепежные лапки основания корпуса и частично за счет лучистого теплообмена с внутренней поверхностью встроенной бленды. В вырез платы под нижней поверхностью матричного приемника излучения установлен термоэлектрический охладитель Пельтье, контактирующий с основанием корпуса через теплопроводящую пасту или прокладку. Технический результат - снижение массы и габаритов устройства, а также увеличение отвода тепла. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Звездный датчик с увеличенной частотой обновления информации об ориентации // 2583349

Изобретение относится к оптико-электронным приборам астроориентации и может быть использовано в космических системах различного назначения для получения информации об ориентации. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого дополнительно введен блок предсказания звезд по фрагментам кадра, причем первый вход блока предсказания звезд по фрагментам кадра соединен с блоком управления и цифровой обработки, а второй вход - с блоком вычисления угловых скоростей, при этом первый выход блока предсказания звезд по фрагментам кадра соединен с дешифратором звезд по фрагментам кадра, а второй выход - с блоком управления работой матричного фотоприемника со счетчиком строк. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы // 2584091

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого совместно с навигационной аппаратурой потребителя (НАП) размещают аппаратуру хранения шкалы времени потребителя и аппаратуру высокоточных сличений шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС, осуществляют синхронизацию шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС, регистрируют время приема навигационного сообщения космического аппарата (КА) ГНСС по шкале времени потребителя, определяют псевдодальность между каждым КА и аппаратурой потребителя, определяют один набор координат потребителя по трем значениям псевдодальности. Проводят анализ полученных наборов, получают несколько наборов координат потребителя, выявляют КА ГНСС, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений. 1 ил.

Способ повышения точности определения ориентации по звездам и длительного поддержания повышенной точности определения ориентации и устройство для их реализации // 2585179

Изобретение относится к космической навигации. Способ повышения точности определения ориентации по звездам заключается в проецировании изображения звезд через оптическую систему на матричный приемник излучения. Изображения звезд занимают область не менее 2х2 пикселя. Определяют положение взвешенного центра изображения звезд с учетом индивидуальных характеристик пикселей. Данные об индивидуальных характеристиках пикселей время от времени обновляют с помощью датчика путем проведения калибровки, при которой свет от оптической системы перекрывается светонепроницаемым затвором при помощи устройства управления затвором, а матричный приемник излучения однородно освещается калибровочным осветителем. Светонепроницаемый затвор установлен между оптической системой и матричным приемником излучения. Затвор состоит из качалки в виде экранирующего апертуру лепестка с заделанным в качалку магнитом и исполнительного соленоида. Технический результат - повышение точности определения ориентации и поддерживание точности в течение длительного времени в процессе функционирования датчика. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ контроля целостности координатной информации гнсс в целях управления воздушным движением // 2601617

Изобретение относится к спутниковой навигации и управлению воздушным движением (УВД). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого координаты воздушного судна (ВС), определяемые на борту ВС с использованием спутниковой навигационной системы и передаваемые по цифровому каналу вещательного автоматического зависимого наблюдения (АЗН-В) в систему управления воздушным движением для обработки и отображения диспетчеру УВД, сравниваются с координатами этого же ВС, измеренными с помощью опорного источника координатной информации, например радиолокационной станции (РЛС). При превышении заранее определенного порога в расстоянии между местоположениями ВС, оцененными на основе измерений спутниковой навигационной системы и опорного источника наблюдения, принимается решение о нарушении целостности в контуре обработки и передачи спутниковой навигационной информации, которая автоматически оперативно устраняется с индикатора воздушной обстановки диспетчера, осуществляющего УВД. При этом обеспечиваются заданные вероятности пропуска некачественной навигационной информации и ложного предупреждения о появлении такой информации.

Способ контроля передвижения космонавта относительно космического аппарата и система для его осуществления // 2604892

Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может быть использовано в системах контроля передвижения космонавта относительно космического аппарата (КА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого обеспечивают измерение, сбор и обработку данных о положении космонавта, включая данные о форме и ориентации космонавта, относительно КА и его подвижных и перемещаемых элементов. При этом определяют параметры относительного положения местоположений излучателей инфракрасных импульсных сигналов при не менее чем одном заданном фиксированном положении подвижных частей космонавта с размещенными на упомянутых подвижных частях по не менее чем одному излучателю инфракрасных импульсных сигналов. Система контроля передвижения космонавта относительно КА дополнительно содержит не менее двух блоков излучателей инфракрасных импульсных сигналов, размещенных на разных подвижных частях космонавта, не менее двух радиоприемных устройств, не менее двух средств сопряжения радиоустройств с блоками излучателей инфракрасных сигналов, не менее четырех блоков позиционно-чувствительных детекторов инфракрасного излучения, размещенных в разнесенных точках, фиксированных в системе координат КА, не менее четырех оптических систем, не менее четырех блоков формирования данных приема инфракрасных сигналов, не менее четырех средств сопряжения радиоустройств с блоками формирования данных приема инфракрасных сигналов, не менее пяти радиоприемо-передающих устройств, блок формирования команд управления излучением и приемом инфракрасных сигналов, средство сопряжения аппаратуры с пятым радиоприемо-передающим устройством, синхронизатор, блок задания параметров расположения детекторов инфракрасного излучения, блок задания параметров оптических систем, блок определения параметров направлений от детекторов инфракрасного излучения на излучатели инфракрасных сигналов, блок определения координат местоположений излучателей инфракрасных сигналов, блок индикации фиксированных положений космонавта, блок определения параметров относительного положения излучателей инфракрасных сигналов при фиксированных положениях космонавта, блок определения параметров положения перемещаемых элементов на КА, блок измерения параметров движения КА, блок измерения параметров положения подвижных элементов конструкции КА, блок прогнозирования параметров положения подвижных элементов конструкции КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Способ определения кинематических параметров движения летательного аппарата // 2611559

Изобретение относится к области навигации и может быть использовано для определения угловых и пространственных координат, а также скоростей и ускорений летательного аппарата. При реализации способа определения кинематических параметров движения летательного аппарата установленные на летательном аппарате устройства сканирования направляют на области, характеризующиеся максимальными значениями производных по углу и по температуре. Далее с помощью указанных сканирующих устройств измеряют спектральные плотности мощности излучения не менее чем в трех направлениях и не менее чем в трех спектральных диапазонах длин волн. На основании полученных значений спектральной плотности мощности излучения вычисляют температуру излучения в данном направлении. Далее, сравнивая полученные значения температуры со значениями температуры на предварительно занесенной в базу данных карте реликтового излучения, определяют параметры движения летательного аппарата. Технический результат изобретения заключается в расширении области применения способа, а также в увеличении точности измерений. 4 ил.

Способ навигационных астрономических измерений координат местоположения подвижного объекта и устройство для его реализации // 2623667

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА). Технический результат – повышение точности. Для этого в качестве источников подвижных объектов используют искусственные спутники Земли (ИСЗ). При этом способ включает измерение зенитных углов пеленгуемых ИСЗ, приведение измеренного зенитного угла к центральному зенитному углу, вычисление по измеренному и приведенному углу и координатам ИСЗ координат местоположения подвижного объекта. Предлагаемые способ и устройство позволяют повысить точность определения координат подвижного объекта - ЛА в 1,9-2 раза, а также в 2-2,5 раза уменьшить время пеленгации для достижения требуемой точности (1,85 км). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Способ автономного оценивания изменений орбиты визируемого космического аппарата // 2624408

Изобретение относится к системам автономной навигации и ориентации космических аппаратов (КА) и может быть использовано в бортовых системах слежения за космическими объектами контроля. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Сущность изобретения состоит в автономном, на борту визирующего КА (КА-1), определении фактов изменения орбиты визируемого КА (КА-2) на основе автономного формирования высокоточных оценок параметров орбиты КА-2. Эти оценки определяются путем решения навигационной задачи по разработанному способу слежения, базирующемуся на измерениях координат звезд и их звездных величин в оптико-электронном приборе (ОЭП), помещенном в карданов подвес и визирующем КА-2. Ориентация линии визирования "КА-1-КА-2" относительно системы координат, связанной с корпусом КА-1, рассчитывается в результате измерений характеристик звездного поля, наблюдаемого в ОЭП, жестко закрепленном на корпусе КА-1. Факты изменения орбиты КА-2 устанавливаются путем анализа сумм поправок к орбите КА-2 и сумм невязок измерений, формируемых в процессе решения навигационной задачи по способу слежения. При этом обеспечивается: автономное высокоточное формирование оценок орбиты наблюдаемого КА, автономное определение факта изменения орбиты наблюдаемого КА на основе пассивных измерений, использующих излучения только естественных полей и исключающих активные измерения дальности и радиальной скорости. Тем самым бортовой комплекс управления приобретает новую функцию - слежение за космическими объектами контроля и выявление фактов изменения их орбит. 2 ил., 8 табл.