Способ коррекции траектории полета космического аппарата и устройство для его реализации

Способ коррекции траектории полета космического аппарата и устройство для его реализации

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к космической технике, в частности к навигации спутниковых систем.

Уровень техники

Принцип построения и конструкция устройств навигации спутниковых систем изложен в патентно-ассоциированной литературе, в частности в монографиях:

Е.П. Молотов «Наземные радиотехнические системы управления космическими аппаратами» [1], Москва, ФИЗМАТЛИТ, 2004. Труды ФГУП «РНИИ КП»;

А.В. Васильев, доклад «Использование метода глубокого комплексирования программного приемника радионавигационных сигналов ГЛОНАСС и микромеханических ИНС с целью повышения точности и надежности навигационных определений перспективных образцов малых КА» [2], IV НПК «МИКРОТЕХНОЛОГИИ В АВИАЦИИ И КОСМОНАВТИКЕ», РАН, Москва, 2006;

В.Д. Дишель, доклад «Методы высокоточной навигации и ориентации, их летная отработка и применение в терминальных инерциально-спутниковых системах управления средствами выведения и спуска с орбит» [3], ИКИ РАН Сборник трудов, Россия, Таруса, н.т.к., 22-25 сентября 2008 г С.157-190;

Liu; Gang Kevin; et al. «Устройство блока навигации, включающее гибридные системы глобального позиционирования (GPS) и инерциальной навигационной системы» [10], United States Patent Application №2008011454, May 15, 2008, Class at Publication 701/480;

Mizuochi; Shunichi; et al. «Способ отслеживания сигнала спутника и приемник сигнала» [11], United States Patent Application №20120038508, August 15, 2011, Class at Publication 342/357.23;

«Устройство радиоприема высокоскоростной информации космической радиолинии» [4], описание полезной модели, патент RU116293, приоритет от 20.12.2011;

«Радиоприемник цифровой информации» [5], изобретение, патент RU 2371845 опубликован в 2008 году;

«Устройство сдвига полосы частот» [6], изобретение, а.с. СССР №824401, опубликовано в 1979 году.

В способах высокоточной навигации систем разного целевого назначения находят применение спутниковые навигационные системы ГЛОНАССС и GPS. Система «ГЛОНАСС» предназначена для массового обслуживания систем различного технического построения и различного целевого назначения, потребители (НАП) используют сигналы «ГЛОНАСС», по которым определяют свои координаты и вырабатывают, в случае необходимости, управляющие воздействия для изменения траектории полета. Центр управления полетом наземного сектора анализирует вырабатываемые управляющие воздействия, подтверждает их выполнение или выполнят траекторные измерения, уточняет управляющие воздействия, выдает команду выполнения на борт КА.

Ориентация космических аппаратов (КА) и других подвижных средств, коррекция траектории их движения требует достижения все возрастающих точностей.

Потребители системы ГЛОНАСС - навигационные космические аппараты (НКА) [1, стр.221] обеспечиваются информацией на несущих в диапазонах 1600 и 1250 МГц. В цифровой информации потребителю передаются данные: альманах и оперативная информация. Структура радионавигационного сигнала содержит псевдослучайную последовательность дальномерного кода скорости 5,11 Мбит/с и цифровую информацию (навигационные сообщения) со скоростью 50 бит/с.

Координаты потребителя с помощью НАП определяются посредством расчета по измеренным дальностям от потребителей до НКА. Из измерений значений переданных данных (ПД) вычитаются ошибки от влияния тропосферы и ионосферы на распространяющийся радиосигнал. Для определения ионосферных ошибок использует когерентные частоты f₁ и f₂, отношение частот γ=(f₁/f₂)² [1, стр.230]. Измерение дальности производится по запаздыванию двоичного периодического сигнала PN-последовательности на трассе, радиальная скорость определяется по доплеровскому смещению частоты несущей, восстанавливаемой после «свертки» PN-модуляции. Погрешности ПД:

- погрешности эфемеридной информации и частотно-временных поправок;

- ошибки за счет шумов приемника и внешних помех;

- особенности распространения радиоволн в тропосфере и ионосфере.

Высокоорбитальную спутниковую систему «ГЛОНАСС» для навигации космических низкоорбитальных подвижных средств образует орбитальная группировка из 24 навигационных космических аппаратов (НКА), расположенных в 3 плоскостях по 8 НКА в каждой плоскости. В состав системы ГЛОНАСС входит сегмент навигационной аппаратуры пользователей. Высота круговой орбиты группировки - 19,1·10³ км над поверхностью Земли.

Потребитель в любой точке до высот - 2·10³ км над поверхностью Земли принимает сигналы не менее четырех НКА. При высотах более 2·10³ км радионавигационное поле становится дискретным в пространстве. Выведение КА на рабочую орбиту показано на Фиг.1. При полете КА по орбите спутника или полет к планете траекторию полета делят на несколько участков: выведения, приземный, перелета, подлета, формирования рабочей орбиты. Коррекции траектории полета КА показаны на Фиг.2.

Развитие средств навигации

В докладе А.В. Васильева [2] рассматривался способ комплексирования аппаратуры потребителя системы ГЛОНАСС и инерциальных навигационных систем на устройстве Фиг.4. Рассмотрены действия способа: выработка управляющих воздействий автономно для изменения траектории полета; показано повышение точности навигационных определений от глубокого комплексирования программного приемника радионавигационных сигналов ГЛОНАСС, микромеханических инерциальных систем (ИНС). На основании выработанных процессором значений проекций вектора ускорения и скорости движения в навигационном вычислителе вычисляют составляющие линейной скорости и координаты местоположения подвижного средства в пространстве, используют информацию для управления центром масс непосредственно на борту подвижного средства.

Схема сигнального процессора содержит: многомерный коррелятор, схему слежения за задержкой радионавигационных сигналов, блок оценки частоты радионавигационных сигналов, схему выделения символов информации, схему поиска сигналов НКА, генератор опорной ПСП. Навигационный процессор выполняет вторичную обработку фильтром Калмана и хранения эфемеридной информации. Блок инерциальной навигационной системы (БИНС) содержит: блок акселерометров, блок гироскопов, навигационный вычислитель БИНС.

К основным блокам радиоприемного устройства отнесены: коррелятор, генератор опорной ПСП, блок поиска сигналов НКА, схемы слежения за задержкой (следящий измеритель дальности) и за доплеровским сдвигом частоты принимаемых радионавигационных сигналов (РСН), схемы выделения символов информации, блок хранения эфемеридной информации, фильтр Калмана, уточненные значения задержки τ ^ и доплеровского сдвига частоты f ^ d o p .

Рассчитанные значения (исходные значения) задержки τ ^ и доплеровского сдвига частоты f ^ ∂ o n используются в схеме поиска сигналов НКА, схемах слежения за задержкой и доплеровским сдвигом частоты радионавигационных сигналов от каждого НКА системы ГЛОНАСС до борта НАП.

В докладе отмечено, что метод комплексирования при обработке информации позволяет достичь требуемого качества навигационных определений в случае работоспособности измерителей параметров движения. Срывы сопровождения в схемах слежения за задержкой и несущей частотой являлись довольно распространенными, предполагаемая причина - низкий уровень помехоустойчивости аппаратуры потребителя.

В докладе В.Д. Дишель [3] «Методы высокоточной навигации и ориентации, их летная отработка и применение в терминальных инерциально-спутниковых системах управления средствами выведения и спуска с орбит» изложена информационно-страховочная технология интеграции инерциальной и спутниковой навигационных систем, содержащая две фазы полета.

Первая фаза накопления измерительной информации (фаза накопления):

а) прием сигналов (разовые «сырые» измерения АСН) от m различных навигационных космических аппаратов (НКА), в текущем времени t;

б) повторение п. а) периодически на интервалах осреднения ⌊ t 0 , t f ⌋ μ , где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения, текущего времени t участка уточнений;

в) определяют обобщенные (сглаженные) измерения в шагах осреднения ⌊ t 0 , t f ⌋ μ , в цифровом исполнении бортовым процессором, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения;

г) определяют, в шагах осреднения ⌊ t 0 , t f ⌋ μ , параметры оценок:

- дальности h D j   ( j = 1 , 2 , … , m ) ;

- скорости h D ˙ j   ( j = 1 , 2 , … , m ) ;

- вектора состояния x_H(t);

i=0, 1, 2, …, k, t_i+1=t_i+ΔT_изм; t_k=t_f;

д) формируют вектор разовых измерений размерности 2m h(x, t_i);

е) получают оценки вектора обобщенных измерений δJ размерности 2m,

ж) уточняют «интегрируемую траекторию» оценками вектора состояния обобщенных измерений δJ;

з) минимизируют погрешности оценки точности навигации, используя вектор многомерного пространства, линейную фильтрацию, оптимальный фильтр - модифицированный фильтр Калмана.

Вторая фаза точной навигации, операции фазы:

определяют сходимость интегрируемой траектории и вспомогательной интегрируемой траектории;

формируют и передают в НКУ (для контроля) навигационные определения динамического маневра;

определяют управляющие воздействия исполнительных технических устройств;

принимают команду подтверждения реализации навигационных определений;

устраняют отклонения и корректируют траекторию для достижения конечного результата этапа штатной навигации;

выполняют динамический маневр.

Получены положительные результаты информационно-страховочной технологии при летно-конструкторских испытаниях с использованием аппаратуры спутниковой навигации ГЛОНАСС/GPS и наземный комплекс управления (НКУ), при пусках РКК в составе ракеты-носителя «Союз» с разгонным блоком «Фрегат» пусков 2003-2006 гг.[3, стр.180].

В описании заявки на выдачу патента США №20080114544 [10] «Оценка относительного положения между навигационными единицами» приведено гибридное устройство блока навигации. Первый навигационный блок включает в себя гибрид глобальной системы позиционирования (GPS) и инерциальной навигационной системы (INS). Гибридный GPS/INS компонент предоставляет первичную информацию от модуля GPS и от первого блока навигации. Первый навигационный блок выполнен с возможностью приема второй информации GPS и второй информации INS от второго навигационного блока и включает в себя фильтр Калмана.

Показано на примерах применение блока навигации для автономной дозаправки в воздухе беспилотного летательного аппарата (первое транспортное средство) танкером (второе транспортное средство) для быстрого и точного соединения заправки стрелы Фиг.20. Другой рассматриваемый пример приложений, точный заход на посадку и посадка самолета (вертолета) на корабль. Важная проблема, которая решается, это автоматическое, надежное, точное взаимное расположение двух движущихся средств.

Компьютерная программа системы позиционирования содержит набор инструкций для получения первой глобальной системы позиционирования: информации НАП, информации инерциальной навигационной системы (INS) для первого транспортного средства, передаваемой на второе летательное средство; информации GPS и INS для второго транспортного средства, определение двойных разностей измерений фазы несущей на основе первой и второй информации GPS; оценки относительной скорости между первым транспортным средством и вторым транспортным средством на основе первого и второго средств INS информации.

Навигационный блок содержит фильтра Калмана, настроенный на обновление оценки INS, который устраняет ошибки оценки относительного положения между первой и второй единицами навигации на основе двойных разностей GPS измерения фазы несущей и первой и второй INS информации.

В рассмотренном устройстве блока навигации, содержащем гибридные системы GPS/INS, выявлены следующие основные отличительные признаки устройства:

КА спутниковой навигационной системы (204 - обозначения на схеме),

первое транспортное средство - беспилотный летательный аппарат (БПЛА) (102), содержащий аппаратуру потребителя НАП, систему позиционирования своего пространственного положения, с навигационным блоком;

второе транспортное средство - танкер (104), содержащий аппаратуру потребителя НАП, систему позиционирования своего пространственного положения, с навигационным блоком;

компьютерная программа позиционирования пространственного положения БПЛА 102 по отношению к танкеру 104 для быстрого точного соединения заправки стрелы 106, как показано на Фиг.20, использующая определение двойных разностей измерений фазы несущей на основе первой и второй информации GPS.

В заявке на выдачу патента США №20120038508 [11] заявлен способ отслеживания сигнала спутника и приемник сигнала. Приемник принимает спутниковый сигнал позиционирования и осуществляет следующие операции: вычисление первой доплеровской частоты использования принимаемого сигнала, полученной посредством приема спутникового сигнала, вычисление второй доплеровской частоты с использованием первой доплеровской частоты, и сигнала от блока датчиков, включающего, по крайней мере, датчик ускорения, и полученный сигнал со спутника с учетом частоты Доплера. Для автомобиля выполнен расчет параметров его движения с использованием индивидуальной инерциальной навигационной системы и космической навигационной системы.

На Фиг.21 представлена блок-схема навигационного устройства автомобиля, содержащего GPS антенну (50), приемник GPS (100), блок инерциальной навигационной системы, главный процессор, устройство клавишного ввода данных, дисплей, блок звукового сообщения, часы и запоминающее устройство, радиочастотный блок, схему приемника (ПО), схему обработки основной полосы частот (120), INS блок (200), главный процессор (400), аппарат для управления (500), дисплей (600), звук (700), часы блок (800), запоминающее устройство (900), которое представляет собой запоминающее устройство для хранения различных видов программ или данных для реализации системной программы или функций навигации.

Сенсорный блок (300), известный как инерционное измерительное устройство, включает датчик ускорения как один из видов инерциальных датчиков. Результаты, полученные сенсорным блоком (300), выводятся в INS блок (200), когда это необходимо.

Главный процессор (400) [0119] представляет собой устройство для управления каждым блоком машины, передает временные GPS данные, выводимые из блока GPS-приемника (100), выполняет процесс отображения на карте, указывает текущее положение транспортного средства. На дисплейном блоке (600) на основании выходного сигнала GPS данных звук служит для навигации голосом (700).

Манипулятор (500) [0120] включает сенсорную панель, переключатель, клавиши, кнопки сигнал, используемые в блоке (400) обработки хоста.

Дисплейный блок (600) [0121], в том числе жидкокристаллический дисплей, - это устройство отображения различной информации на основе входного сигнала.

Экспериментальный результат получения траектории и расчетные значения транспортного средства иллюстрированы результатом: в сильном электрическом поле окружающей среды; под слабым электрическим полем окружающей среды; в условиях многолучевого распространения. Результат под слабым электрическим полем показан схеме Фиг.22. Слабое электрическое поле - точность вычисления сильно падает, истинная траектория не отслеживается (аномальное измерение). Сильное электрическое поле - "превышение" означает явление, при котором вычисление не включается.

В техническом решении применялись следующие признаки операций: цифровая обработка сигналов НКА и инерциальной системы INS процессором с помощью программного обеспечения [0193 - обозначение места в описании заявки на выдачу патента №20120038508]; прием сигналов от НКА [0022]; измерение отношения сигнал/шум несущей частоты в радиоприемном устройстве подвижного средства [0181]; получение измерительной информации с использованием корреляции данных сигналов [0056]; вычисление доплеровских частот от принимаемых сигналов навигационных космических аппаратов (НКА) [0011]; расчет прогнозируемой доплеровской частоты с использованием сигнала от датчиков скорости и ускорения ИНС транспортного средства [0011]; использование петлевых фильтров для выделения сигналов [0022, 0023]; применение запоминания расчетных данных цепи обработки сигналов [0038, 0040]; вычисления псевдорасстояния от аппарата НКА [0057]; вычисления местоположения транспортного средства [0051]; предварительная обработка сглаживанием процесса [0182]; исключение приема «слабых» сигналов в процессе предварительной обработки сигнала (пропуск спутников, дающих слабый сигнал, а также сильный сигнал) [0185], обработка с переходом на следующий НКА [0189]; корректировка совокупной доплеровской частоты и направления движения, получение вектора движения [0193]; повторение процесса прогнозирования с использованием фильтра Калмана, обновление и коррекция процесса состояния системы, уточнение вектора скорости [0083]; вычисления текущего положения транспортного средства, завершение операций вычислительного процесса [0194]; хранение программных блоков навигатора [0124]; отображение карты дисплеем с указанием текущего положения транспортного средства [0119]; формирование звукового сообщения, воспроизведения звука навигатором [0122].

Рассмотренные средства используют в траекторных измерениях обработку информации с использованием динамического фильтра Калмана (of Kalman).

На основе анализа патентно-ассоциированной литературы и патентной документации выявлено значительное количество технических решений, содержащих комбинированные системы управления движением (GNSS/INS) как отдельных транспортных средств: автомобилей, морских и речных судов, самолетов, космических аппаратов, а также использования этих средств комплексно в самолетах (вертолетах) и авианосцах (вертолетоносцах); самолетах-заправщиках и самолетах дальней авиации; космических аппаратах и международной космической станции и т.д.

Поскольку космический аппарат движется с первой космической скоростью (около 6 км/сек), что во много раз больше скорости самолета, автомобиля или морского (речного) судна, возможен значительный сдвиг по частоте радиосигнала из-за эффекта Доплера и замираний. Для транспортных средств, движущихся с различной скоростью, эффект Доплера проявляется по-разному. Для космических аппаратов возможен значительный сдвиг по частоте радиосигнала из-за эффекта Доплера и замираний.

Характеристика прототипов

Способ

Из рассмотренных аналогов прототипом заявляемого способа коррекции траектории космического аппарата выбран способ, изложенный в докладе В.Д. Дишель «Методы высокоточной навигации и ориентации, их летная отработка и применение в терминальных инерционно-спутниковых системах управления средствами выведения и спуска с орбит» [3], а прототипом устройства коррекции траектории космического аппарата выбрано устройство, приведенное в докладе А.В. Васильева «Использование метода глубокого комплексирования программного приемника радионавигационных сигналов ГЛОНАСС и микромеханических ИНС с целью повышения точности и надежности навигационных определений перспективных образцов малых КА» [2].

В информационно-страховочной технологии интегрированной инерциальной и спутниковой навигационной системе содержатся две фазы полета: накопления измерительной информации и точной навигации:

Первая фаза накопления измерительной информации (фаза накопления) содержит:

а) прием сигналов (разовые «сырые» измерения АСН) от m различных навигационных космических аппаратов (НКА), в текущем времени t;

б) повторяют п. а) периодически на интервалах осреднения ⌊ t 0 , t f ⌋ μ , где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения, текущего времени t участка уточнений;

в) определяют обобщенные (сглаженные) измерения в шагах осреднения ⌊ t 0 , t f ⌋ μ , в цифровом исполнении бортовым процессором, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения;

г) определяют, в шагах осреднения ⌊ t 0 , t f ⌋ μ , параметры оценок:

- дальности h D j   ( j = 1 , 2 , … , m ) ;

- скорости h D ˙ j   ( j = 1 , 2 , … , m ) ;

- вектора состояния x_H(t);

i=0, 1, 2, …, k, t_i+1=t_i+ΔТ_изм; t_k=t_f;

д) формируют вектор разовых измерений размерности 2m h(x, t_i);

е) получают оценки вектора обобщенных измерений δJ размерности 2m;

ж) уточняют «интегрируемую траекторию» оценками вектора состояния обобщенных измерений δJ;

з) минимизируют погрешности оценки точности навигации, используя вектор многомерного пространства, линейную фильтрацию, оптимальный фильтр - модифицированный фильтр Калмана.

Вторая фаза точной навигации, операции фазы:

определяют сходимость интегрируемой траектории и вспомогательной интегрируемой траектории;

формируют и передают в НКУ (для контроля) навигационные определения динамического маневра;

определяют управляющие воздействия исполнительных технических устройств;

принимают команду подтверждения реализации навигационных определений;

устраняют отклонения и корректируют траекторию для достижения конечного результата этапа штатной навигации;

выполняют динамический маневр.

В процессе обработки информации применяют фильтр Калмана, матрица которого учитывает закон распределения случайной величины, разброса измерений.

Получены положительные результаты информационно-страховочной технологии при летно-конструкторских испытаниях с использованием аппаратуры спутниковой навигации ГЛОНАСС/GPS и наземного комплекса управления (НКУ), при пусках РКК в составе ракеты-носителя «Союз» с разгонным блоком «Фрегат» пусков 2003-2006 [3, стр.180].

Устройство

Прототип заявляемого устройства осуществляет прием радиосигнала с одной боковой для устранения глубоких замираний от эффекта Доплера [2], приведен на Фиг.4, и содержит: последовательное соединение антенного блока 1, радиочастотного блока 2 с приемом радиосигналов одной боковой полосы в фазе накопления, аналого-цифрового преобразователя (АЦП) 3 фазомодулированных сигналов, процессоров сигнального 4 и навигационного 5, инерциальную навигационную систему 6 и блок вычисления ожидаемых значений задержки РНС и доплеровского сдвига частоты 7.

Сигнальный процессор 4 содержит: многомерный коррелятор 14, первый выход которого соединен с первым входом схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов (I_E, Q_E; I_L, Q_L) 10, второй выход многомерного коррелятора 14 соединен со вторым входом блока оценки частоты f ^ d o p радионавигационных сигналов (I_P, Q_P) 11, выход f ^ d o p которого соединен с первым входом схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов 10, входом схемы выделения символов информации 12 и выходом схемы выделения символов информации 12; схему поиска сигналов НКА 13, третий вход которой соединен с третьим входом сигнального процессора и вторым входом схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов 10; генератор опорной ПСП 15, выход которого соединен со входом многомерного коррелятора 14, а вход соединен с выходом схемы поиска сигналов навигационного космического аппарата 13.

Навигационный процессор 5 содержит блок алгоритмов вторичной обработки (фильтр Калмана) 8 и блок хранения эфемеридной информации 9. Вход блока хранения эфемеридной информации 9 подключен к третьему входу процессора навигационного, соединенного с третьим выходом процессора сигнального 4, который соединен с выходом ϑ_inf(t) схемы выделения символов информации 12. Первый и второй входы блока алгоритмов вторичной обработки (модифицированный фильтр Калмана) подключены соответственно к первому и второму входам процессора навигационного, соединенному с соответствующими первым и вторым входами процессора сигнального, которые соответственно соединены с выходом τ ^ схемы слежения за задержкой радионавигационных сигналов 10 и с выходом f ^ d o p блока оценки частоты радионавигационных сигналов 11.

После выведения на орбиту для изменения траектории полета используют спутниковые навигационные системы и командно-измерительные системы, дающие большие точности, чем инерциальная навигационная система 6, содержащая блок акселерометров 17, блок гироскопов 18, соединенные с навигационным вычислителем 16, который соединен с блоком вычисления ожидаемых значений задержки радионавигационных сигналов и доплеровского сдвига частоты 7, выход которого содержит прогнозируемую частоту Доплера f ˜ d o p .

В обработках информации применяют фильтр Калмана, матрица которого учитывает закон распределения случайной величины, разброс измерений.

Основной недостаток прототипов способа и устройства заключается в том, что комплексирование не учитывает, что в разбросах всех измерений есть составляющие разброса от эффекта Доплера детерминированного происхождения в виде глубоких замираний, дающие отношения сигнал/шум ниже порогового, и искажения.

Раскрытие изобретения

Способ

Технический результат заявляемого способа коррекции траектории полета КА заключается в компенсации детерминированных искажений, вызываемых эффектом Доплера, (устранение глубоких замираний и искажения сигнала) с целью уменьшения разбросов «сырых» измерений и потерь сигнала.

Технический результат достигается тем, что радиоприем сигналов НКА выполняют после вхождения в связь.

1. Способ коррекции траектории полета космического аппарата, содержащий фазу накопления и фазу коррекции траектории полета, характеризующийся тем, что:

в фазе накопления выполняют прием (с одной боковой) сигналов и выполняют действия:

и) определяют спектр быстрого преобразования Фурье (БПФ) начальной установки контрольной частоты F₁ образцовых частот;

к) осуществляют прием сигналов от m различных навигационных космических аппаратов (НКА), в текущем времени t, выполнение операций:

выделяют образцовый сигнал (когерентные частоты f₁ и f₂), формируют блок фазовых отсчетов контрольной частоты, заносят в память;

выделяют фазовые отсчеты радионавигационного сигнала (дальномерного) сигнала («сырых» измерений дальномерного сигнала), заносят в память;

переводят в частотную область быстрого преобразования Фурье (БПФ) фазовые отсчеты контрольной частоты, получают расхождения спектральных составляющих в частотной области;

переводят в частотную область быстрого преобразования Фурье (БПФ) фазовые отсчеты радионавигационного сигнала («сырые» измерения дальномерного сигнала), заносят в память;

устраняют расхождение спектральных составляющих от эффекта Доплера в спектральных составляющих «сырых» измерений радионавигационного сигнала, получают спектр фаз принятого радионавигационного сигнала;

получают фазовые отсчеты радионавигационного сигнала обратным преобразованием Фурье (ОПФ);

б) повторяют п. к) периодически, на интервалах осреднения ⌊ t 0 , t f ⌋ μ , где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения, текущего времени t участка уточнений;

в) определяют обобщенные (сглаженные) измерения в шагах осреднения ⌊ t 0 , t f ⌋ μ , в цифровом исполнении бортовым процессором, где µ - шаги определений, на возрастающих интервалах осреднения;

г) определяют, в шагах осреднения ⌊ t 0 , t f ⌋ μ , параметры оценок:

- дальности h D j   ( j = 1 , 2 , … , m ) ;

- скорости h D ˙ j   ( j = 1 , 2 , … , m ) ;

- вектора состояния x_H(t);

_i=0, 1, 2, …, k, t_i+1=t_i+ΔТ_изм; t_k=t_f;

д) формируют вектор разовых измерений размерности 2m h(x, t_i);

е) получают оценки вектора обобщенных измерений δJ размерности 2m,

уточняют «интегрируемую траекторию» оценками вектора состояния обобщенных измерений δJ;

минимизируют погрешности оценки точности навигации, используя вектор многомерного пространства, линейную фильтрацию, оптимальный фильтр - фильтр Калмана;

в фазе коррекции траектории полета космического аппарата выполняют следующие операции:

формируют и передают в НКУ навигационные определения динамического маневра, рассчитанные на борту;

определяют управляющие воздействия исполнительных технических устройств;

принимают команду подтверждения реализации навигационных определений с уточнениями или без уточнений НКУ;

устраняют отклонения для достижения конечного результата этапа штатной навигации, выполняют динамический маневр.

Устройство

Технический результат заявляемого устройства коррекции траектории полета космического аппарата направлен на устранение глубоких замираний и компенсацию детерминированных искажений от эффекта Доплера.

Устройство для коррекции траектории полета космического аппарата содержит: антенный блок, радиочастотный блок, сигнальный процессор, навигационный процессор, блок инерциальной навигационной системы (БИНС), блок вычисления ожидаемых значений задержки радионавигационных сигналов (РНС) и доплеровского сдвига частоты, устройство компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС).

Устройство компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС) содержит: демодулятор образцового сигнала (ДМ_ОС), вычислитель искажений образцового сигнала (ВИС), блок компенсации искажений (БКИ), блок отсчетов исправленного фазового сигнала (БФС), решающий блок символьный (РБС), блок памяти фазовых отсчетов сигнала получателя (ПАМ_П), блок памяти отсчетов образцового сигнала (ПАМ_ОС), подключенный к выходу демодулятора образцового сигнала, процессор компенсации расхождений.

Описание чертежей и детализация устройства

Признаки и сущность заявленного изобретения поясняются в последующем детальном описании, иллюстрируемом чертежами (см. Фиг.1-Фиг.19), где показано следующее.

Фиг.1. Выведение КА на рабочую орбиту;

Фиг.2. Коррекция траектории полета КА;

Фиг.3. Графическое изображение последовательности операций в фазе точной навигации;

Фиг.4. Блок-схема устройства навигации спутниковых система, прототип;

Фиг.5. Экспериментальные данные пуска КА Globalstar-1, выходные параметры системы навигации и ориентации, разброс «сырых» измерений сигнального процессора бортовой аппаратуры;

Фиг.6. Пояснения к процессам отбраковки и сглаживания измерений, интегрирования двух навигационных траекторий (штатной и вспомогательной), ввода фаз накопления информации и точной навигации;

Фиг.7. Блок-схема устройства коррекции траектории полета космического аппарата;

Фиг.8. Схема устройства компенсации паразитного сдвига фаз спектральных составляющих (УК ССС) 19;

Фиг.9. Спектральное представление модулирующей синусоиды;

Фиг.10. Векторное представление составляющих быстрого преобразования Фурье;

Фиг.11. Векторное изображение образцового сигнала;

Фиг.12. Замирание от эффекта Доплера;

Фиг.13. Сигнал составляющих векторов, где φ_r=0;

Фиг.14. Сдвиг фаз составляющих, замирание сигнала;

Фиг.15. Сигнал модуляции меандром;

Фиг.16. Искажение меандра от сдвига фаз колебаний;

Фиг.17. Искажение меандра;

Фиг.18. Область ошибочных решений решающего блока символьного;

Фиг.19. Графическое изображение последовательности операций в фазе накопления;

Фиг.20. Реализация устройства в беспилотном летательном аппарате (БПЛА) и самолете-танкере;

Фиг.21. Схема функциональной конфигурации навигационного устройства автомобиля;

Фиг.22. Вариант спутникового позиционирования наземного потребителя под слабым электрическим полем.

Заявляемое устройство коррекции траектории полета космического аппарата характеризуется на Фиг.7 следующими взаимосвязанными элементами:

1 - антенный блок;

2 - радиочастотный блок приема радиосигналов;

4 - процессор сигнальный;

5 - процессор навигационный;

6 - блок инерциальной навигационной системы (БИНС);

7 - блок вычисления ожидаемых значений задержки радионавигационных сигналов и доплеровского сдвига частоты;

8 - блок алгоритмов вторичной обработки (фильтр Калмана);

9 - блок хранения эфемеридной информации;

10 - схема слежения за задержкой радионавигационных сигналов;

11 - блок оценки частоты радионавигационных сигналов;

12 - схема выделения символов информации;

13 - схема поиска сигналов навигационного косми