Вектор состояния космического аппарата это (2 видео)

способ определения вектора состояния космического аппарата по сигналам космических навигационных систем

Изобретение относится к спутниковой навигации и может быть использовано для повышения точности определения вектора состояния космических аппаратов. Сущность заявленного способа состоит в том, что измерения псевдодальностей проводятся между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух, при этом в моменты отсутствия данных измерений производится прогнозирование вектора состояния космического аппарата-потребителя на основании последней полученной оценки положения, а в моменты наличия измерений для определения положения космического аппарата используется многоканальный последовательный фильтр Калмана для нелинейных моделей движения и измерения, позволяющий определять положение космического аппарата-потребителя по измерениям псевдодальностей между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух. Достигаемым техническим результатом является повышение точности, при одновременном упрощении, определения вектора состояния космического аппарата-потребителя. 3 ил.

Содержание

Формула изобретения
Описание изобретения к патенту
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕКТОРА СОСТОЯНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО СИГНАЛАМ КОСМИЧЕСКИХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ Российский патент 2008 года по МПК G01S5/12
Описание патента на изобретение RU2325667C1
Похожие патенты RU2325667C1
Иллюстрации к изобретению RU 2 325 667 C1
Реферат патента 2008 года СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕКТОРА СОСТОЯНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО СИГНАЛАМ КОСМИЧЕСКИХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ
Формула изобретения RU 2 325 667 C1
Обзор состояния и развития спутников юстировочно-калибровочного класса
💥 Видео

Видео:9. Система управления космическим аппаратомСкачать

Формула изобретения

Способ определения вектора состояния космического аппарата по сигналам космических навигационных систем, заключающийся в измерении с привязкой по времени на космическом аппарате псевдодальностей по радионавигационным сигналам навигационных космических аппаратов, образующим рабочее созвездие, и формировании разностей псевдодальностей между космическим аппаратом и навигационными космическими аппаратами, отличающийся тем, что измерения псевдодальностей проводят между космическим аппаратом и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух, при этом в моменты отсутствия данных измерений производят прогнозирование вектора состояния космического аппарата на основании последнего полученного апостериорного вектора состояния, а в моменты наличия измерений для определения вектора состояния космического аппарата используют многоканальный последовательный фильтр Калмана для нелинейных моделей движения и измерения, позволяющий определять вектор состояния космического аппарата по измерениям псевдодальностей между космическим аппаратом и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух по формулам

i 1. M,

где — априорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k до начала обработки всех измерений на момент времени t k ;

q kk-1 — прогноз вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки всех измерений на моменты времени t 0 , . t k-1 ;

P 0 (t k ) — априорная ковариационная матрица априорного вектора состояния системы на момент времени t k ;

P kk-1 — прогноз ковариационной матрицы апостериорного вектора состояния

КА-потребителя на момент времени t k после обработки всех измерений на моменты времени t 0 , . t k-1 ;

P i (t k ) — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки i измерений;

P i-1 (t k ) — прогноз ковариационной матрицы априорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки (i-1) измерения;

— матрица частных производных от функции модели измерения по вектору состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки (i-1) измерения;

R i (t k ) — ковариационная матрица шума i-й разности измеренных псевдодальностей между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух на момент времени t k ;

— апостериорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки i измерений;

— априорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки (i-1) измерения;

у i (t k ), i 1. M — разности измеренных псевдодальностей между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух на момент времени t k ;

— функция модели измерений, по которой рассчитывается значение измеряемого параметра на основании полученного после обработки i-1 измерения апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя

P i (t k ), i 1. M — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки i измерений;

М — общее количество измерений разности псевдодальностей на момент времени t k ;

q kk — апостериорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки всех М измерений;

— апостериорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки М измерений;

P kk — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки всех М измерений;

Р M (t k ) — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t k после обработки М измерений.

Видео:Операционные системы для космических аппаратовСкачать

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к спутниковой навигации и может быть использовано для повышения точности определения вектора состояния космического аппарата-потребителя посредством применения рекуррентных алгоритмов оценивания и использования измерений псевдодальностей между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух.

Известен способ определения местоположения и составляющих вектора скорости объектов (RU №2115137, G01S 5/00), заключающийся в приеме объектом радионавигационных сигналов спутниковых радионавигационных систем ГЛОНАСС и GPS, а также определении положения и расхождения шкалы времени объекта и системной шкалы времени космических навигационных систем ГЛОНАСС и GPS по набору одновременных измерений. По предлагаемому способу в N-канальном приемном устройстве, один из которых является ведущим, а другие — ведомыми каналами, производят определение разности дальностей между дальностями, измеренными ведомыми каналами, и дальностью, измеренной ведущим каналом, а также определение разностей скоростей изменения дальностей между скоростями изменения дальностей, вычисленными по измерениям доплеровских сдвигов частоты ведомыми каналами, и скоростью изменения дальности, вычисленной по измерению доплеровского сдвига частоты ведущим каналом, затем производят определение двойных разностей дальностей и двойных разностей скоростей изменения дальностей путем взаимного вычитания друг из друга разностей дальностей и разностей скоростей изменения дальностей. Приемное устройство ведущего канала принимает сигналы имитатора спутниковых сигналов.

Недостатком данного способа является то, что для него необходимо использование имитатора спутниковых сигналов, что приведет к усложнению конструкции приемного устройства в части комплектования его имитатором спутниковых сигналов. Кроме того, данный имитатор будет занимать один из каналов приемного устройства. В случае, если вместо имитатора спутниковых сигналов используется реальный навигационный космический аппарат, возникает необходимость построения критерия выбора канала, который будет ведущим. Также для определения положения потребителя необходимо получение измерений минимум по четырем навигационным космическим аппаратам одновременно.

Известен способ определения вектора состояния подвижного объекта (RU №2070315, G01C 21/00), принятый в качестве прототипа. В способе определения вектора состояния подвижного объекта при помощи навигационных космических аппаратов (НКА) космических навигационных систем (КНС), включающем измерение с привязкой ко времени псевдодальностей и доплеровского сдвига частоты по навигационным сигналам НКА, образующих группу НКА в составе КНС с числом НКА не менее трех, на определяемом объекте и эталонном пункте определение псевдодальности до k-го НКА на момент времени t i как суммы псевдодальности, измеренной на момент времени t 0 и интеграла от доплеровского сдвига частоты на интервале времени от t 0 до t i , определение на эталонном пункте поправки к навигационному параметру НКА, передачу полученной поправки на подвижный объект, определение вектора состояния подвижного объекта с учетом определенных значений псевдодальности, измеренного доплеровского сдвига частоты и поправки к навигационному параметру, дополнительно осуществляют слежение за НКА, образующими одну и ту же группу НКА рабочее созвездие, на эталонном пункте и на подвижном объекте, в группе НКА одновременно наблюдаемых на эталонном пункте и подвижном объекте выбирают один НКА-ведущий, формируют разности псевдодальностей до ведущего НКА и каждого из НКА рабочего созвездия, формируют разности доплеровского сдвига частот по ведущему НКА и каждому из НКА созвездия, формируют по текущим значениям разности псевдодальности с помощью доплеровского сдвига частоты значения разности псевдодальностей на начальный момент времени, определяемый по наличию одного и того же созвездия на эталонном и подвижном пунктах, осредняют на начальный момент приведенные значения разностей псевдодальностей для подвижного пункта, формируют текущие значения вектора состояния подвижного пункта на основе осредненных значений разности псевдодальностей и интеграла от разности доплеровского сдвига частоты на интервале от начального момента времени до момента времени, на который определяются вектор состояния подвижного объекта, при изменении рабочего созвездия НКА общего для подвижного и эталонного пунктов момент смены созвездия принимается за начальный и вновь при движении подвижного объекта с учетом измеренных навигационных параметров формируют осредненное значение разности псевдодальностей, используемое при формировании текущего вектора состояния подвижного объекта, при наличии в рабочем созвездии трех НКА последнее значение высоты, полученное на подвижном объекте путем решения навигационной задачи, запоминается и используется при решении навигационной задачи совместно с текущими значениями параметров, формируемых на основе навигационных измерений, или используется при отсутствии в рабочем созвездии четвертого НКА значение высоты, получаемого от внешнего источника информации, при появлении в рабочем созвездии четвертого НКА полученный на предыдущем интервале вектор состояния подвижного объекта уточняется с учетом решения навигационной задачи на основе информации по четырем, как минимум НКА рабочего созвездия, привязка ко времени навигационных параметров, полученных путем приема от обработки навигационных сигналов НКА, осуществляется путем решения навигационно-временной задачи.

Недостатками прототипа является необходимость использования эталонного пункта, координаты которого должны быть известны с высокой точностью, ограниченная дальность разнесения в пространстве эталонного пункта и подвижного потребителя, определение положения подвижного потребителя методами накопления информации без возможности получения оценки положения потребителя в реальном масштабе времени. Кроме того, для определения положения движущегося потребителя требуется применение дополнительных вычислений.

Целью настоящего изобретения является повышение точности определения вектора состояния космического аппарата-потребителя, упрощение способа определения вектора состояния космического аппарата-потребителя за счет отказа от использования эталонного пункта и определения положения потребителя методами накопления информации.

Указанная цель достигается за счет того, что в способе определения вектора состояния космического аппарата-потребителя по сигналам космических навигационных систем, заключающемся в измерении с привязкой по времени на космическом аппарате-потребителе псевдодальностей по радионавигационным сигналам навигационных космических аппаратов, образующим рабочее созвездие, и формировании разностей псевдодальностей между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами, измерения псевдодальностей проводят между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух, при этом в моменты отсутствия данных измерений производят прогнозирование вектора состояния космического аппарата-потребителя на основании последнего полученного апостериорного вектора состояния, а в моменты наличия измерений для определения вектора состояния космического аппарата-потребителя используют многоканальный последовательный фильтр Калмана для нелинейных моделей движения и измерения, позволяющий определять вектор состояния космического аппарата по измерениям псевдодальностей между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена структурная схема нахождения в зоне радиовидимости космического аппарата-потребителя (КА-потребителя) двух навигационных космических аппаратов (НКА) космических навигационных систем рабочего созвездия с числом не менее двух. На фиг.2 изображена функциональная схема одного канала многоканального последовательного фильтра Калмана. На фиг.3 изображена функциональная схема многоканального последовательного фильтра Калмана.

В предлагаемом способе, основанном на измерении псевдодальностей между КА-потребителем и НКА КНС, измерения разности псевдодальностей проводятся между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух, при этом в моменты отсутствия данных измерений производится прогнозирование вектора состояния космического аппарата-потребителя на основании последнего полученного апостериорного вектора состояния, а в моменты наличия измерений для определения вектора состояния КА-потребителя используется многоканальный последовательный фильтр Калмана для нелинейных моделей движения и измерения, позволяющий определять вектор состояния КА-потребителя по измерениям псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух по формулам

Р 00 =Р 0 (t 0 ) — априорная ковариационная матрица априорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t 0 ;

q 00 =q 0 (t 0 ) — априорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t 0 ;

f(q(t),t) — правая часть уравнений движения КА-потребителя, по которым производится прогнозирование его вектора состояния;

q k-1k-1 — апостериорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t k-1 ;

q(t k-1 ) — вектор состояния КА-потребителя на момент времени t k-1 ;

q kk-1 — прогноз апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки всех измерений на моменты времени t 0 , . t k-1 ;

q(t k ) — вектор состояния КА-потребителя на момент времени t k ;

P k-1k-1 — апостериорная ковариационная матрица апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t k-1 после обработки всех измерений на моменты времени t 0 , . t k-1 ;

— матрица частных производных от вектора состояния КА-потребителя на момент времени t k по вектору состояния КА-потребителя q k-1k-1 на момент времени t k-1 ;

P kk-1 — прогноз ковариационной матрицы апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки всех измерений на моменты времени t 0 , . t k-1 ;

s — коэффициент усиления ковариационной матрицы;

Q k — матрица шумов модели движения КА-потребителя;

Р 0 (t k ) — априорная ковариационная матрица априорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t k ;

— априорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t k до начала обработки всех измерений на момент времени t k ;

— апостериорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки (i-1) измерения;

— апостериорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки i измерений;

y i (t k ), i 1. M — разности измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух на момент времени t k ;

i (t k ) N(0,R i (t k )), i 1. M — шум разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух, гауссовский случайный вектор размерности той же, что и y i (t k ), с нулевым математическим ожиданием и ковариационными матрицами R i (t k ) соответственно;

R i (t k ) — ковариационная матрица шума i-й разности измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух на момент времени t k ;

h i (t k ,q i-1 (t k )) — функция модели измерений, по которой рассчитывается значение измеряемого параметра на основании полученного после обработки i-1 измерения апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя q i-1 (t k );

— матрица частных производных от функции модели измерения по вектору состояния КА-потребителя;

P i-1 (t k ) — прогноз ковариационной матрицы апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки (i-1) измерения;

P i (t k ) — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки i измерений;

— функция модели измерений, по которой рассчитывается значение измеряемого параметра на основании полученного апостериорного вектора состояния КА-потребителя

М — общее количество разностей измеренных псевдодальностей на момент времени t k ;

Р kk — ковариационная матрица оценки вектора состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки всех М измерений;

q kk — апостериорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки всех М измерений.

Уравнения (3)-(13) получены следующим образом. Измерения обрабатываются фильтром Калмана, рекуррентным по номеру канала, а не по времени. Уравнения модели движения и модели измерения записываются в следующем виде соответственно:

q i-1 (t k ) — вектор состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки (i-1) измерения;

q i (t k ) — вектор состояния КА-потребителя на момент времени t k после обработки i измерений.

Соответствующий фильтр Калмана записывается в следующем виде:

Матрица шумов модели движения Q k представляет собой матрицу с ненулевыми диагональными элементами, соответствующими погрешностям прогнозирования положения КА-потребителя за счет погрешности прогноза вектора состояния КА-потребителя q k-1k-1 на момент времени t k относительно истинного вектора состояния КА-потребителя.

Ковариационные матрицы шумов разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух, R i (t k ), i 1. М представляют собой матрицы размерности 1*1, в которых находится величина, равная априорной дисперсии шума разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух.

Матрица частных производных Ф kk-1 от вектора состояния КА-потребителя q(t k ) на момент времени t k по вектору состояния КА-потребителя q(t k-1 ) на момент времени t k-1 уравнений модели движения (3) рассчитывается по формуле

Матрица частных производных H i (t k ) от функции модели измерений по априорному вектору состояния КА-потребителя q i (t k ) после обработки i измерений на момент времени t k рассчитывается по формуле

Таким образом, в каждый момент времени вектор состояния последовательно уточняется по всем М каналам, где каждый канал соответствует измерению разности псевдодальности между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух. При таком подходе априорный вектор состояния КА-потребителя q 0 (t k )=q kk-1 является спрогнозированным значением с предыдущего шага:

Апостериорный вектор состояния КА-потребителя q kk на момент времени t k получается как результат работы фильтра Калмана, рекуррентного по каналам после обработки всех разностей измеренных псевдодальностей на момент времени t k :

а соответствующая ковариационная матрица апостериорного вектора состояния КА-потребителя записывается в следующем виде:

В качестве априорного вектора состояния КА-потребителя выступает вектор состояния КА-потребителя, полученный путем решения задачи определения положения потребителя (Сетевые спутниковые радионавигационные системы / Шебшаевич B.C., Дмитриев П.П., Иванцевич Н.В. и др.; Под ред. B.C. Шебшаевича. — 2-е изд., перераб. и доп. — М.: Радио и связь, 1993. — 408 с.: ил., стр 235-240) при нахождении в зоне радиовидимости навигационной аппаратуры потребителя, установленной на КА-потребителе, НКА рабочего созвездия с числом не менее одного.

Количество сформированных разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух, подаваемых на вход фильтра, напрямую зависит от количества НКА рабочего созвездия с числом не менее двух, по которым проводятся измерения, и определяется по формуле где N — количество НКА рабочего созвездия с числом не менее двух. Следовательно, формируемый вектор измеряемых параметров будет иметь размерность, которая будет изменяться между моментами времени. Например, количество радиовидимых навигационных космических аппаратов ГЛОНАСС может достигать 8, а количество навигационных космических аппаратов GPS 12, поэтому сформированный вектор разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух будет иметь размерность от 1 до 190.

На фиг.1 изображена структурная схема нахождения в зоне радиовидимости КА-потребителя двух НКА КНС. КА-потребитель и НКА аппараты при этом находятся по разные стороны Земли, а высота полета КА-потребителя превышает высоту полета НКА. Одновременно видимые с КА-потребителя НКА находятся внутри конической поверхности, определяемой максимальным MAX и MIN минимальным надирным углом приемной антенны навигационной аппаратуры, установленной на КА-потребителе, т.е. углом между направлениями на НКА и на центр Земли, или максимальной Н и минимальной h высотами радиолинии. Минимальная высота радиолинии определяется исходя из необходимости отсутствия искажений навигационного сигнала из-за прохождения через тропосферу и ионосферу. Для уменьшения влияния тропосферных и ионосферных задержек с учетом необходимости обеспечения достаточного количества радиовидимых НКА наиболее надежной является минимальная высота радиолинии порядка 1000 км, так как на данной высоте над поверхностью Земли практически не происходит искажения навигационного сигнала за счет прохождения через тропосферу и ионосферу.

На фиг.2 изображена функциональная схема одного канала многоканального последовательного фильтра Калмана. В соответствии с функциональной схемой сначала производится расчет априорного вектора состояния КА-потребителя q 0 (t k ) на основании априорных данных (оператор 1). По апостериорному вектору состояния КА-потребителя полученной после обработки (i-1) измерений, производится расчет априорного вектора состояния КА-потребителя на i-й шаг (оператор 2). Из массива рассчитанных на основании эфемеридных данных и частотно-временных поправок, принятых в составе навигационного сообщения НКА, векторов состояния НКА и поправок к бортовым часам НКА выбираются вектора состояния, соответствующие обрабатываемым измерениям псевдодальности между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух (оператор 3). На основании априорного вектора состояния КА-потребителя векторов состояния НКА и поправок к бортовым часам НКА производится вычисление разности расчетных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА (оператор 4). По полученным измеренным псевдодальностям между КА-потребителем и НКА формируется разность измеренных псевдодальностей y i (t k ) (оператор 5). По полученным разностям расчетных и измеренных псевдодальностей формируется обновляющий процесс — разность разностей расчетных и разностей измеренных псевдодальностей (оператор 6). По полученной на предыдущем шаге ковариационной матрице P i-1 (t k ) априорного вектора состояния КА-потребителя рассчитывается ковариационная матрица P i (t k ) на текущий шаг обработки измерений (оператор 7). По рассчитанной ковариационной матрице Р i (t k ) и по полученному обновляющему процессу и по ковариационной матрице R i (t k ) шумов разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух производят расчет апостериорного вектора состояния КА-потребителя после обработки i измерений на момент времени t k (оператор 8). Проверяется условие обработки последнего измерения на данный момент времени (оператор 9). Если условие не выполнено, то полученные апостериорный вектор состояния КА-потребителя и ковариационная матрица апостериорного вектора состояния КА-потребителя выступают в качестве априорного вектора состояния космического аппарата-потребителя и в качестве априорной ковариационной матрицы вектора состояния космического аппарата-потребителя при обработке следующей пары измерений псевдодальности между космическим аппаратом и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух (оператор 10). В противном случае полученный апостериорный вектор состояния космического аппарата-потребителя и ковариационная матрица Р M (t k ) выступают в качестве исходных данных для дальнейшего расчета априорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на следующий момент времени t k+1 (оператор 11).

На фиг.3 изображена функциональная схема многоканального последовательного фильтра Калмана. В соответствии с данной функциональной схемой производится расчет априорного вектора состояния КА-потребителя q kk-1 (оператор 1). По количеству проводимых измерений производится проверка на наличие в рабочем созвездии не менее двух НКА на момент времени t k (оператор 2). На основании полученных с навигационных космических аппаратов эфемеридных данных и частотно-временных поправок производится расчет векторов состояния навигационных космических аппаратов и поправок к бортовым часам навигационных космических аппаратов, по которым проводятся измерения псевдодальности (оператор 3). Формируется массив разностей измеренных псевдодальности между космическим аппаратом и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух (оператор 4). Производится расчет априорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t k (оператор 5). Производится расчет априорной ковариационной матрицы P 0 (t k ) априорного вектора состояния КА-потребителя (оператор 6). Сформированный массив разностей измеренных псевдодальностей обрабатывается в многоканальном последовательном фильтре Калмана (оператор 7). Полученные после обработки всех разностей измеренных псевдодальностей апостериорный вектор состояния КА-потребителя и апостериорная ковариационная матрица вектора состояния КА-потребителя используются в дальнейшем для расчета априорного вектора состояния КА-потребителя и априорной ковариационной матрицы на следующие моменты времени (оператор 8).

Технический эффект достигается за счет того, что по полученным на один момент времени измерениям псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух производится формирование массива, состоящего из разностей измеренных псевдодальностей. По полученным разностям измеренных псевдодальностей производится расчет положения КА-потребителя. Определение вектора состояния производится в многоканальном последовательном фильтре Калмана для нелинейных моделей движения и измерения, при этом в качестве вектора уточняемых параметров берется априорный вектор состояния КА-потребителя, в качестве вектора измеряемых параметров берется вектор, состоящий из разности измерений псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух.

При практической реализации данного метода появляется возможность отказаться от использования фильтров с динамически изменяющейся размерностью вектора измерений, а также уменьшить размерность ковариационной матрицы шумов измерений, что позволит уменьшить количество необходимых расчетов, избежать вычислительных погрешностей при работе фильтра в составе программного обеспечения навигационной аппаратуры потребителя, установленной на КА-потребителе. Также появляется возможность определения положения КА-потребителя в рамках разрывного навигационного поля в автономном режиме, при этом минимально необходимое количество НКА, по измерениям разности псевдодальностей до которых производится определение вектора состояния КА-потребителя, уменьшается до двух. В моменты времени, когда измерения навигационных параметров не проводятся, производится прогнозирование положения КА-потребителя.

Видео:Всё об орбитальной механике | Как запускают спутникиСкачать

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕКТОРА СОСТОЯНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО СИГНАЛАМ КОСМИЧЕСКИХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ Российский патент 2008 года по МПК G01S5/12

Видео:Фильм. Самая проблемная миссия NASA: Спасая ГалилеоСкачать

Описание патента на изобретение RU2325667C1

Известен способ определения вектора состояния подвижного объекта (RU №2070315, G01C 21/00), принятый в качестве прототипа. В способе определения вектора состояния подвижного объекта при помощи навигационных космических аппаратов (НКА) космических навигационных систем (КНС), включающем измерение с привязкой ко времени псевдодальностей и доплеровского сдвига частоты по навигационным сигналам НКА, образующих группу НКА в составе КНС с числом НКА не менее трех, на определяемом объекте и эталонном пункте определение псевдодальности до k-го НКА на момент времени t_i как суммы псевдодальности, измеренной на момент времени t₀ и интеграла от доплеровского сдвига частоты на интервале времени от t₀ до t_i, определение на эталонном пункте поправки к навигационному параметру НКА, передачу полученной поправки на подвижный объект, определение вектора состояния подвижного объекта с учетом определенных значений псевдодальности, измеренного доплеровского сдвига частоты и поправки к навигационному параметру, дополнительно осуществляют слежение за НКА, образующими одну и ту же группу НКА рабочее созвездие, на эталонном пункте и на подвижном объекте, в группе НКА одновременно наблюдаемых на эталонном пункте и подвижном объекте выбирают один НКА-ведущий, формируют разности псевдодальностей до ведущего НКА и каждого из НКА рабочего созвездия, формируют разности доплеровского сдвига частот по ведущему НКА и каждому из НКА созвездия, формируют по текущим значениям разности псевдодальности с помощью доплеровского сдвига частоты значения разности псевдодальностей на начальный момент времени, определяемый по наличию одного и того же созвездия на эталонном и подвижном пунктах, осредняют на начальный момент приведенные значения разностей псевдодальностей для подвижного пункта, формируют текущие значения вектора состояния подвижного пункта на основе осредненных значений разности псевдодальностей и интеграла от разности доплеровского сдвига частоты на интервале от начального момента времени до момента времени, на который определяются вектор состояния подвижного объекта, при изменении рабочего созвездия НКА общего для подвижного и эталонного пунктов момент смены созвездия принимается за начальный и вновь при движении подвижного объекта с учетом измеренных навигационных параметров формируют осредненное значение разности псевдодальностей, используемое при формировании текущего вектора состояния подвижного объекта, при наличии в рабочем созвездии трех НКА последнее значение высоты, полученное на подвижном объекте путем решения навигационной задачи, запоминается и используется при решении навигационной задачи совместно с текущими значениями параметров, формируемых на основе навигационных измерений, или используется при отсутствии в рабочем созвездии четвертого НКА значение высоты, получаемого от внешнего источника информации, при появлении в рабочем созвездии четвертого НКА полученный на предыдущем интервале вектор состояния подвижного объекта уточняется с учетом решения навигационной задачи на основе информации по четырем, как минимум НКА рабочего созвездия, привязка ко времени навигационных параметров, полученных путем приема от обработки навигационных сигналов НКА, осуществляется путем решения навигационно-временной задачи.

Р₀₀=Р₀(t₀) — априорная ковариационная матрица априорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t₀;

q₀₀=q₀(t₀) — априорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t₀;

q_k-1k-1 — апостериорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t_k-1;

q(t_k-1) — вектор состояния КА-потребителя на момент времени t_k-1;

q_kk-1 — прогноз апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки всех измерений на моменты времени t₀, . t_k-1;

q(t_k) — вектор состояния КА-потребителя на момент времени t_k;

P_k-1k-1 — апостериорная ковариационная матрица апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t_k-1 после обработки всех измерений на моменты времени t₀, . t_k-1;

— матрица частных производных от вектора состояния КА-потребителя на момент времени t_k по вектору состояния КА-потребителя q_k-1k-1 на момент времени t_k-1;

P_kk-1 — прогноз ковариационной матрицы апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки всех измерений на моменты времени t₀, . t_k-1;

s — коэффициент усиления ковариационной матрицы;

Q_k — матрица шумов модели движения КА-потребителя;

Р₀(t_k) — априорная ковариационная матрица априорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t_k;

— априорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t_k до начала обработки всех измерений на момент времени t_k;

— апостериорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки (i-1) измерения;

— апостериорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки i измерений;

y_i(t_k), i∈1. M — разности измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух на момент времени t_k;

ν_i(t_k)∈N(0,R_i(t_k)), i∈1. M — шум разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух, гауссовский случайный вектор размерности той же, что и y_i(t_k), с нулевым математическим ожиданием и ковариационными матрицами R_i(t_k) соответственно;

R_i(t_k) — ковариационная матрица шума i-й разности измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух на момент времени t_k;

h_i(t_k,q_i-1(t_k)) — функция модели измерений, по которой рассчитывается значение измеряемого параметра на основании полученного после обработки i-1 измерения апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя q_i-1(t_k);

— матрица частных производных от функции модели измерения по вектору состояния КА-потребителя;

P_i-1(t_k) — прогноз ковариационной матрицы апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки (i-1) измерения;

P_i(t_k) — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки i измерений;

М — общее количество разностей измеренных псевдодальностей на момент времени t_k;

Р_kk — ковариационная матрица оценки вектора состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки всех М измерений;

q_kk — апостериорный вектор состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки всех М измерений.

q_i-1(t_k) — вектор состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки (i-1) измерения;

q_i(t_k) — вектор состояния КА-потребителя на момент времени t_k после обработки i измерений.

Соответствующий фильтр Калмана записывается в следующем виде:

Матрица шумов модели движения Q_k представляет собой матрицу с ненулевыми диагональными элементами, соответствующими погрешностям прогнозирования положения КА-потребителя за счет погрешности прогноза вектора состояния КА-потребителя q_k-1k-1 на момент времени t_k относительно истинного вектора состояния КА-потребителя.

Ковариационные матрицы шумов разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух, R_i(t_k), i∈1. М представляют собой матрицы размерности 1*1, в которых находится величина, равная априорной дисперсии шума разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух.

Матрица частных производных Ф_kk-1 от вектора состояния КА-потребителя q(t_k) на момент времени t_k по вектору состояния КА-потребителя q(t_k-1) на момент времени t_k-1 уравнений модели движения (3) рассчитывается по формуле

Матрица частных производных H_i(t_k) от функции модели измерений по априорному вектору состояния КА-потребителя q_i(t_k) после обработки i измерений на момент времени t_k рассчитывается по формуле

Таким образом, в каждый момент времени вектор состояния последовательно уточняется по всем М каналам, где каждый канал соответствует измерению разности псевдодальности между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух. При таком подходе априорный вектор состояния КА-потребителя q₀(t_k)=q_kk-1 является спрогнозированным значением с предыдущего шага:

Апостериорный вектор состояния КА-потребителя q_kk на момент времени t_k получается как результат работы фильтра Калмана, рекуррентного по каналам после обработки всех разностей измеренных псевдодальностей на момент времени t_k:

На фиг.1 изображена структурная схема нахождения в зоне радиовидимости КА-потребителя двух НКА КНС. КА-потребитель и НКА аппараты при этом находятся по разные стороны Земли, а высота полета КА-потребителя превышает высоту полета НКА. Одновременно видимые с КА-потребителя НКА находятся внутри конической поверхности, определяемой максимальным α_MAX и α_MIN минимальным надирным углом приемной антенны навигационной аппаратуры, установленной на КА-потребителе, т.е. углом между направлениями на НКА и на центр Земли, или максимальной Н и минимальной h высотами радиолинии. Минимальная высота радиолинии определяется исходя из необходимости отсутствия искажений навигационного сигнала из-за прохождения через тропосферу и ионосферу. Для уменьшения влияния тропосферных и ионосферных задержек с учетом необходимости обеспечения достаточного количества радиовидимых НКА наиболее надежной является минимальная высота радиолинии порядка 1000 км, так как на данной высоте над поверхностью Земли практически не происходит искажения навигационного сигнала за счет прохождения через тропосферу и ионосферу.

На фиг.2 изображена функциональная схема одного канала многоканального последовательного фильтра Калмана. В соответствии с функциональной схемой сначала производится расчет априорного вектора состояния КА-потребителя q₀(t_k) на основании априорных данных (оператор 1). По апостериорному вектору состояния КА-потребителя полученной после обработки (i-1) измерений, производится расчет априорного вектора состояния КА-потребителя на i-й шаг (оператор 2). Из массива рассчитанных на основании эфемеридных данных и частотно-временных поправок, принятых в составе навигационного сообщения НКА, векторов состояния НКА и поправок к бортовым часам НКА выбираются вектора состояния, соответствующие обрабатываемым измерениям псевдодальности между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух (оператор 3). На основании априорного вектора состояния КА-потребителя векторов состояния НКА и поправок к бортовым часам НКА производится вычисление разности расчетных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА (оператор 4). По полученным измеренным псевдодальностям между КА-потребителем и НКА формируется разность измеренных псевдодальностей y_i(t_k) (оператор 5). По полученным разностям расчетных и измеренных псевдодальностей формируется обновляющий процесс — разность разностей расчетных и разностей измеренных псевдодальностей (оператор 6). По полученной на предыдущем шаге ковариационной матрице P_i-1(t_k) априорного вектора состояния КА-потребителя рассчитывается ковариационная матрица P_i(t_k) на текущий шаг обработки измерений (оператор 7). По рассчитанной ковариационной матрице Р_i(t_k) и по полученному обновляющему процессу и по ковариационной матрице R_i(t_k) шумов разностей измеренных псевдодальностей между КА-потребителем и НКА рабочего созвездия с числом не менее двух производят расчет апостериорного вектора состояния КА-потребителя после обработки i измерений на момент времени t_k (оператор 8). Проверяется условие обработки последнего измерения на данный момент времени (оператор 9). Если условие не выполнено, то полученные апостериорный вектор состояния КА-потребителя и ковариационная матрица апостериорного вектора состояния КА-потребителя выступают в качестве априорного вектора состояния космического аппарата-потребителя и в качестве априорной ковариационной матрицы вектора состояния космического аппарата-потребителя при обработке следующей пары измерений псевдодальности между космическим аппаратом и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух (оператор 10). В противном случае полученный апостериорный вектор состояния космического аппарата-потребителя и ковариационная матрица Р_M(t_k) выступают в качестве исходных данных для дальнейшего расчета априорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на следующий момент времени t_k+1 (оператор 11).

На фиг.3 изображена функциональная схема многоканального последовательного фильтра Калмана. В соответствии с данной функциональной схемой производится расчет априорного вектора состояния КА-потребителя q_kk-1 (оператор 1). По количеству проводимых измерений производится проверка на наличие в рабочем созвездии не менее двух НКА на момент времени t_k (оператор 2). На основании полученных с навигационных космических аппаратов эфемеридных данных и частотно-временных поправок производится расчет векторов состояния навигационных космических аппаратов и поправок к бортовым часам навигационных космических аппаратов, по которым проводятся измерения псевдодальности (оператор 3). Формируется массив разностей измеренных псевдодальности между космическим аппаратом и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух (оператор 4). Производится расчет априорного вектора состояния КА-потребителя на момент времени t_k (оператор 5). Производится расчет априорной ковариационной матрицы P₀(t_k) априорного вектора состояния КА-потребителя (оператор 6). Сформированный массив разностей измеренных псевдодальностей обрабатывается в многоканальном последовательном фильтре Калмана (оператор 7). Полученные после обработки всех разностей измеренных псевдодальностей апостериорный вектор состояния КА-потребителя и апостериорная ковариационная матрица вектора состояния КА-потребителя используются в дальнейшем для расчета априорного вектора состояния КА-потребителя и априорной ковариационной матрицы на следующие моменты времени (оператор 8).

Например, при нахождении в составе спутниковой радионавигационной системы ГЛОНАСС 14 рабочих навигационных космических аппаратов (состояние системы на 2006 год) в зоне радиовидимости космического аппарата-потребителя на геостационарной орбите 33% времени нет ни одного навигационного космического аппарата, 67% времени находится один навигационный космический аппарат, 23% времени — два навигационных космических аппарата, 5% — три навигационных космических аппарата и 1,5% — четыре навигационных космических аппарата. Предлагаемый способ увеличит длительность интервала времени, в течение которого производятся измерения навигационных параметров и осуществляется навигация космического аппарата-потребителя на геостационарной орбите по сигналам радионавигационных систем, в 5-20 раз при работе по спутниковой радионавигационной системе ГЛОНАСС по сравнению с известными способами навигации потребителя (Сетевые спутниковые радионавигационные системы / Шебшаевич B.C., Дмитриев П.П., Иванцевич Н.В. и др.; Под ред. B.C. Шебшаевича. — 2-е изд., перераб. и доп. — М.: Радио и связь, 1993. — 408 с.: ил.), при этом во время отсутствия измерений положение космического аппарата-потребителя на геостационарной орбите прогнозируется по последней полученной оценке.

Видео:Бортовые системы космических аппаратовСкачать

название	год	авторы	номер документа
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЦЕЛОСТНОСТИ ВЫСОКОТОЧНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ ОПРЕДЕЛЕНИЙ ПОТРЕБИТЕЛЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ	2014	Куршин Владимир Викторович Молоканов Андрей Владимирович	RU2577846C1
Способ определения целостности высокоточных навигационных определений в реальном времени	2017	Куршин Владимир Викторович Молоканов Андрей Владимирович	RU2644450C1
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕКТОРА СОСТОЯНИЯ ПОДВИЖНОГО ОБЪЕКТА ПРИ ПОМОЩИ НАВИГАЦИОННЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ КОСМИЧЕСКОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ	1994	Машков А.В. Пудловский В.Б.	RU2070315C1
СПОСОБ КОРРЕКЦИИ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ	2013	Мелешков Геннадий Андреевич	RU2537818C1
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ ОБЪЕКТОВ-ПОТРЕБИТЕЛЕЙ НАВИГАЦИОННОЙ ИНФОРМАЦИИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ	2009	Дворкин Вячеслав Владимирович Карутин Сергей Николаевич Шилов Анатолий Евгеньевич	RU2402786C1
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕКТОРА СОСТОЯНИЯ ПОДВИЖНОГО ОБЪЕКТА В РЕАЛЬНОМ МАСШТАБЕ ВРЕМЕНИ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ НАВИГАЦИОННЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ КОСМИЧЕСКОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ	1996	Машков А.В. Чернодубов А.Ю. Масалов П.В.	RU2095757C1
СПОСОБ ОДНОЧАСТОТНОГО ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЗАДЕРЖКИ СИГНАЛОВ НАВИГАЦИОННОЙ СПУТНИКОВОЙ СИСТЕМЫ В ИОНОСФЕРЕ	2002	Казанцев М.Ю. Кокорин В.И. Фатеев Ю.Л.	RU2208809C1
СИСТЕМА ОЦЕНКИ ТОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК БОРТОВОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ СТАНЦИИ	2006	Ясенок Андрей Васильевич Поликарпов Валерий Георгиевич Харин Евгений Григорьевич Якушев Анатолий Федорович Якушев Вячеслав Анатольевич Калинин Юрий Иванович Сапарина Татьяна Петровна	RU2314553C1
Адаптивный способ коррекции углов ориентации БИНС	2020	Кулабухов Владимир Сергеевич Качанов Борис Олегович Заец Виктор Федорович Туктарев Николай Алексеевич Ахмедова Сабина Курбановна	RU2754396C1
СПОСОБ КОРРЕКЦИИ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПРИ ДВИЖЕНИИ ВНЕ АТМОСФЕРЫ	1993	Альдяков Анатолий Анатольевич Волошин Евгений Антонович Сметский Игорь Николаевич	RU2062989C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 325 667 C1

Видео:Конструкция космических аппаратовСкачать

Реферат патента 2008 года СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕКТОРА СОСТОЯНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО СИГНАЛАМ КОСМИЧЕСКИХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ

Видео:ПРОЦЕСС РАЗВИТИЯ КОСМОНАВТИКИ ОТ НАЧАЛА ЕЕ ЗАРОЖДЕНИЯ! Сериал "Открытый Космос".Скачать

Формула изобретения RU 2 325 667 C1

где — априорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k до начала обработки всех измерений на момент времени t_k;

q_kk-1 — прогноз вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки всех измерений на моменты времени t₀, . t_k-1;

P₀(t_k) — априорная ковариационная матрица априорного вектора состояния системы на момент времени t_k;

P_kk-1 — прогноз ковариационной матрицы апостериорного вектора состояния

КА-потребителя на момент времени t_k после обработки всех измерений на моменты времени t₀, . t_k-1;

P_i(t_k) — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки i измерений;

P_i-1(t_k) — прогноз ковариационной матрицы априорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки (i-1) измерения;

— матрица частных производных от функции модели измерения по вектору состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки (i-1) измерения;

R_i(t_k) — ковариационная матрица шума i-й разности измеренных псевдодальностей между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух на момент времени t_k;

— апостериорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки i измерений;

— априорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки (i-1) измерения;

у_i(t_k), i∈1. M — разности измеренных псевдодальностей между космическим аппаратом-потребителем и навигационными космическими аппаратами рабочего созвездия с числом не менее двух на момент времени t_k;

P_i(t_k), i∈1. M — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки i измерений;

М — общее количество измерений разности псевдодальностей на момент времени t_k;

q_kk — апостериорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки всех М измерений;

— апостериорный вектор состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки М измерений;

P_kk — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки всех М измерений;

Р_M(t_k) — ковариационная матрица апостериорного вектора состояния космического аппарата-потребителя на момент времени t_k после обработки М измерений.

Видео:Космические эксперименты: медицина, ЧП на МКС, жизнь в космосе | Космонавт Александр МисуркинСкачать

Обзор состояния и развития спутников юстировочно-калибровочного класса

Обзор состояния и развития спутников юстировочно-калибровочного класса

Обзор содержит обобщенное и систематизированное изложение взглядов на роль и место спутников юстировочно-калибровочного класса с учетом их оснащения специальной бортовой аппаратурой, обеспечивающей решение задач испытаний и контроля функционирования средств и систем РКО, а также возможности их использования в научных целях.
Обзор разработан с использованием информации о ранее создаваемых в СССР и США спутниках этого типа.

1. Состояние и уровень развития юстировочных и калибровочных космических аппаратов, созданных в СССР

1.1. Роль и назначение КА юстировочно-калибровочного класса

Современные системы вооружения Войск РКО системы ПРН, ПРО, ПКО, ККП) представляют собой совокупности взаимодействующих комплексов радиотехнических, вычислительных и огневых средств.

Подобные системы характеризуются:

· возможностью работы в сложных условиях целевой обстановки, включая одиночные и многоэлементные цели, мало — и крупноразмерные сгустки неразрешенных элементов;

· высокими тактико-техническими характеристиками, в том числе по рубежам обнаружения, точностям измерения координат и ЭПР, разрешающей способности, требующих оценки и контроля в условиях натурного эксперимента;

· необходимостью высокого уровня метрологического обеспечения (точности эталона и оперативности) на этапах отработки и испытаний;

· расположением cредств практически на всей территории РФ и СНГ и связанной с этим сложностью формирования целевой обстановки;

высокой степенью автоматизации процессов обработки и информационного взаимодействия средств системы.

Отработка, испытания и эксплуатация таких систем вооружения представляет собой и весьма сложную проблему. Сложность этой проблемы обусловлена многообразием решаемых задач и большим объемом испытательных работ, включающих испытания отдельных средств и системы в целом.

В процессе испытаний осуществляются юстировка измерительных средств, калибровка моделей, проверки тактико-технических характеристик радиотехнических и других средств системы, отрабатывается и проверяется работа боевых программ и комплексное функционирование всей системы в целом.

В процессе боевой эксплуатации осуществляется достоверный контроль правильности функционирования элементов системы, оцениваются допуски в изменении тактико-технических параметров и характеристик средств, производится их периодическая настройка и калибровка по реальным целям.

Успешное проведение испытаний таких сложных систем вооружения, поддержание их параметров и характеристик на нужном уровне в процессе эксплуатации находится в прямой зависимости от правильной и четко организованной системы обеспечения испытаний и поддержания в боевой готовности средств Войск РКО.

Анализ возможных структур и средств системы обеспечения испытаний показал, что эффективное решение указанных задач в натурных условиях на местах боевой дислокации при использовании традиционных средств обеспечения испытаний оказалось практически невозможным. Объясняется это следующим. Пуски БР-мишеней на местах дислокации средств практически невозможны. Самолеты, попутные ИСЗ, наземные средства не обеспечивают формирование заданных видов целевой обстановки, включая одно — и многоэлементные цели, мало — и крупноразмерные сгустки неразрешенных элементов, модели радиолинии управления перехватчиками в районах боевой дислокации средств ПРО, ПРН, ПКО, ККП, то есть, практически, над всей территорией России и стран СНГ. Кроме того, метрологические возможности этих средств, включая отражательные характеристики и точности эталонных траекторных данных, не соответствуют высоким тактико-техническим характеристикам локационных средств и систем ПРО, ПКО, ПРН, ККП.

С точки зрения отражающих свойств все радиолокационные цели принято делить на элементарные и сложные. К элементарным целям относятся отражающие объекты геометрически правильной формы, эффективная отражающая поверхность которых может быть определена аналитическим путем (например, уголковые отражатели, шар, вибратор). Подавляющее большинство реальных радиолокационных целей, представляющих собой отражающие объекты сложной конфигурации, относятся к сложным целям. Их эффективная отражающая поверхность может быть определена только экспериментально. Любую сложную цель можно рассматривать как совокупность определенным образом расположенных элементарных отражателей, а отраженных от сложной цели сигнал — как алгебраическую сумму сигналов, рассеянных элементарными отражателями. В процессе движения цели непрерывно изменяется положение отражателей относительно РЛС (а иногда и относительно друг друга), что приводит к изменению амплитудных и фазовых соотношений слагаемых сигналов и в конечном счете к возникновению флюктуаций результирующего сигнала.

Амплитудные флюктуации отраженных сигналов уменьшают точность определения координат целей и являются одним из основных источников случайных ошибок при автоматическом сопровождении целей.

При отражении радиолокационного сигнала от сложной цели возникают не только амплитудные флюктуации, но и флюктуации его фазового фронта. Так как сложная цель не может быть представлена точечным изотропным излучателем, то фазовый фронт отраженного от нее сигнала представляет собой искаженную сферическую поверхность.

В процессе движения цели изменяются как ориентация этой поверхности относительно РЛС, так и сам характер ее искажения по сравнению со сферой, что обуславливает появление флюктуаций фазового фронта отраженных от данной цели сигналов. При флюктуациях фазового фронта отраженных от сложной цели сигналов объектом измерения угловых координат оказывается не сама цель, а точка — эффективный центр отражения цели «блуждающая» в некотором объеме. При определенных условиях (сильных искажениях фазового фронта) эффективный центр отражения цели пространственно может оказаться вне цели и флюктуации фазового фронта отраженных сигналов будут являться основной причиной больших ошибок пеленгации цели.

Факторами, влияющими на точность измерения параметров сигнала цели, являются: отношение энергии принимаемого сигнала к энергии шумов, форма зондирующего сигнала, степень совершенства выполнения отдельных узлов радиотехнического измерительного устройства ,условия распространения радиоволн.

В связи с вышеизложенным при испытаниях и контроле функционирования РЛС с заданными на нее требованиями по точностным характеристикам (параметрам) целесообразно использование (в качестве эталонной цели) юстировочных и калибровочных ИСЗ (оснащенных аппаратурой высокоточного определения своего местоположения на орбите и точно известными значениями ЭПР). В начале 60-х годов в СССР совместными усилиями организаций МО и промышленности была начата разработка принципиально нового вида средств обеспечения натурных работ: cпециальных КА обеспечения отработки, испытаний и эксплуатации создававшихся в то время средств и систем РКО.

Первым таким аппаратом — был КА ДСП-Ю РКК «Радуга».

C применением этого аппарата была обеспечена эффективная отработка, испытания и ввод в строй ряда полигонных средств РКО.

Одновременно в процессе эксплуатации этих КА разрабатывались и отрабатывались на практике элементы методологии применения КА данного вида по целевому назначению.

По своим весо-габаритным и орбитальным характеристикам, составу бортовой аппаратуры и решаемым задачам, рассматриваемые в данном обзоре спутники относятся к малым исследовательским ИСЗ юстировочно-калибровочного класса.

Малые КА обеспечивали юстировку, калибровку и контроль точностных характеристик РЛС, используемых в системах ККП, ПРН и ПРО г. Москвы, а также позволяли определять динамические параметры верхних слоев атмосферы в зависимости от времени года, суток и состояния солнечной активности, влияющих на точность движения космических объектов.

Первые запуски спутников этого типа осуществлены в СССР в 1964 году («Космос-31», «Космос-36»).

На рубеже 60-70-х годов ввод в строй ряда принципиально новых средств ПРО, ПРН, ККП, потребовал создание адекватных средств обеспечения их испытаний.

Для решения проблемы обеспечения отработки, испытаний и поддержания в состоянии БГ наземных локационных средств систем ПРН, ПРО, ПКО, ККП Войск РКО была задана разработка ракетно-космического комплекса (РКК) «Тайфун» и создание для этих целей специальных спутников.

Министерством Обороны СССР были утверждены тактико-технические требования на создание космических аппаратов «Тайфун» трех классов:

юстировочных — для метрологического контроля функционирования и определения точностных характеристик РЛС; калибровочных — для высокоточных измерений энергетического потенциала, калибровки каналов и оценки разрешающей способности станций, а также получения данных для уточнения параметров верхней атмосферы в интересах решения прикладных баллистических задач; многоэлементных — для имитации сложных баллистических целей в реальных боевых порядках.

1.2. Облик и характеристика КА юстировочно-калибровочного класса

Типы космических аппаратов юстировочно — калибровочного класса, создаваемых и используемых в СССР в различные периоды времени, приведены на рисунке 1.

Юстировочные КА (ЮКА)

Калибровочные КА (ККА)

Многоэлементные КА (МКА)

КА сферической формы, имеющие на борту:

· аппаратуру высокоточных траекторных измерений радиотехническими и оптическими (лазерными) системами;

приемопередатчики; служебную и научную аппаратуру.

КА сферической формы с эталонной отражающей поверхностью.

Малоразмерные эталонные отражатели различных конфигураций, отстреливаемые с много элементных КА (сферы, конуса, цилиндры, уголковые отражатели, гантели).

КА сложной формы, имеющие на борту:

аппаратуру высокоточных траекторных измерений радиотехническими, оптическими средствами и астрометрическими методами; набор малоразмерных эталонных отражателей различных конфигураций; систему отстрела отражателей; научную и служебную аппаратуру.

юстировку РЛС; оценку точностных характеристик РЛС по малоразмерной (точечной) цели; паспортизацию средств внешнетраекторных измерений; контроль параметров атмосферы.

калибровку РЛС; оценку энергетических характеристик РЛС; оценку структуры отраженных сигналов от ЭО различных конфигураций; контроль плотности атмосферы.

проверку функционирования РЛС по многоэлементным группировкам КО; оценку разрешающей способности РЛС; проверку алгоритмов селекции на внеатмосферном участке; контроль точностных характеристик радиолокационных и оптических средств; исследование динамических параметров атмосферы.

Рис. 1. Юстировочные и калибровочные КА, создаваемые в СССР.

Юстировочный и калибровочный КА имеют сферическую форму. Запускаются ракетой-носителем С-1 «Космос» (SL-8) на орбиты, имеющие четыре различных наклонения: 50,7° — с космодрома Капустин Яр, 65, 8° , 74,0° и 83,0° — с космодрома Плесецк с перигеем 300 и 400 км и апогеем 1600-2000 км. Спутники этого типа предназначены для обеспечения испытаний, оценки точностных и энергетических характеристик РЛС систем ПРО, ПРН, ККП.

Многоэлементный КА конструктивно выполнен в виде цилиндра с размещенными вокруг него эталонными отражателями и панелями солнечных батарей. Запускается ракетой-носителем С-1 «Космос», а с 1988 г. — ракетой-носителем «Циклон». Запуски производятся с космодрома Плесецк на орбиты со средней высотой 530 км и наклонениями 74 и 88,5 градуса.

Многоэлементные КА обеспечивают формирование одиночных и групповых скоплений малоразмерных космических объектов в требуемой области околоземного пространства в интересах калибровки наземных РЛС и с учебной целью, а также для контроля параметров плотности верхних слоев атмосферы.

Аналогичные и похожие работы по использованию отделяемых со спутников фрагментов проводились и в зарубежных странах. Так, например, в 1988 г. во время проведения США в рамках программы СОИ демонстрационных экспериментов «Дельта-181» в интересах задач селекции и тестирования радарных установок со спутника «US Navy Calshpere» выбрасывались и формировались модели сложной баллистической цели.

Малые спутники могут использоваться не только при калибровке РЛС и контроле состояния атмосферы. Возможность установки на спутнике с последующим отстрелом отражателей различных конфигураций находит широкое применение в оптической локации, оптике, радиосвязи и телевидении. Известны, например, эксперименты по оптической локации Луны с использованием французских отражателей, установленных на советских «Луноходах», и японских отражателей, доставленных на Луну американскими астронавтами. Не менее известны современные системы многоканальной связи с использованием пассивных спутников-ретрансляторов.

Радиолокационные отражатели широко применяются в качестве навигационных знаков, маркеров, буев при управлении движением воздушного и морского транспорта, служат эталонами при градуировке и калибровке различных радиолокационных средств, являются средствами увеличения радиолокационной контрастности судов, метеорологических зондов и космических аппаратов, используемых в качестве мишеней, а также могут быть использованы в качестве буев и маркеров при категорировании и обозначении границ «космического мусора» на соответствующих трассах движения космических аппаратов и т. п.

Использование отражателей с эталонной поверхностью рассеяния лишь одна из многих областей их научного и практического применения. В связи с неуклонным расширением области и масштабов использования радиолокационных, радионавигационных и лазерных устройств будут совершенствоваться уже известные типы и создаваться новые конструкции отражателей. Наиболее распространенными, по-видимому, останутся уголковые отражатели, получат дальнейшее развитие лазерные отражатели.

Использование многоэлементных спутников, оснащенных отражателями разных конфигураций и назначения, позволяет эффективно их использовать в различных исследовательских и экспериментальных работах, проводимых в России и других странах.

Можно заключить, что с созданием и применением малых спутников практически была разработана и создана система космических и наземных средств с методологией их применения, представляющая собой единый метрологический инструмент испытаний и контроля характеристик для всех радиотехнических и локационных средств и систем различного назначения.

Нет сомнения в том, что дальнейшее развитие и совершенствование таких типов спутников весьма полезно и необходимо.

Для увеличения точности измерения траектории движения активных спутников применяется специальное бортовое и наземное оборудование, позволяющее определять расстояние до спутника с ошибкой не более 3-15 м. и радиальной скорости с погрешностью 0,1 м/сек. Такие траектории используются в качестве эталонных при юстировке и оценке точностных характеристик информационных средств.

Благодаря своим очевидным преимуществам юстировочные и калибровочные спутники могут использоваться не только по прямому назначению, но и в других областях научной деятельности по исследованию космического пространства.

1.3. Технические особенности и возможности использования КА

Научная и служебная аппаратура, устанавливаемая на КА, должна иметь малые вес и габариты, высокую надежность и потреблять небольшое количество электроэнергии, что обусловлено небольшими размерами и длительным временем существования юстировочных КА.

Аппаратура на КА должна размещаться с учетом максимальной совместимости различных приборов и обеспечивать возможность их совместной работы и регистрации измеряемых параметров.

Юстировочный КА «Вектор» конструктивно выполнен в виде сферы диаметром Д » 2007 мм, которая служит отражателем и одновременно является силовой конструкцией для размещения элементов солнечной батареи и антенн. Масса КА » 570 кг. Кроме служебной аппаратуры в состав бортовой аппаратуры КА «Вектор» входят приемоответчики РЛС и фазопеленгаторы для работы с наземными радиотехническими средствами внешнетраекторных измерений (ВТИ). Бортовая аппаратура ВТИ обеспечивает определение параметров орбит средствами наземного командно-измерительного комплекса с точностью 190-260 м по положению и параметров эталонных траекторий полигонными средствами ВТИ на мерном участке с точностью 20-25 м. Предусмотрено, что в состав бортовой аппаратуры КА «Вектор» также может входить научная аппаратура общей массой до 180-200 кг.

В одном из вариантов КА этого типа предусматривалась возможность установки на поверхности КА оптических уголковых отражателей. В диапазоне длин волн 3,2-180 см корпус КА представляет собой неоднородный отражатель. Величина среднего значения ЭПР КА зависит от угла локации и поляризации радиоволн РЛС.

Калибровочный КА «ЮГ» представляет собой радиолокационный отражатель сферической формы, преимуществами которого являются: всенаправленность вторичного излучения, независимость ЭПР от типа поляризации облучающего сигнала и возможность точного расчета ЭПР отражателя не только в коротковолновой области, но также в резонансной и длинноволновой областях. Высокая точность изготовления поверхности позволяет использовать КА «ЮГ» как отражатель с эталонным значением ЭПР.

Масса КА 750 кг. Внешний диаметр корпуса 2 м.

КА «ЮГ» является первым отечественным спутником юстировочно-калибровочного класса. Длительный опыт эксплуатации подтверждает высокую эффективность применения КА по целевому назначению. Наряду с эффективной оценкой энергетических характеристик, КА обеспечивает решение широкого круга научных и практических задач. К их числу относятся исследования стабильности потенциала РЛС в зависимости от режимов работы передающих устройств, качества настройки приемников, влияния антенных укрытий и метеоусловий, оценка ошибок измерения ЭОП РЛС, калибровка РЛС перед работой по сложным космическим объектам, определение баллистических коэффициентов КО, уточнение параметров верхней атмосферы, оценка возможностей РЛС по определению ориентации КО, сравнение результатов измерений характеристик других объектов, проведенных РЛС, разнесенными на большие расстояния и др.

Многоэлементный КА «Ромб» представляет собой стабилизированный многоцелевой КА с отделяемыми элементами. Оборудован служебной, специальной и научной бортовой аппаратурой. Масса КА «Ромб» около 1100 кг. КА этого типа оснащены пассивными эталонными сферическими отражателями (ЭСО) и системой отстрела отражателей небольшими группами во время полета. Предельное количество отделяемых ЭСО на КА, запускаемых в период с 1975 по 1988 гг., составляло 24 шт., а с 1988 г. — до 32 шт. Материал ЭСО — алюминий. Диаметр 0,3 м, масса 0,6 и 1,2 кг.

Система отстрела обеспечивает одновременный отстрел в любой момент времени от одной до 12 пар ЭСО с фиксированными значениями скорости от 0,3 до 12 м/с. В состав бортовой аппаратуры КА входит аппаратура внешнетраекторных измерений, обеспечивающая измерение траекторных параметров движения КА наземными измерительными средствами.

Предусмотрена возможность оборудования КА системой импульсной световой сигнализации и лазерными уголковыми отражателями для высокоточных траекторных измерений, а также установки научной аппаратуры массой 200 кг в интересах организаций, непосредственно связанных с разработкой и эксплуатацией информационных средств.

КА этого типа предназначены для формирования одиночных и групповых скоплений малоразмерных КО в требуемой области околоземного пространства в интересах калибровки наземных РЛС и с учебной целью, а также для контроля параметров плотности верхних слоев атмосферы.

На корпусе КА установлены панели солнечных батарей, выдвижная штанга гравитационной стабилизации, антенны командной радиолинии и радиотелеметрической системы.

В различные периоды времени КА модернизировались и совершенствовались. При этом в основе создания многоэлементных КА использовалась унифицированная базовая конструкция, разработанная фирмой , которая одновременно применялась и для исследовательских спутников серии «Интеркосмос».

Специальная бортовая аппаратура, установленная на КА могла использоваться по целевому назначению в интересах организаций МО и промышленности, непосредственно связанных с эксплуатацией и разработкой информационных систем Войск РКО. «Руководством по применению космических аппаратов. » определен порядок работы организаций при использовании КА по целевому назначению с задействованием той или иной аппаратуры:

аппаратуры внешнетраекторных измерений;

эталонных сферических отражателей (ЭСО);

системы отстрела эталонных отражателей (СОТ);

аппаратуры определения скорости отстрела эталонных отражателей;

системы импульсной световой сигнализации (СИСС);

оптических уголковых отражателей (ОУО);

регистраторов оптического излучения (РОИ).

Комплекс бортовой служебной аппаратуры КА унифицирован по комплектациям и включает: аппаратуру системы командно-программной траекторной радиолинии (КПТРЛ); аппаратуру радиотелеметрической системы (РТС); систему успокоения, ориентации и стабилизации КА (СУОС); систему определения ориентации (СОО).

Реализация записи отраженного сигнала от КА «Вектор», «ЮГ» и «Ромб» приведена на рис.2. ЭПР КА «Ромб» носит резко выраженный флюктуирующий характер, обусловленный его сложной геометрической формой.

Рис.2. Реализация записи отраженного сигнала от калибровочного (1), юстировочного — при убранных антеннах КПТРЛ (2) и многоэлементного (3) космических аппаратов по результатам наблюдения РЛС сантиметрового диапазона волн.

1.4. Орбитальная структура космических аппаратов и порядок её восполнения

Основу постоянно действующей системы (ПДС) обеспечения испытаний составляют КА «Юг»,»Вектор»,»Ромб», которые запускаются с учетом задач Войск РКО на круговые и эллиптические орбиты.

В соответствии с требованиями на РКК «Тайфун» одновременно на орбитах могло находиться 6 КА «Ромб» и «Вектор» различной модификации (в том числе не более трёх КА «Вектор» и не более четырех КА «Ромб») и, в соответствии с требованиями к КА «Юг», — 3-4 КА «Юг».

Таким образом, общее количество КА, находящихся на орбитах в составе ПДС, составляло 9-10 КА. В зависимости от модификации КА могли выводиться на орбиты с параметрами: по наклонению плоскости орбиты к плоскости экватора — от 51 до 83 градусов, по высоте — от 280 до 2000 км. Такой состав и орбитальная структура КА обеспечивает решение широкого круга задач отработки, испытаний и поддержания в боевой готовности всех средств РКО.

Спрос на использование КА по целевому назначению достигал еженедельно до 35 заявок. Порядок организации запусков, сопровождение КА в орбитальном полете, изложены в, специально разработанных, «Руководствах по применению КА «Юг», «Вектор» и «Ромб» при отработке, испытаниях и поддержании боевой готовности средств Войск ПВО».

В cоответствии с «Руководствами. » запуски КА «Ромб», «Вектор» и КА «Юг» для поддержания структуры ПДС планировались с учетом текущих и перспективных потребностей обеспечения отработки, испытаний и поддержания в боевой готовности локационных средств систем ПРО, ПКО, ПРН и прогнозируемой космической обстановки.

Наряду со спутниками важнейшими элементами ПДС являются:

наземный комплекс управления (УНКС),осуществляющий командно-программное управление полетом КА и прием на Земле информации о состоянии работы бортовой аппаратуры КА; испытательный Центр и Центр контроля космического пространства (Войск РКО), осуществляющие прогноз движения КА, отделяемых с КА элементов и взаимодействие с объектами испытаний и научно-исследовательскими организациями (рис. 3.).

Запуски юстировочных и калибровочных КА в СССР были начаты в 1964 г., многоэлементных — в 1974 г. Всего за период 1964-1991 г. было запущено до 150 КА этого типа.

В настоящее время на околоземных орбитах находятся несколько юстировочных КА (11Ф633) «Вектор», запущенных в 1990-1994 гг. и прекративших своё активное существование, а также два калибровочных КА (17 Ф31) «Юг»(Космос 2265,2332),запущенных в 1993 и 1996 г. на высокоэллиптические орбиты. Благодаря известным отражательным характеристикам, по целеуказаниям с ЦККП, эти спутники могут успешно использоваться по целевому назначению.

Рис.3 Схема управления и функционирования ПДС при испытаниях и контроле характеристик РЛС с использованием ИСЗ.

2. Характеристика юстировочных и калибровочных космических аппаратов, используемых в США

1. 1964 г. ВМС США осуществили вывод на орбиту сфер для калибровочных целей, оценки влияния слабых солнечных бурь на орбитах спутников. Три пустотелые, полированные алюминиевые сферы, диаметром 355 мм. Две из них массой 1 кг и 10 кг запущены на круговые полярные орбиты высотой 1000 км. Третья сфера окрашена специальной белой краской с излучающей способностью 85%, поглощающей -15% (номер сфер по каталогу 900,902,1520). Наклонение плоскости орбиты (град) — 89,902; 89,897; 90,018. Высота в апогее — 1052 км, в перигее — 1052,9 км. Масса сфер (кг) — 0,98; 9,8; 3,5. Площадь проекции (м2) — 0,0987; 0,0987; 0,0987.

2. 1967 г. Вывод на орбиту двух пустотелых сфер ВМС США для калибровки РЛС и изучения плотности атмосферы. Сферы SDS N 2909,1967-53 и SDS N 2886,1967-53 В. Номер по каталогу 2209 и 2806. Период обращения 103,366;103,408 мин. Угол наклона плоскости орбиты — 69,972;69,069 град. Высота в перигее и апогее — 910,22; 911,67 км. Масса (кг) — 1,55; 2,48. Диаметр (м) — 0,406; 0,506. Площадь проекции (м2) — 0,130; 0,203. Данные о калибровочных сферах были опубликованы в печати для специалистов и исследователей, изучающих плотность атмосферы.

3. 1970 г. В рамках программы «DEFENDER» разработан пассивный спутник для калибровки наземных РЛС, предназначенных для наблюдения за КО, и для оценки возможностей РЛС по определению ориентации целей. Одна из конструкций ИСЗ, состоит из четырех «точечных» элементов, расположенных на вершинах тетраэдра. По взглядам специалистов, использование единой эталонной цели полезно для сравнения результатов измерений характеристик других объектов, проводимых РЛС, разнесенными на большие расстояния. Для измерения ЭПР цели желательно с большой точностью знать характер сигнала излучаемого РЛС, т. е. поляризацию и модуляционные характеристики зондирующего сигнала. Проводящая сфера является идеальной испытательной целью, поскольку её рассеивающие свойства хорошо известны и не зависят от ориентации сферы.

4. 1977-1981г. Применение ИСЗ с приемоответчиком, работающим по одновременному запросу с трех наземных станций, разнесенных на расстояние 500-800 км. В состав каждой наземной станции входит аппаратура для обнаружения и слежения за ИСЗ по сигналам передатчика, установленного на ИСЗ. Точность определения расстояния до ИСЗ не более 15м и рад. cкорости 0,1 м/с.

5. 1977-1981. Проведение многочисленных экспериментов с морскими, воздушными и наземными потребителями системы абонентской навигации. Испытания подтвердили возможность использования навигационной аппаратуры на борту КА. При этом точность определения текущего положения КА на орбите при полном развертывании системы (24 КА «Навстар») оценивалась для низкоорбитальных КА величиной 10-15 м.

6. 1993 г. С авиабазы Ванденберг (Калифорния) произведен запуск малого военного спутника системы «Рэдкал». Спутник массой 87 кг. был выведен на околоземную полярную орбиту высотой 828 км ракетой «Скаут». Cпециалисты США считают, что этот спутник будет служить «путеводной звездой» для навигационных спутников системы «Навстар», а также примерно, для 70 разбросанных по всему миру военных и гражданских РЛС американского управления по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА) МО и энергетики США. Полученные данные о параметрах движения спутника на орбите используются для оценки точности измерений наземных радаров.

7. Использование ИСЗ, запускаемого с 1976 г. с базы Ванденберг. Наклонение орбиты 110 градусов, высота в апогее 5945 км, высота в перигее 5840 км. Форма спутника — шар диаметром 0,61 м. Стартовая масса 411 кг. Оборудован уголковыми отражателями для лазерной локации. Обеспечивает измерение расстояния от ИСЗ до земной поверхности с точностью 2 см.

8. В 1994 г. проведен демонстрационный эксперимент с использованием трех пар калибровочных ИСЗ-сфер диаметром 2,4 и 6 дюйма, изготовленных из нержавеющей стали и алюминия. Вывод на орбиту сфер высотой 352 км и наклонением 57° осуществлен с помощью МТКК «Дискавери». ИСЗ предназначены для точной калибровки РЛС типа «Хейстак», обладающей разрешающей способностью по дальности 25 см. и возможностью формировать плоское изображение ИСЗ путем обработки устойчивых широкополосных когерентных сигналов, а также обнаруживать и измерять параметры малоразмерных орбитальных фрагментов на дальности 1000 км.

9. В рамках программы СОИ в 1988 г. проводился эксперимент («Дельта-181») с использованием отражателей различных конфигураций по проверке способов слежения за ракетами и отработке методов селекции боеголовок (БГ) среди ложных целей (ЛЦ). В ходе эксперимента предусматривалось решение следующих задач: формирование модели СБЦ на внеатмосферном участке траектории полета путем отстрела с КА до 15 элементов, имитирующих СБЦ с ложными и реальными целями; отработку методов обнаружения и селекции БГ среди ЛЦ по данным измерений датчиковых систем ИК-диапазона, установленных на второй ступени ракеты «Дельта» и КА; отработку датчиковых систем ИК-диапазона.

Анализ создаваемых в СССР и США спутников юстировочно-калибровочного класса показывает их важную обеспечивающую роль при отработке новых технологий, испытаниях и эксплуатации информационных средств РКО.

Прекращение работ по их созданию и развитию в РФ отрицательно влияет на многие важные направления работ в области ПРО, ПРН, ПКО и ККП.

Несмотря на финансовые ограничения, работы в области создания спутников юстировочно-калибровочного класса должны быть продолжены. В 1994-1995 гг. МАК «Вымпел», совместно с кооперацией соисполнителей, были обоснованы направления развития спутников этого класса в интересах всех средств РКО. Кроме того, были представлены предложения ИЗМИРАН и НПО «Элас» по оснащению этих ИСЗ высокотехнологичной, малогабаритной научной аппаратурой, расширяющей возможности их использования по целевому назначению и, в том числе, международному сотрудничеству.

Однако, работы в этой области были приостановлены в связи с реструктуризацией Войск ПВО.

В настоящее время в интересах модернизации и развития средств РКО актуально уточнение требований систем РКО к спутникам этого класса и определение кооперации разработчиков. Учитывая финансовые ограничения, целесообразно определить приоритетные направления их развития, одновременно рассмотрев возможности вывода КА этого типа на орбиту совместно с другими типами малоразмерных спутников.

При этом одной из первейших задач, на наш взгляд, должно быть принятие решения Заказчиком о создании юстировочно-калибровочного КА, оснащенного навигационной аппаратурой потребителей ГЛОНАСС, что повысит точность и достоверность контроля характеристик информационных средств, повысит эффективность его использования по целевому назначению, сократит объем требуемых при испытаниях и эксплуатации проводок ИСЗ средствами РКО.

1. Гозюмов исследовательские спутники юстировочно-калибровочного класса. МАК «Вымпел», 1996.

2. Сферы для калибровки РЛС наблюдения за орбитальными осколками, Перевод, 827-9, ГОНТИ МАК «Вымпел», 1994.

3. Тарасенко аспекты советской космонавтики, М., Агенство Российской печати, ТОО «Николь», 1992.

💥 Видео

Выживет ли человек в открытом космосе без скафандра? #ShortsСкачать

Основы теории движения космического аппарата. Гр. 1. Часть 1Скачать

Как летают «Союзы»: От «А» до «Я»Скачать

Урок 64. Искусственные спутники Земли. Первая космическая скорость. Геостационарная орбитаСкачать

Урок 62. Сила тяжести и вес тела. Невесомость.Скачать

Чем «питаются» космические аппараты?Скачать

Видео урок 1 Основы конструкций космических аппаратовСкачать

Лекция 7. Предполетные испытания космических аппаратовСкачать

ИНЖЕНЕР Насонов: Картошка на Марсе, Проблемы на МКС, Полеты за Солнечную системуСкачать

Сборник: Удивительные эффекты и загадки ракетСкачать

Введение. Состав систем космического аппарата. Проведение литературного обзора. Гр. 1. Часть 1Скачать

Классы МПК:	G01S5/12 путем индикации в одной системе координат пеленгов различной формы, например гиперболической, круговой, эллиптической, радиальной
Автор(ы):	Ислентьев Евгений Владимирович (RU) , Гречкосеев Александр Кузьмич (RU) , Кокорин Владимир Иванович (RU)
Патентообладатель(и):	ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ УНИТАРНОЕ ПРЕДПРИЯТИЕ «Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева» (RU)
Приоритеты:

Вектор состояния космического аппарата это