Способ обзора космического пространства между солнцем и землёй, недоступного для наблюдения оптическими средствами, находящимися на земле и на околоземных орбитах, из-за их засветки солнцем, с космического аппарата, размещённого на орбите земли на постоянном расстоянии от земли

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для обнаружения астероидов и комет, опасных для Земли. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Изобретение включает способ обзора космического пространства между Солнцем и Землей, из-за засветки Солнцем недоступного для наблюдения с Земли или околоземных орбит. Обзор этой части космического пространства производится с одного или двух космических аппаратов, расположенных на орбите Земли на постоянном расстоянии от нее. Обзор космического пространства производится в пределах наблюдаемого с космического аппарата контура конуса с вершиной в центре Земли и осью, направленной на Солнце, ограниченного со стороны Солнца углом засветки Солнцем аппаратуры наблюдения космического аппарата. Полный или частичный обзор данной области космического пространства может осуществляться либо в режиме покадровой съемки с заданной экспозицией, либо в режиме сканирования по полосам с заданной угловой скоростью с использованием матричных фотоприемных приборов с зарядовой связью со считыванием сигналов в режиме с временной задержкой и накоплением. Получаемая информация передается на наземные средства приема информации для ее последующей обработки. 12 з.п.ф-лы, 5 ил.

 

Способ обзора космического пространства между Солнцем и Землей, недоступного для наблюдения оптическими средствами, находящимися на Земле и на околоземных орбитах, из-за их засветки Солнцем, с космического аппарата, размещенного на орбите Земли на постоянном расстоянии от Земли.

Целью настоящего изобретения является обнаружение и наблюдение небесных тел в области космического пространства между Солнцем и Землей с КА, размещенного на орбите Земли на постоянном расстоянии от Земли, с высокой оперативностью обнаружения опасных небесных тел (астероидов и комет).

Изобретение включает способ обзора космического пространства между Солнцем и Землей, недоступного для наблюдения оптическими средствами, находящимися на Земле и на околоземных орбитах, из-за их засветки Солнцем, для обнаружения небесных тел с одного или двух космических аппаратов, расположенных на орбите Земли на постоянном расстоянии от нее. Один космический аппарат располагается впереди Земли, а другой - позади.

Известны способы обзора небесной сферы, включающие в себя и обзор космического пространства между Солнцем и Землей, которые можно рассматривать как аналоги настоящего изобретения.

В [1] предлагается осматривать сферу вокруг Земли диаметром 2,6 миллионов километров двумя космическими телескопами, установленными в точках Лагранжа L4 и L5.

В [2] описан способ осмотра окрестностей Земли из точки Лагранжа L1.

Статьи [3], [4] и [5] содержат описание барьерной зоны вокруг Земли, создаваемой вращающимися полями телескопов, установленных впереди и позади Земли на ее орбите.

В качестве прототипа способа обзора космического пространства между Солнцем и Землей, недоступного для наблюдения оптическими средствами, находящимися на Земле и на околоземных орбитах, принят способ обзора космического пространства, описанный в [6].

Два космических аппарата (КА) 1 и 2, показанные на фиг. 1, размещаются на фиксированных расстояниях от Земли 3 на ее орбите 4 вокруг Солнца 5. КА 1 установлен впереди Земли на удалении от нее 0,3 астрономические единицы (а.е.) (1 а.е. равна 150 миллионов километров), КА 2 установлен позади Земли на удалении 0,15 а.е.

На каждом описанным в прототипе КА установлен телескоп с фотоприемным устройством, представляющим собой прибор с зарядовой связью (ПЗС), работающий в режиме временной задержки и накопления зарядов (ВЗН). Поле зрения телескопа, формируемое ПЗС-линейкой 6 (фиг. 2), имеет размер (6×0,1) градусов и вращается вокруг направления на Землю.

При вращении 7, показанном на фиг. 1 и фиг. 2, ПЗС-линейка ориентируется таким образом, что формируется кольцевая полоса сканирования, ширина 8 которой составляет 6 градусов. При этом точечные изображения перемещаются вдоль накопительных столбцов линейки, что обеспечивает возможность реализации режима ВЗН.

Таким образом, при вращении полей зрения телескопов обоих КА образуется барьерная зона вокруг Земли с угловой шириной 6 градусов, имеющая форму двух конусов с вершинами в точках 1 и 2. Опасное небесное тело, движущееся по траектории 9 столкновения с Землей (фиг. 1) с любой стороны, в том числе со стороны Солнца, неизбежно пересечет барьерную зону.

При выполнении задачи обнаружения опасных небесных тел в области между Солнцем и Землей, недоступной для наблюдения с Земли и с околоземных орбит, указанный прототип обладает следующим недостатком: при вращении поля зрения телескопов сканируют не только область между Солнцем и Землей, недоступную для наблюдения с Земли и с геоцентрических орбит, но и выходят из нее, причем до 70 процентов времени тратится непроизводительно на обзор области космического пространства, которую можно контролировать с Земли и с космических аппаратов, находящихся на околоземных орбитах.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в обеспечении минимально возможного времени обзора области космического пространства, недоступной для наблюдения с Земли и с околоземных орбит оптической аппаратурой из-за засветки Солнцем.

Указанный технический результат достигается тем, что область наблюдения космического пространства, которую невозможно контролировать с Земли 3 и с околоземных орбит, задают в форме конуса с вершиной на Земле и осью, направленной на Солнце (фиг. 3). Угол при вершине конуса находится в диапазоне от 40 градусов до 60 градусов.

В пределах этого конуса невозможно наблюдение данной области космического пространства между Солнцем и Землей оптическими средствами с Земли и с околоземных орбит.

С помощью аппаратуры наблюдения с космического аппарата 1, размещенного на орбите Земли на постоянном расстоянии от Земли, возможно обнаружение небесных тел в пространстве внутри конуса с вершиной на Земле и осью, направленной на Солнце. В дальнейшем это пространство называется доступным пространством внутри контура конуса (фиг. 3). Доступное пространство является двумерным и характеризуется двумя взаимно перпендикулярными угловыми координатами - азимутом и углом места.

Пунктиром на фиг. 3 показана круговая граница области засветки в плоскости эклиптики, которую невозможно наблюдать из любой точки на орбите Земли с углом засветки ε аппаратуры наблюдения. Радиус 10 этого круга равен радиусу орбиты Земли, умноженному на sinε. В трехмерном пространстве область засветки является сферой того же радиуса, вокруг которой описан конус. То обстоятельство, что наблюдение небесной сферы производится также с околоземных орбит, мало сказывается на размерах и конфигурации конуса. Поскольку удаление околоземных орбит от центра Земли не превышает (40-50) тысяч километров, это удаление можно рассматривать как пренебрежимо малую величину по сравнению с дальностью до Солнца 150 миллионов километров.

Причем доступное пространство внутри контура конуса, в пределах которого возможно обнаружение небесных тел с космического аппарата 1, ограничивают со стороны Солнца углом засветки Солнцем аппаратуры наблюдения космического аппарата.

Производят последовательный обзор полем зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата всего доступного пространства внутри контура конуса. При этом задают в зависимости от фона наблюдаемой части небесной сферы время экспозиции для различных положений поля зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата внутри контура конуса. Регистрируют полученную информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

Кроме того, после завершения цикла обзора всего доступного пространства внутри контура конуса продолжают повторные циклы обзора данного пространства, регистрируют полученную информацию и передают ее на наземные средства приема информации для ее последующей обработки, по результатам которой определяют параметры движения обнаруженных небесных тел, в том числе приближающихся к Земле со стороны Солнца.

Кроме того, на гелиоцентрической орбите располагают два космических аппарата - один впереди Земли, второй позади нее, при этом каждый космический аппарат осматривает все доступное пространство внутри контура конуса, заданного для наблюдения данному космическому аппарату.

Существует вариант, в котором обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме покадровой съемки с заданным временем экспозиции отдельных кадров, которые покрывают все доступное пространство внутри контура конуса, регистрируют полученную информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

Существует вариант, в котором последовательный обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме сканирования по полосам с заданной угловой скоростью с использованием матричных приборов с зарядовой связью со считыванием сигналов в режиме с временной задержкой и накоплением, причем задают угловую скорость и направление сканирования и полностью покрывают все доступное пространство полосами сканирования с шириной, определенной размером поля зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата, и длиной, ограниченной размером конуса в направлении сканирования, регистрируют полученную при этом информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

Существует вариант, в котором при обзоре космического пространства выделяют ограниченную область в доступном пространстве внутри контура конуса и производят наблюдение в пределах этой области.

Предлагаемый способ обзора космического пространства поясняется чертежами на фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5.

Фиг. 3 изображает геометрию наблюдения космического пространства в проекции на плоскость эклиптики.

Фиг. 4 изображает сечение конуса плоскостью, перпендикулярной эклиптике, при заданном азимутальном угле наблюдения.

Фиг. 5 показывает половину контура конуса, в пределах которого аппаратура наблюдения должна обнаруживать астероиды и кометы, сближающиеся с Землей.

Способ обзора космического пространства между Солнцем и Землей, недоступного для наблюдения оптическими средствами, находящимися на Земле и на околоземных орбитах, из-за их засветки Солнцем, с космического аппарата, размещенного на орбите Земли на постоянном расстоянии от Земли, реализуется следующим образом.

Космический аппарат выводится на орбиту Земли 4, например, в точки Лагранжа L4, L5 или в менее удаленную от Земли точку ее орбиты.

В качестве примера применения предлагаемого способа обзора космического пространства рассмотрен вариант размещения космического аппарата на орбите Земли на постоянном расстоянии впереди Земли.

В нижеприведенных расчетах удаление космического аппарата 1 от Земли 3 принимается равным 1/3 астрономической единицы, то есть 50 миллионов километров. На таком расстоянии существующие радиолинии обеспечат управление КА и передачу на Землю получаемой информации. Угол засветки ε аппаратуры наблюдения как на Земле 3 и околоземных орбитах, так и на космическом аппарате 1 принимается равным 30 градусам.

Для реализации предлагаемого способа производят последовательный обзор полем зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата 1 всего доступного пространства внутри контура конуса между Землей 3 и Солнцем 5.

Угол при вершине этого конуса определяется углом ε засветки аппаратуры наблюдения на Земле и на околоземных орбитах и составляет 2ε.

Для оценки в квадратных градусах наблюдаемой площади внутри контура конуса, подлежащей контролю с КА, необходимо рассчитать угловые границы наблюдаемого с КА контура конуса на расчетной небесной сфере, в центре которой находится КА. При этом используется следующая система угловых координат, характеризующих контур конуса:

- азимутальный угол α, отсчитываемый в плоскости эклиптики от направления перпендикуляра, опущенного от КА1 на линию Земля - Солнце в точку 11;

- угол места β от плоскости эклиптики до точки наблюдаемого контура конуса, отсчитываемый на данном азимуте α в плоскости, перпендикулярной эклиптике.

Ввиду симметрии наблюдаемого контура конуса для северной и южной полусфер относительно эклиптики далее рассматривается только контур конуса в северной полусфере.

Сектор азимутальных углов α наблюдения области подлета астероидов и комет от Солнца к Земле в плоскости эклиптики в данном расчете принимается в интервале от направления из точки нахождения КА 1 в точку 3 до направления 12 (фиг. 3), характеризующего границу недоступности для наблюдения с КА 1. Очевидно, что в этом интервале сечения конуса с вершиной в точке 3 являются эллиптическими. На фиг. 4 показано сечение конуса при азимутальном угле α. Для этого сечения рассчитывается угол места β, характеризующий верхнюю касательную, проведенную из точки нахождения КА 1 к эллипсу 13.

Таким образом, получена функциональная зависимость β(α), представляющая границу контура конуса, недоступного для наблюдений с Земли 3, но хорошо наблюдаемого сбоку из точки нахождения КА 1. Эта зависимость показана на фиг. 5.

Следует отметить, что при наблюдении из точки нахождения КА 1 в направлениях, не лежащих в плоскости эклиптики, но пересекающих конус, азимуты наблюдения могут превышать азимут предельного направления 12, показанный на фиг. 3. Область таких направлений на фиг. 5 расположена правее вертикальной линии 14 ниже наблюдаемого контура конуса, но выше круга 15 с угловым радиусом, равным углу засветки ε, ограничивающего зону засветки.

В рассматриваемом расчетном случае расстояния от Земли 3 и от точки нахождения КА 1 до Солнца 5 составляют 1 а.е., а расстояние от точки нахождения КА 1 до Земли 3 принято равным 1/3 а.е. (фиг. 3). Тогда положение точки нахождения КА 1 относительно линии Земля - Солнце в плоскости эклиптики характеризуется расстоянием М между точками 3 и 11 и расстоянием N между точками 1 и 11. Эти величины составляют М=0,05556 а.е. и N=0,32867 а.е. По ним легко подсчитать азимутальный угол направления на вершину конуса α1=-9,594 градуса. Азимутальный угол направления 12, соответствующий углу ε, равному 30 градусам, засветки Солнцем аппаратуры наблюдения КА 1 в показанной на фиг. 3 плоскости эклиптики составляет α11=40,812 градусов. На фиг. 3 пунктиром показана окружность 16 с радиусом 10, равным 0,5 а.е., касательные к которой, проведенные из любой точки на орбите Земли, в том числе из точки нахождения КА 1 и точки 3, соответствуют углу ε, равному 30 градусам, то есть области засветки аппаратуры наблюдения Солнцем. В трехмерном пространстве область засветки представляет для этих точек сферу того же радиуса.

Как видно из фиг. 3, в секторе азимутальных углов между направлением на точку 3 (α3=-9,594 градуса) и направлением 12 (α12=40,812 градусов) имеют место эллиптические сечения конуса. Пример такого сечения показан на фиг. 4. На ней изображен эллипс 13 в том же масштабе, который использован на фиг. 3. Касательная к этому эллипсу, проведенная из точки нахождения КА 1, характеризует угол места β точки наблюдаемого контура конуса, соответствующей данному азимуту α.

Функциональная зависимость угла места β от азимутального угла α для наблюдаемых из точки нахождения КА 1 точек контура конуса недоступности, для данного расчетного случая показана на фиг. 5. Эта зависимость имеет нелинейный характер. На фиг. 5 вертикальными линиями 17, 14 показаны условные азимутальные границы, в пределах между которыми может подсчитываться площадь участка небесной сферы, подлежащая регулярному контролю из точки нахождения КА 1. От выбранного положения этих азимутальных границ зависят угловая площадь контроля в квадратных градусах, время обзора выбранной части конуса и время предупреждения о возможном столкновении с обнаруженным небесным телом, а также максимальная дальность наблюдения небесных тел, находящихся в трехмерном пространстве внутри выбранной части конуса.

При выбранном интервале азимутов наблюдения из точки нахождения КА 1 от α=0 градусов (линия 17 на фиг. 5) до α=40 градусов (линия 14 на фиг. 5) площадь, подлежащая контролю, составляет в северной полусфере (600-800) квадратных градусов, а общая площадь в обеих полусферах (1200-1600) квадратных градусов. При размерах поля зрения телескопа (3×3) градусов для покрытия этой площади покадровой съемкой требуется (130-180) кадров. Если обзор площади внутри конуса осуществляется сканированием по полосам шириной 3 градуса при поле зрения (3×3) градусов, то для накрытия этой площади с учетом неизбежного перекрытия сканов необходимо 20 сканов с общей длиной (400-500) градусов.

Точность определения параметров движения обнаруженного небесного тела будет тем выше, чем больше наблюдаемая дуга его перемещения по небесной сфере, что требует достаточно большого интервала между моментами времени его наблюдений. С другой стороны, из-за большого ожидаемого количества наблюдаемых небесных тел Солнечной системы при большом интервале времени между их наблюдениями невозможна идентификация одних и тех же тел.

Как указано в [7, стр. 169], при выполнении требования массовости обслуживания для каталогизации небесных тел необходимо получать изображения всего неба не менее 3 раз в месяц, причем один и тот же участок неба должен осматриваться не менее 4 раз за ночь. Следовательно, интервал времени между наблюдениями одного и того же участка неба, то есть наблюдаемого небесного тела, может составлять около трех часов.

Предложенный способ обзора имеет важное преимущество перед прототипом [6]. Барьерный способ обнаружения любого потенциально опасного небесного тела для выявления степени его опасности предполагает прекращение создание барьера и сосредоточение наблюдения обоих КА на этом небесном теле вплоть до выявления отсутствия опасности столкновения его с Землей. При этом ввиду ожидаемой многочисленности малых потенциально опасных тел Солнечной системы барьерный режим работы прототипа будет постоянно нарушаться.

В предлагаемом способе обзора имеет место регулярный с интервалом в несколько часов просмотр всей конической области космического пространства между Солнцем и Землей или ее ограниченной части, недоступной для наблюдения с Земли и с околоземных орбит, при котором без изменения режима его работы возможно уточнение параметров орбит всех вновь обнаруживаемых небесных тел и выявление наличия или отсутствия опасности столкновения.

Наблюдение области космического пространства, имеющей форму конуса с вершиной на Земле, осью, направленной на Солнце, и углом при вершине в диапазоне от 40 градусов до 60 градусов, с космического аппарата, размещенного на орбите Земли на постоянном расстоянии от Земли, которую невозможно контролировать с Земли и с околоземных орбит, обеспечит минимизацию времени обзора области космического пространства, недоступной для наблюдения с Земли и с околоземных орбит.

Полученную в результате обзора информацию регистрируют и передают на наземные средства приема информации для последующей обработки.

Предложенные технические решения имеют преимущество перед известными способами обнаружения астероидов и комет, приближающихся к Земле со стороны Солнца, по совокупности параметров: дальности наблюдения, полноте обзора неконтролируемой с околоземных орбит области между Солнцем и Землей и времени обзора этой области.

Источники информации

1. Чубей М.С., Куприянов В.В., Львов В.Н., Цекмейстер С.Д., Бахолдин А.В., Цуканова Г.И., Маркелов С.В., Левко Г.В. Средства, возможности и методы решения задач астероидной и кометной опасности в проекте «Орбитальная звездная стереоскопическая обсерватория». Экологический вестник научных центров Черноморского экономического сотрудничества. №4. Т. 2. 2013. С. 154-160.

2. Данхэм Д.У. и др. Метод предупреждения столкновения малых астероидов с Землей. Астрономический вестник. №4. Т. 47. 2013. С. 341-351.

3. Емельянов В.А., Меркушев Ю.К., Успенский Г.Р., Чернова Н.А. Предупреждение о падении опасных небесных тел на Землю с использованием космической системы, состоящей из двух космических телескопов. Космонавтика и ракетостроение. №4 (33). 2003. С. 85-98.

4. Емельянов В.А., Меркушев Ю.К. Точность определения орбит малых ОНТ с помощью двух космических телескопов, размещаемых на орбите Земли. Сборник трудов конференции «Околоземная астрономия - 2005». Казань. 2006. С. 102-108.

5. Емельянов В.А., Меркушев Ю.К., Лукьященко В.И., Успенский Г.Р. Результаты имитационного моделирования захвата опасных небесных тел полями зрения космических телескопов. Сборник трудов конференции «Околоземная астрономия - 2005». Казань. 2006. С. 109-116.

6. Емельянов В.А. Перспективы использования космических телескопов для обнаружения малых опасных небесных тел и определения параметров их движения. Космонавтика и ракетостроение. №2 (51). 2008. С. 117-122.

7. Астероидно-кометная опасность: вчера, сегодня, завтра / под ред. Б.М. Шустова, Л.В. Рыхловой. М.: Физматлит.2010. С. 169.

1. Способ обзора космического пространства между Солнцем и Землей, недоступного для наблюдения оптическими средствами, находящимися на Земле и на околоземных орбитах, из-за их засветки Солнцем, для обнаружения небесных объектов с космического аппарата, размещенного на орбите Земли на постоянном расстоянии от Земли, отличающийся тем, что область наблюдения космического пространства задают в форме конуса с вершиной на Земле и осью, направленной на Солнце, при этом угол при вершине конуса находится в диапазоне от 40 градусов до 60 градусов, в пределах которого невозможно наблюдение данной области космического пространства между Солнцем и Землей оптическими средствами с Земли и с околоземных орбит, причем доступное пространство внутри контура конуса, в пределах которого возможно обнаружение небесных объектов с космического аппарата, ограничивают со стороны Солнца углом засветки Солнцем аппаратуры наблюдения космического аппарата, производят последовательный обзор полем зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата всего доступного пространства внутри контура конуса, при этом задают в зависимости от фона наблюдаемой части небесной сферы время экспозиции для различных положений поля зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата внутри контура конуса, регистрируют полученную информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

2. Способ обзора космического пространства по п. 1, отличающийся тем, что после завершения цикла обзора доступного пространства внутри контура конуса продолжают повторные циклы обзора данного пространства, регистрируют полученную информацию и передают ее на наземные средства приема информации для ее последующей обработки, по результатам которой определяют параметры движения обнаруженных небесных тел, в том числе приближающихся к Земле со стороны Солнца.

3. Способ обзора космического пространства по п. 1, отличающийся тем, что на гелиоцентрической орбите располагают два космических аппарата - один впереди Земли, второй позади нее, при этом каждый космический аппарат осматривает все доступное пространство внутри контура конуса, заданного для наблюдения данному космическому аппарату.

4. Способ обзора космического пространства по п. 2, отличающийся тем, что на гелиоцентрической орбите располагают два космических аппарата - один впереди Земли, второй позади нее, при этом каждый космический аппарат осматривает все доступное пространство внутри контура конуса, заданного для наблюдения данному космическому аппарату.

5. Способ обзора космического пространства по п. 1, отличающийся тем, что обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме покадровой съемки с заданным временем экспозиции отдельных кадров, которые покрывают все доступное пространство внутри контура конуса, регистрируют полученную информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

6. Способ обзора космического пространства по п. 2, отличающийся тем, что обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме покадровой съемки с заданным временем экспозиции отдельных кадров, которые покрывают все доступное пространство внутри контура конуса, регистрируют полученную информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

7. Способ обзора космического пространства по п. 3, отличающийся тем, что обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме покадровой съемки с заданным временем экспозиции отдельных кадров, которые покрывают все доступное пространство внутри контура конуса, регистрируют полученную информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

8. Способ обзора космического пространства по п. 4, отличающийся тем, что обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме покадровой съемки с заданным временем экспозиции отдельных кадров, которые покрывают все доступное пространство внутри контура конуса, регистрируют полученную информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

9. Способ обзора космического пространства по п. 1, отличающийся тем, что последовательный обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме сканирования по полосам с заданной угловой скоростью с использованием матричных приборов с зарядовой связью со считыванием сигналов в режиме с временной задержкой и накоплением, причем задают угловую скорость и направление сканирования и полностью покрывают все доступное пространство полосами сканирования с шириной, определенной размером поля зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата, и длиной, ограниченной размером конуса в направлении сканирования, регистрируют полученную при этом информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

10. Способ обзора космического пространства по п. 2, отличающийся тем, что последовательный обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме сканирования по полосам с заданной угловой скоростью с использованием матричных приборов с зарядовой связью со считыванием сигналов в режиме с временной задержкой и накоплением, причем задают угловую скорость и направление сканирования и полностью покрывают все доступное пространство полосами сканирования с шириной, определенной размером поля зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата, и длиной, ограниченной размером конуса в направлении сканирования, регистрируют полученную при этом информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

11. Способ обзора космического пространства по п. 3, отличающийся тем, что последовательный обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме сканирования по полосам с заданной угловой скоростью с использованием матричных приборов с зарядовой связью со считыванием сигналов в режиме с временной задержкой и накоплением, причем задают угловую скорость и направление сканирования и полностью покрывают все доступное пространство полосами сканирования с шириной, определенной размером поля зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата, и длиной, ограниченной размером конуса в направлении сканирования, регистрируют полученную при этом информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

12. Способ обзора космического пространства по п. 4, отличающийся тем, что последовательный обзор всего доступного пространства внутри контура конуса производят в режиме сканирования по полосам с заданной угловой скоростью с использованием матричных приборов с зарядовой связью со считыванием сигналов в режиме с временной задержкой и накоплением, причем задают угловую скорость и направление сканирования и полностью покрывают все доступное пространство полосами сканирования с шириной, определенной размером поля зрения аппаратуры наблюдения космического аппарата, и длиной, ограниченной размером конуса в направлении сканирования, регистрируют полученную при этом информацию и передают ее на наземные средства приема информации для последующей обработки.

13. Способ обзора космического пространства по любому из пп. 1 - 12, отличающийся тем, что выделяют ограниченную область в доступном пространстве внутри контура конуса и производят наблюдение в пределах этой области.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к высокоточным астроинерциальным навигационным системам для применения в составе пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Астронавигационная система, установленная на летательном аппарате, содержит бесплатформенную инерциальную навигационную систему, включающую акселерометры, гироскопы, приемник спутниковой радионавигационной системы, навигационный вычислитель, автономный источник питания, астровизирующее устройство с вычислителем, определяющим угловые параметры визирования звезд, навигационный вычислитель, блок градиентометров, жестко связанный с бесплатформенной инерциальной навигационной системой, для возможности синхронного перемещения с летательным аппаратом и параллельно плоскости горизонта.

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

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам. Отличительной особенностью заявленной системы астровизирования является то, что в блок обработки выходного сигнала телеблока дополнительно введены второй коммутатор, первым входом соединенный со вторым выходом циклического счетчика, вторым входом соединенный со вторым выходом накопителя, а выходом соединенный с четвертым входом сумматора-накопителя, а в блоке обнаружения звезды и определения ее координат второй выход первого блока сравнения соединен со вторым входом пятого блока сравнения, первый вход четвертого блока сравнения соединен с выходом блока запоминания координат звезды при прохождении выходного сигнала сумматора-накопителя блока обработки выходного сигнала телеблока через ноль, а второй и третий входы соответственно со вторыми выходами второго и третьего блоков сравнения, а третий выход четвертого блока сравнения соединен с первым входом вновь введенного шестого блока сравнения, второй вход которого соединен с выходом пятого блока сравнения, а выход соединен со входом вновь введенного блока определения координат визируемой звезды, выход которого соединен со входом блока формирования признака обнаружения визируемой звезды.

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

Изобретение относится к области автоматики и может быть использовано при создании систем автоматического управления (САУ) изделиями и объектами ракетно-космической техники (РКТ) и робототехнических комплексов (РТК), работающих в экстремальных внешних условиях.

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

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах астроориентации и астронавигации космических аппаратов и авиационной техники.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения небесных объектов - звезд, галактик, квазаров и тел Солнечной системы, прежде всего астероидов и комет, опасных для Земли.

Изобретение относится к области навигационных систем. .

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в бортовых системах управления космическими аппаратами (КА) для определения автономных оценок орбиты и ориентации КА.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в высокоточных астроинерциальным навигационных системах летательных аппаратов (ЛА). Технической результат - повышение точности выходных параметров за счет учета в процессе измерений в реальном времени изменения гравитационных составляющих ускорения силы тяжести. Для этого в астронавигационную систему ЛА дополнительно вводят гравиметры, блок высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата, вычислитель ускорения силы тяжести и сумматоры, при этом гравиметры устанавливают на отдельной платформе, выполненной с возможностью синхронного перемещения с перемещением летательного аппарата и параллельно плоскости горизонта, причем выходы гравиметров и блока высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата соединяют с входами вычислителя ускорения силы тяжести, выходы которого подключены через сумматоры к навигационному вычислителю бесплатформенной инерциальной навигационной системы, а выходы акселерометров соединяют с вторыми входами сумматоров. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения небесных объектов, прежде всего астероидов и комет, опасных для Земли, летящих к Земле со всех направлений, в том числе и со стороны Солнца, определения времени и района падения небесного тела на Землю и выдачи заблаговременного сообщения органам государственного управления и заинтересованным абонентам для предотвращения угрожающего события или принятия мер по снижению катастрофических последствий от возможного столкновения. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого космическая система обзора небесной сферы для наблюдения небесных объектов и обнаружения опасных для Земли небесных тел - астероидов и комет - включает в себя наземный информационно-управляющий центр и два космических комплекса. Наземный информационно-управляющий центр системы управляет всеми средствами космической системы, организует обзор космического пространства одновременно двумя космическими комплексами и осуществляет обработку поступающей от них информации. Первый космический комплекс с космическим аппаратом (аппаратами), установленным на геостационарной или близкой к ней геосинхронной орбите, регулярно осматривает всю небесную сферу, кроме околосолнечной области, которую невозможно наблюдать из-за засветки Солнцем аппаратуры наблюдения. Второй космический комплекс с космическим аппаратом (аппаратами), установленным на орбите Земли на расстоянии от 40 млн км до 80 млн км, регулярно осматривает сбоку пространство между Солнцем и Землей, недоступное для наблюдения с Земли. Это пространство представляет собой конус, вершина которого расположена в центре Земли, с осью, направленной на центр Солнца, и углом при вершине, равным углу засветки Солнцем аппаратуры наблюдения космического аппарата первого космического комплекса. Обзор этого конуса ограничивается углом засветки Солнцем аппаратуры наблюдения космического аппарата второго комплекса. Космическая система может быть использована также для исследований космического пространства по различным научным программам. 8 ил.

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем, систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА). Технический результат изобретения - повышение точности и быстродействия оптимального оценивания и коррекции всех измеряемых инерциальной навигационной системой (ИНС) навигационных и пилотажных параметров в обеспечение эффективного решения навигационных, боевых и специальных задач. Способ оценивания ошибок инерциальной информации и ее коррекции по измерениям спутниковой навигационной системы заключается в том, что используют традиционную процедуру оптимальной фильтрации и идентификации Калмана, для чего сигналы измерения оптимального фильтра-идентификатора формируют посредством сравнения одноименных географических координат местоположения и горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП) ИНС, сформированных по измерениям спутниковой навигационной системы (СНС), а его структуру синтезируют в соответствии с традиционной для ИНС моделью ошибок, при этом характер полета методически организуют таким образом, что после 270 секунд прямолинейного горизонтального полета, на котором реализуют точное «горизонтирование» гироплатформы и оценивают хорошо наблюдаемые параметры горизонтальных каналов ИНС, осуществляют маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, после чего активную фазу процедуры оптимальной фильтрации и идентификации приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного - до следующего сеанса коррекции, прогноза, для реализации которого сигналы измерения обнуляют, а значения оценок на момент завершения активной фазы процедуры оценивания используют в качестве начальных условий в процедуре прогноза, при этом сам прогноз осуществляют в соответствии с дискретными уравнениями расчета априорных оценок ошибок ИНС, а коррекцию выходных параметров ИНС - географических координат местоположения и составляющих абсолютной линейной скорости, реализуют в разомкнутой схеме ИНС, для чего используют текущие прогнозируемые значения оценок параметров состояния ИНС. При этом модель ошибок ИНС расширяют за счет включения в нее математического описания координат ее местоположения относительно антенного блока (АБ) СНС и представляют их в виде системы трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка в проекциях на оси опорного трехгранника ГП ИНС, которые одновременно описывают аддитивно входящие в скоростные сигналы измерения кинематические составляющие относительной скорости движения ИНС, а при формировании сигналов измерения и матрицы наблюдения используют кинематические соотношения, связывающие ошибки Δϕ, Δλ, Δχ счисления географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС с погрешностями выдерживания вертикали αx, αy и углом αz азимутального ухода ГП ИНС с точностью до величин второго порядка малости относительно таких параметров, как Δϕ, Δλ, αх, αy, αz, обеспечивают определение текущих значений элементов матриц сообщения и наблюдения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

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

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

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

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

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

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для обнаружения астероидов и комет, опасных для Земли. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Изобретение включает способ обзора космического пространства между Солнцем и Землей, из-за засветки Солнцем недоступного для наблюдения с Земли или околоземных орбит. Обзор этой части космического пространства производится с одного или двух космических аппаратов, расположенных на орбите Земли на постоянном расстоянии от нее. Обзор космического пространства производится в пределах наблюдаемого с космического аппарата контура конуса с вершиной в центре Земли и осью, направленной на Солнце, ограниченного со стороны Солнца углом засветки Солнцем аппаратуры наблюдения космического аппарата. Полный или частичный обзор данной области космического пространства может осуществляться либо в режиме покадровой съемки с заданной экспозицией, либо в режиме сканирования по полосам с заданной угловой скоростью с использованием матричных фотоприемных приборов с зарядовой связью со считыванием сигналов в режиме с временной задержкой и накоплением. Получаемая информация передается на наземные средства приема информации для ее последующей обработки. 12 з.п.ф-лы, 5 ил.

Наверх