Способ навигации космического аппарата по небесным источникам периодического излучения

Способ навигации космического аппарата по небесным источникам периодического излучения

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано в системах получения информации о навигационных параметрах космического аппарата по небесным источникам периодического излучения, например пульсарам.

Уровень техники

В качестве аналога взята система автономной навигации космического аппарата (КА), суть которой вместе с используемыми технико-технологическими методами навигации изложена в работе [1]. Основной задачей космической навигации является определение вектора состояния КА по измерениям текущих навигационных параметров, по результатам обработки которых определяют параметры движения - координаты и скорости КА с целью обеспечения полета по траектории (орбите). Кроме того, в математических моделях движения КА, наряду с координатами и скоростями, в число параметров движения включают также ускорения КА.

Движение КА в пространстве характеризуют вектором скорости и радиусом-вектором r(x,y,z). Для определения вектора состояния КА в заданный момент времени используют соотношения, которые связывают составляющие вектора скорости и координаты в этот момент с результатами навигационных измерений. По результатам навигационных измерений определяют искомые параметры движения, а по известным параметрам движения - координатам и скорости КА-методами небесной механики определяют его траекторию (орбиту). Для уменьшения влияния на точность решения навигационной задачи ошибок измерений, обусловленных погрешностью бортовых приборов, проводят многократные навигационные измерения и применяют статистическую методику решения и за счет избыточности исходной информации сглаживают случайные ошибки измерений.

Траекторию (орбиту) КА, которая определена по измеренным навигационным параметрам, сопоставляют с рассчитанной по динамической модели движения небесных тел, которая определяет пространственные координаты космического аппарата как функцию текущего эфемеридного времени, являющегося независимой переменной в уравнениях выбранной модели движения КА.

Из-за действия возмущающих факторов, не учитываемых моделью движения, измеренная, или истинная траектория движения КА, отличается от расчетной. При расхождении истинной и расчетной траектории под воздействием возмущающих факторов, выходящем за пределы допустимой величины, для исправления ошибок траектории выполняют корректирующий маневр КА. Для обеспечения заданной точности корректирующего маневра на борту КА воспроизводят базисные направления, которые определяют выбранную систему отсчета. С этой целью платформу КА ориентируют в соответствии с базисными направлениями и поддерживают ее с высокой точностью в течение цикла навигации.

Для обеспечения точности определения координат КА в пределах нескольких десятков метров погрешность бортовых часов не должна превышать нескольких наносекунд в пределах интервала в несколько часов [1]. Для формирования системных шкал времени в наземных комплексах навигационных систем используют групповые атомные стандарты с целью обеспечения высокой равномерности. Кроме того, системные шкалы времени синхронизируют с Международной шкалой координированного времени UTC. В силу специфических ограничений стабильность и смещение шкалы времени бортовых часов на несколько порядков уступает шкалам времени наземных комплексов. По этой причине бортовые часы требуют регулярных и более частых, обычно не реже ежесуточных, сличений с более стабильными наземными шкалами, для чего в системах навигации используют передачу сигналов точного времени для синхронизации бортовых часов [1].

Общим недостатком решения навигационной задачи с помощью автономной навигации является низкая точность определения параметров движения центра масс КА, обусловленная инструментальными и методическими погрешностями бортовых навигационных измерений, неполным учетом в навигационных алгоритмах сил, фактически воздействующих на КА в полете, погрешностями физических констант, определяющих закон движения, погрешностями счета на бортовом компьютере и др. Так, например, ошибки наведения автоматической межпланетной станции «Вега-1» и «Вега-2» (миссии 1985-1986 гг.) составила около 400 км вдоль орбиты кометы Галлея и до 200 км в плоскости, ортогональной вектору относительной скорости встречи кометы и АМС. Ошибка во времени встречи составила около 15 с.

С целью повышения точности навигационных измерений, техническими средствами наземного командно-измерительного комплекса (КИК) проводят внешне-траекторные измерения, по результатам которых определяют следующие текущие навигационные параметры, с помощью которых контролируют орбиту КА:

- наклонная дальность от измерительного пункта до КА;

- радиальная скорость КА относительно измерительного пункта;

направляющие косинусы линии визирования КА, а также углы, определяющие ориентацию этой линии относительно направлений, неизменно связанных с поверхностью Земли;

- углы линии визирования КА относительно направлений на звезды или планеты.

Методом уточнения орбиты КА по измерениям наклонной дальности и скорости изменения дальности, основанным на геометрических векторных соотношениях, учитывают особенности существующих измерительных средств и его используют как предпочтительный.

Общими недостатками рассмотренных систем навигации КА являются следующие.

1. Снижение абсолютной точности измерения параметров орбиты (траектории) с увеличением расстояния до КА в процессе космического полета в силу особенностей геометрических соотношений и недостижимость высокоточного определения и прогнозирования параметров орбит.

2. Ограниченная ближним космосом область применения навигации по астрономическим объектам вследствие сложностей в уверенном обнаружении и сопровождении этих объектов бортовой системой КА.

3. Высокие требования к стабилизации платформы КА, обеспечивающей постоянство углов линии визирования КА и осей координатных систем отсчета относительно направлений на звезды или планеты.

Пригодный для осуществления космических полетов способ астрономической навигации космического аппарата включает в себя выбор базового физического объекта - звезды или планеты, определение (визирование) направления в пространстве, соответствующего выбранному базовому объекту, по отношению к координатным осям космического аппарата и использование указанного направления в качестве одной из осей системы координат при определении положения космического аппарата.

Недостатком прототипов - астрономического способа навигации и устройства для его осуществления является то, что область их применения ограничена лишь той частью Галактики и Солнечной системы, в которой точно известна карта звездного неба и ее изменения, происходящие при перемещении космического аппарата.

В дальнем и сверхдальнем космосе этот способ и соответствующие устройства практически неприменимы, поскольку не соблюдается допущение о неподвижности звезд относительно космического аппарата, что вызывает сложности в уверенном обнаружении и сопровождении этих объектов, а их использование для определения навигационных параметров приводит к существенным ошибкам в вычислении вектора текущего состояния космического аппарата.

С целью преодоления указанных ограничений для навигации космических аппаратов предложено использовать космические источники пульсирующего излучения в широком спектре излучаемой энергии, от рентгеновского до радиочастотного диапазонов. Наиболее распространенным источником такого излучения являются нейтронные звезды - пульсары. Известны, как наиболее близкие по технико-технологической сущности, способ и система навигации космического аппарата (КА), суть которых изложена в работе [2]. По импульсному излучению источника, принимаемому с помощью расположенного на борту КА приемника, определяют моменты времени, соответствующие принятым импульсам излучения источника. На основе расчетной модели предвычисляют моменты прихода импульсов излучения пульсара в барицентре Солнечной системы. Определяют разность моментов, вычисленных в барицентре и измеренных по наблюдениям в точке расположения приемника, по ним вычисляют радиус-вектор космического аппарата и определяют навигационные параметры КА в инерциальной барицентрической системе, начало которой совпадает с центром масс Солнечной системы.

В описании патента [2] отсутствуют конкретные примеры и расчеты, подтверждающие достижимую точность определения местоположения КА относительно барицентра. Приведенная в описании расчетная величина погрешности определения местоположения КА, оцениваемая в пределах нескольких десятков метров, получена на основе предполагаемой нестабильности бортового стандарта времени, которая для поддержания такой точности не должна выходить за пределы порядка 10^-13, что, как указано, сопоставимо с нестабильностью периода собственного вращения пульсара. Однако здесь не учтены другие источники погрешностей, в том числе из-за случайных вариаций измеренных моментов времени выборочно регистрируемых импульсов пульсара, которые намного превышают нестабильность бортовых часов.

Рассмотренный способ навигации космического аппарата по излучаемым импульсам пульсара [2] имеет следующие недостатки.

Первый недостаток заключается в том, что для определения навигационных параметров КА используют расчетные моменты прихода импульсов излучения пульсаров в барицентр Солнечной системы, погрешность которых невозможно определить по результатам измерений моментов прихода импульсов излучения пульсаров, полученным непосредственно на борту КА.

Вторым недостатком является необходимость физической привязки текущего времени КА к выделенному номеру импульса излучения пульсара для согласования показаний часов на борту КА с независимой переменной - эфемеридным временем в барицентре Солнечной системы.

Третий недостаток заключается в отсутствии средств подтверждения и уверенной индикации совпадения расчетной и истинной траектории КА в процессе определения вектора состояния и при выполнении корректирующих маневров КА.

Целью изобретения является повышение эффективности измерения навигационных параметров, повышение точности определения вектора текущего состояния и контроля результатов выполнения корректирующих маневров космического аппарата по наблюдениям периодического импульсного излучения пульсаров.

Поставленная задача решается тем, что координаты космического аппарата и составляющие вектора скорости определяют по совокупности измеренных интервалов периодического излучения небесных источников, например пульсаров. Прием сигналов периодического излучения пульсаров осуществляют одновременно на телескопе наземного командно-измерительного комплекса, местоположение которого априори известно, и на телескопе космического аппарата, местоположение которого на траектории (орбите) определено расчетным путем по эфемеридам КА. Путем сопоставления совокупностей измеренных интервалов периодического излучения пульсаров, наблюдаемых на указанных телескопах, определяют отклонение истинного местоположения КА от расчетной точки на траектории (орбите), рассчитывают составляющие вектора скорости и ускорения центра масс КА и при необходимости выполняют корректирующий маневр КА с целью сближения истинного и расчетного местоположения КА на траектории (орбите). Величины отклонений истинного и расчетного местоположения КА определяют по расхождениям совокупностей интервалов импульсов пульсаров, наблюдаемых на указанных телескопах. Их совпадение индицируют по отсутствию расхождений, которые в этом случае принимают нулевые значения с оцениваемой точностью.

С этой целью определение координат и составляющих вектора скорости космического аппарата по небесным источникам пульсирующего излучения, например пульсаров, осуществляют с помощью этапов, в соответствии с которыми:

А) производят прием и накопление приемно-регистрирующим устройством телескопа наземного командно-измерительного комплекса периодических импульсных сигналов от небесных источников, по которым определяют моменты наблюдаемых импульсов небесных источников, например пульсаров, в топоцентрической координатной системе с центром в фазовом центре радиотелескопа, местоположение которого вычисляют относительно барицентра Солнечной системы по эфемеридам Луны, Земли и планет, и отсчитывают по шкале местного времени радиотелескопа, синхронизированного с Международной шкалой координированного времени UTC,

Б) выполняют последовательность наблюдений импульсов пульсара по установленным датам наблюдений, получают совокупность топоцентрических моментов импульсов пульсара в пределах протяженности наблюдений, определяемой установленными датами наблюдений,

В) полученную совокупность топоцентрических моментов импульсов по каждому наблюдаемому пульсару преобразуют в интервалы, которые отсчитывают от начального импульса пульсара в пределах протяженности наблюдений, по полученным интервалам корректируют величины наблюдаемого периода вращения пульсаров и производных таким образом, чтобы вычисленные по ним интервалы совокупности импульсов имели минимальное значение среднеквадратической величины разности наблюдаемых интервалов и вычисленных по скорректированным значениям периода и производных в пределах протяженности наблюдений,

Г) вычисляют отклонения наблюдаемого периода от средней величины в промежутках между наблюдениями, по отклонениям наблюдаемого периода рассчитывают отклонения наблюдаемых интервалов относительно вычисленных по наблюдаемым значениям периода и производных в пределах протяженности наблюдений,

Д) запоминают значения наблюдаемого периода и производных, вычисленные по ним интервалы совокупности импульсов, отклонения наблюдаемого периода от средней величины, отклонения наблюдаемых интервалов относительно вычисленных по наблюдаемым значениям периода и производных.

При этом значения наблюдаемого периода и производных, вычисленные по наблюдениям пульсаров на телескопе наземного командно-измерительного комплекса до начала полета, записывают в память бортового компьютера космического аппарата, после старта на телескопе космического аппарата выполняют наблюдения импульсов пульсаров на согласованную эпоху наблюдений по установленным датам, совпадающим с датами наблюдений, выполняемых на телескопе наземного командно-измерительного комплекса.

По результатам наблюдений получают совокупность моментов импульсов пульсаров, отсчитываемых по бортовым часам космического аппарата в координатной системе с началом в центре масс космического аппарата, местоположение которого вычисляют относительно барицентра Солнечной системы по эфемеридам космического аппарата с момента старта в течение всей продолжительности полета. Полученную совокупность моментов импульсов по каждому наблюдаемому пульсару преобразуют в интервалы, каждый из которых отсчитывают от наблюдаемого после старта начального импульса пульсара в пределах протяженности наблюдений.

Затем по полученным интервалам и записанным в память бортового компьютера значениям периода и производных корректируют отклонения наблюдаемого периода от средней величины таким образом, чтобы вычисленные по ним интервалы совокупности импульсов имели минимальное среднеквадратическое отклонение от наблюдаемых интервалов в пределах протяженности наблюдений. По скорректированным отклонениям наблюдаемого периода рассчитывают отклонения наблюдаемых интервалов относительно вычисленных по наблюдаемым значениям периода и производных в пределах протяженности наблюдений.

Запоминают значения наблюдаемого периода и производных, вычисленные по ним интервалы совокупности импульсов, отклонения наблюдаемого периода от средней величины, отклонения наблюдаемых интервалов относительно вычисленных по значениям наблюдаемого периода и производных.

Далее по каналу связи с командно-измерительного комплекса передают и записывают в память бортового компьютера отклонения наблюдаемого периода от средней величины и отклонения наблюдаемых интервалов относительно вычисленных по наблюдаемым значениям периода и производных. Сравнивают величины отклонений интервалов импульсов пульсаров, наблюдаемых на телескопах наземного командно-измерительного комплекса и космического аппарата. По их разности определяют радиус-вектор истинного местоположения космического аппарата относительно расчетной точки траектории и векторные величины скорости и ускорения космического аппарата и по ним принимают решение о выполнении корректирующего маневра космического аппарата для сближения истинной и расчетной траекторий.

При этом радиус-вектор истинного местоположения космического аппарата относительно расчетной точки траектории и векторные величины скорости и ускорения космического аппарата определяют на эпоху наблюдения пульсаров в виде проекций на ортогональные пространственные оси координатной системы, начало которой выбирают в центре масс космического аппарата, пространственные оси ориентируют на наблюдаемые пульсары таким образом, чтобы направления пространственных осей на пульсары совпадали, а при несовпадении измеряют угловые расхождения пространственных осей с направлением на пульсары, при этом проекции указанных векторных величин на ортогональные оси вычисляют с учетом направляющих косинусов, которые определяют по измеренным угловым расхождениям пространственных осей и направлением на пульсары.

Следующим аспектом изобретения является то, что моменты наблюдаемых импульсов пульсаров на установленную эпоху по датам наблюдений и интервалы, отсчитываемые от начального импульса пульсара в пределах протяженности наблюдений, определяют по наблюдениям гигантских импульсов пульсаров, излучаемых с пиковой плотностью потока порядка (10⁴-10⁶) янски, в наносекундном диапазоне длительности, с регулярностью в пределах нескольких событий в час.

Следующим аспектом изобретения является то, что телескопы командно-измерительного комплекса и космического аппарата по установленным датам наблюдений, которые определяют год, месяц, число и время начала наблюдений, наводят на пульсары поочередно по списку записанных в память пульсаров, измеряют моменты наблюдаемых импульсов по каждому пульсару из списка и по средней величине моментов импульсов первого и последнего наблюдаемого пульсара из списка определяют текущую эпоху по установленным датам наблюдений.

Следующим аспектом изобретения является то, что телескоп наземного командно-измерительного комплекса устанавливают на удаленном от поверхности Земли космическом объекте, местоположение которого априори известно, например, на искусственном спутнике Земли, находящемся на геостационарной орбите в плоскости экватора на высоте, близкой к 35786 км.

Следующим аспектом изобретения является то, что интервалы наблюдаемых импульсов пульсаров отсчитывают для каждого пульсара от выбранного начального импульса до текущего наблюдаемого импульса пульсара и вычисляют по скорректированным значениям периода и производных всю совокупность интервалов, содержащуюся в границах протяженности наблюдений, с погрешностью в пределах 50-100 не для всех интервалов импульсов каждого пульсара.

Перечень фигур

Фиг.1. Общая схема навигации космического аппарата,

где PSR1, PSR2, PSR3 - наблюдаемые пульсары, КИК - командно-измерительный комплекс, КА - космический аппарат, КС - канал связи.

Фиг.2. Усредненные профили импульсов пульсаров В1937+21 и В0531+21,

где а) усредненный профиль импульсов излучения пульсара В1937+21,

б) усредненный профиль импульсов излучения пульсара В0531+21.

Фиг.3. Сопоставление интервалов пульсарного времени и координат в топоцентрической и барицентрической координатных системах,

где а) по оси (TTi-TBi) - разность наблюдаемых интервалов в координатных системах; по оси c(TTi-TBi) - разность расстояний до пульсара по наблюдениям PSR В1937+21 на телескопе и в барицентре Солнечной системы;

б) отклонения интервалов в координатных системах;

в) по оси ΔTTi-ΔTBi - разность отклонений интервалов;

по оси с(ΔTTi-ΔTBi) - расхождение в определении координат.

Фиг.4. Схема определения вектора состояния космического аппарата.

где а) определение вектора состояния КА при совпадении направлений на пульсары с пространственными осями координатной системы КА;

б) определение вектора состояния КА при несовпадении направления на пульсар с пространственными осями координатной системы КА;

КАрасч, КАист - расчетное и истинное местоположения КА на траектории.

Фиг.5. Моделирование навигационных параметров космического аппарата,

где а) отклонения наблюдаемого периода вращения PSR В1937+21 в топоцентрической и барицентрической координатных системах;

б) моделируемое отклонение наблюдаемого периода в координатной системе наземного телескопа;

в) моделируемое отклонение наблюдаемых интервалов в координатной системе наземного телескопа;

г) разность отклонений наблюдаемых интервалов в координатных системах космического аппарата и наземного телескопа.

Сокращения

КА - космический аппарат.

КИК - командный измерительный комплекс.

КС - канал связи.

ИСЗ - искусственный спутник Земли.

БСК - барицентрическая система координат.

ГСК - геоцентрическая система координат.

ТСК - топоцентрическая система координат.

МПИ - момент прихода импульса пульсара.

ТВ - интервал пульсарного времени в барицентре Солнечной системы.

ТТ - интервал пульсарного времени в фазовом центре радиотелескопа.

ТА - интервал пульсарного времени в центре масс космического аппарата.

Термины

Навигационная задача - определение пространственно-временных координат космического аппарата относительно выбранной инерциальной (базовой) системы координат, а также составляющих его скорости [1].

Навигационный параметр - геометрический параметр вектора состояния КА [1].

Вектор состояния КА - совокупность линейных координат и составляющих скорости КА в заданный момент времени [1].

Радионавигационный параметр - измеряемый в интересах навигации параметр радиосигнала, по которому определяют геометрический навигационный параметр вектора состояния КА [1].

Орбита - траектория, по которой движется небесное тело или космический аппарат относительно центрального тела.

Барицентр - центр масс системы тел, например центр масс Солнечной системы.

Эфемериды планет Солнечной системы - сгенерированные компьютерной программой координаты планет Солнечной системы и их спутников, которые определены в заданные моменты времени, являющегося независимой переменной в уравнениях движения небесных тел.

Эфемериды космического аппарата - таблицы, заносимые в память бортового компьютера, которые содержат заранее вычисленные относительные координаты КА для ряда последовательных моментов равномерно текущего эфемеридного времени, являющегося независимой переменной в уравнениях движения КА [1].

Геодезические координаты - широта и долгота точки на поверхности Земли, определяемые относительно геодезической вертикали. С 1984 г. для определения геодезических координат введена Всемирная геодезическая система WGS-84.

Эпоха наблюдения - момент времени, на который приводятся координаты небесных тел. До 1984 года координаты в каталогах звезд относились к среднему экватору и равноденствию на начало бесселева года: В 1900.0, В1950,0. Начиная с 1984 г., вместо бесселева года используется юлианский год, например, J2000.0.

Юлианская дата - форма записи по шкале времени, ведущей отсчет в сутках от начального момента, соответствующего 12h 1 января 4713 г. до новой эры по Юлианскому календарю. Модифицированная Юлианская дата равна Юлианской дате минус 2400000,5 суток [3].

Модифицированная Юлианская дата наблюдения - десятичное число, у которого целая часть определяет MJD (в сутках), и десятичная дробь, определяющая часть суток (продолжительностью суток считают 86400 с) на дату наблюдения, измеряемая от их начала до наблюдаемого события. Например: MJD=46053,7825072939094 соответствует календарной дате 19.12.1984 г. с моментом события 86400с·0,7825072939094=67608,63019377 с от начала суток на эту дату.

Шкала времени - непрерывная последовательность интервалов времени определенной длительности, отсчитываемая от начального момента [3].

Международная шкала координированного времени UTC - шкала времени, рассчитываемая так, что смещение относительно Международной шкалы атомного времени составляет целое число секунд, а относительно шкалы всемирного времени не превышает 0,9 с [3].

Всемирное время - общее значение шкал времени, основанных на вращении Земли вокруг своей оси [3].

Атомное время - время по шкале, в которой единица времени равна секунде Международной системы единиц СИ [3].

Интервал времени - время, протекающее между моментами двух событий.

Измерение интервала времени - экспериментальное определение длительности измеряемого интервала времени в принятых единицах величин [3].

Протяженность наблюдений - интервал времени между начальным и последним наблюдаемыми событиями в данном ряду (последовательности) событий.

Обозначения

DELTA_Р_КИК - отклонения наблюдаемого периода от средней величины в промежутках между наблюдениями на телескопе КИК.

DELTA_Т_КИК - отклонения наблюдаемых интервалов относительно вычисленных по наблюдаемым на телескопе КИК значениям периода и производных в пределах протяженности наблюдений.

DELTA_Р_КА - отклонения наблюдаемого периода от средней величины в промежутках между наблюдениями на телескопе КА.

DELTA_Т_КА - отклонения наблюдаемых интервалов относительно вычисленных по наблюдаемым на телескопе КА значениям периода и производных в пределах протяженности наблюдений.

Описание изобретения

В соответствии с предлагаемым способом навигацию космического аппарата по небесным источникам пульсирующего излучения осуществляют с помощью этапов, при которых:

A) производят прием и накопление приемно-регистрирующим устройством телескопа наземного командно-измерительного комплекса периодических импульсных сигналов от небесных источников, по которым определяют моменты наблюдаемых импульсов небесных источников, например пульсаров, в топоцентрической координатной системе с центром в фазовом центре радиотелескопа, местоположение которого вычисляют относительно барицентра Солнечной системы по эфемеридам Луны, Земли и планет и отсчитывают по шкале местного времени радиотелескопа, синхронизированного с Международной шкалой координированного времени UTC,

Б) выполняют последовательность наблюдений импульсов пульсара по установленным датам наблюдений, получают совокупность топоцентрических моментов импульсов пульсара в пределах протяженности наблюдений, определяемой установленными датами наблюдений,

B) полученную совокупность топоцентрических моментов импульсов по каждому наблюдаемому пульсару преобразуют в интервалы, которые отсчитывают от начального импульса пульсара в пределах протяженности наблюдений, по полученным интервалам корректируют величины наблюдаемого периода вращения пульсаров и производных таким образом, чтобы вычисленные по ним интервалы совокупности импульсов имели минимальное значение среднеквадратической величины разности наблюдаемых интервалов и вычисленных по скорректированным значениям периода и производных в пределах протяженности наблюдений,

Г) вычисляют отклонения DELTA_Р_КИК, по ним рассчитывают отклонения DELTA_Т_КИК,

Д) запоминают значения наблюдаемого периода и производных, вычисленные по ним интервалы совокупности импульсов, отклонения DELTA_Р_КИК и DELTA_Т_КИК.

На Фиг.1 приведена общая схема навигации космического аппарата по наблюдаемым импульсам излучения пульсаров. Наблюдения пульсаров PSR1, PSR2, PSR3 проводятся с помощью телескопов космического аппарата и наземного командно-измерительного комплекса, на которых измеряют моменты прихода наблюдаемых импульсов пульсаров и по ним определяют геометрические параметры вектора состояния космического аппарата.

Моменты прихода импульсов (МПИ) пульсаров на телескопе командно-измерительного комплекса отсчитывают в системе координат с центром в фазовом центре телескопа, местоположение которого на Земле определяют геодезическими координатами Всемирной геодезической системы WGS-84. МПИ импульсов пульсаров, наблюдаемых на телескопе космического аппарата, отсчитывают в системе координат с центром в центре масс космического аппарата, местоположение которого рассчитывают по эфемеридам космического аппарата относительно барицентра Солнечной системы.

Физические параметры пульсаров [4]

Период вращения: от нескольких миллисекунд (самый короткий период из известных у пульсара В 1937+21 составляет около 1,56 с) до нескольких секунд (около 4,3 с у пульсара В1845-19).

Производная периода: от 1,78×10^-20 с/с (пульсар В1855+09) до 1,2×10^-11 с/с (J0437-47).

Вторая производная периода: в каталогах имеются сведения лишь для некоторых пульсаров. Влияние второй производной на измеряемые моменты импульсов пульсара их из-за их малости незначительно по сравнению с погрешностью измерений. Для взятого здесь в качестве примера пульсара В1937+21 составляет 3,7·10^-32 с^-1.

Плотность потока излучения пульсаров на частотах 400 МГц (S400) и 1400 МГц (S1400) находится в диапазоне от нескольких тысячных долей до нескольких единиц Янеки (Jy). Для пульсара В1937+21:S400=240 mJy, S1400=16 mJy.

Ширина среднего профиля излучения импульса пульсара составляет от 0,1 до 0,5 или более от длительности периода вращения. Профиль излучения может быть двухкомпонентным как у пульсара В1937+21.

Отношение сигнал/шум пульсара на входе усилителя радиотелескопа зависит от плотности потока излучения и находится в пределах от 10^-1 до 10^-3 и даже меньше для слабых пульсаров.

На Фиг.2,a показан усредненный профиль импульсного излучения миллисекундного пульсара J1939+2134 (В1937+21) по наблюдениям в радиочастотном диапазоне 600 МГц на радиотелескопе РТ-64 в Калязине. Он обладает высокой плотностью среднего потока радиоизлучения, в несколько сотен миллиянски в этом диапазоне, что обеспечивает уверенный прием импульсного излучения. Период вращения составляет около 1,56 мс и отличается чрезвычайно высоким постоянством периода вращения. Производная периода вращения составляет 1,05·10^-19 с/с, что на несколько порядков меньше, чем у большинства пульсаров.

Для приема сигналов пульсаров в радиочастотном диапазоне, плотность потока излучения которых не превышает нескольких единиц Янски, используют радиотелескопы с большими геометрическими размерами образующих диаграмму элементов: от зеркал в несколько десятков метров в диаметре у полноповоротных телескопов до километровых полотен у радиотелескопов с фазовым управлением диаграммой направленности. Такие требования, обычные для наземных радиотелескопов, трудновыполнимы для телескопов, устанавливаемых на космические аппараты.

По этим причинам для целей пространственно-временных измерений на борту космических аппаратов используют пульсары с излучением в рентгеновском диапазоне частот, энергия излучения которых определена в диапазоне приблизительно (0,1-10000) keV. Особенности использования рентгеновских пульсаров в навигации космических аппаратов детально рассмотрены в [2]. Главное их преимущество в том, что детекторы рентгеновского излучения не требуют большого пространства при размещении в бортовых системах КА. Характерные размеры детектора составляют 10×10×30 см³.

Однако по другим характеристикам рентгеновские пульсары существенно уступают возможностям радиопульсаров. Так, рентгеновские пульсары не обладают такой высокой стабильностью периода вращения, как радиопульсары, что создает дополнительные трудности при обработке принимаемых сигналов и определении МПИ. Наблюдаются непериодические изменения интенсивности излучения, что затрудняет координатные определения космических объектов. Многие рентгеновские пульсары, будучи транзиентными объектами, обладают неустойчивым излучением, с большими паузами, когда излучение отсутствует, а достаточная для регистрации интенсивность сигнала существует только в относительно короткие промежутки. Наблюдаются непредсказуемые глитчи - сбои периода вращения, как полагают, в результате мощных «звездотрясений». Кроме того, затруднен прием сигналов рентгеновских пульсаров в наземных условиях ввиду выраженного эффекта поглощения энергии рентгеновского излучения в атмосфере Земли.

Таким образом, рентгеновские пульсары, хотя и обеспечивают детектирование энергии излучения более компактными устройствами, однако по своим физическим свойствам, определяющим стабильность энергии излучения и постоянство периода вращения, рентгеновские пульсары существенно уступают радиопульсарам в эффективности применения для решения навигационных задач.

На Фиг.2,б приведен усредненный профиль импульсного излучения пульсара В0531+21 в Крабовидной туманности в рентгеновском диапазоне (2-10 keV). Профиль содержит два импульса, один из них основной, и сопутствующий ему интерпульс, несколько меньшей амплитуды. Периодичность излучения составляет приблизительно 33,4 миллисекунды (на эпоху 48743.0 MJD). Этот пульсар наблюдают в широком диапазоне длин радиоволн, от 30 м до 3 мм. Оптические наблюдения проводятся в инфракрасном диапазоне от 0,5 до 5 мкм. С ракет и спутников ведутся рентгеновские и гамма-наблюдения в диапазоне энергий от 0,5 до 500 кэВ [5].

Сравнительно недавно было установлено, что пульсар В0531+21 несколько раз на протяжении часа генерирует короткие, наносекундной длительности импульсы, амплитуда которых превышает в тысячу и более раз средний уровень их радиоизлучения [6]. Пиковая плотность потока в импульсе составляет (0,3-1,0) 10⁶ Янски на частоте 0,6 ГГц и (1-2) 10⁴ Янски на частоте 4,85 ГГц. Число появлений гигантских импульсов на этих частотах составляет 6-8 и 2-3 за 1 час наблюдений соответственно. Излучение гигантских всплесков с плотностью потока радиоизлучения, достигающего нескольких миллионов Янски, позволяет уверенно принимать эти импульсы с помощью радиотелескопа, диаметр зеркала которого не превышает 10-20 метров [7], что укладывается в типичные размеры космических радиотелескопов для исследования межпланетного пространства Солнечной системы.

В радиоизлучении пульсара В 1937+21 также обнаружены гигантские импульсы с плотностью потока излучения до 120 кЯн в частотном диапазоне 1,4 ГГц [8]. В настоящее время ведется активный поиск пульсаров, излучающих гигантские импульсы в радиочастотном диапазоне, и список таких пульсаров постоянно пополняется.

Благодаря чрезвычайно высокой плотности потока радиоизлучения гигантских импульсов амплитуда сигнала на несколько порядков превышает средний уровень, при этом исключается необходимость длительного накопления сигналов, импульс излучения регистрируют как единичное событие, момент которого отсчитывают по шкале времени телескопа. Наблюдения гигантских импульсов повторяют, в результате получают совокупность моментов прихода гигантских импульсов на установленную эпоху по датам наблюдений. Все последующие действия над полученной совокупностью моментов прихода гигантских импульсов с целью измерения навигационных параметров космического аппарата полностью совпадают с действиями, приведенными в описании настоящего изобретения применительно к наблюдениям импульсов радиопульсаров.

Таким образом, пульсары, в радиоизлучении которых присутствуют гигантские импульсы, попадают в число источников, предпочтительных для космической навигации. При наблюдении небесных источников средствами наземного КИК следует учитывать, что из-за суточного вращения Земли некоторую часть суток пульсары могут оказаться вне видимости телескопа. Интервал времени в пределах суто