Спосіб вимірювання параметрів руху космічних апаратів оптичними засобами

Спосіб вимірювання параметрів руху космічних апаратів (КА) оптичними засобами, який полягає в тому, що в зоні видимості - сеансі вимірювань параметрів руху КА бортовий комплекс керування приймає щосекундно дані про парамет ри руху KA ( X, Y, Z, Vx , Vy , Vz , T ) у Гринвіцькій сис Корисна модель належить до галузі балістичного забезпечення польотів космічних апаратів (КА), зокрема, до наземних квантово-оптичних систем, може бути використана в підсистемах балістичного забезпечення польотів вітчизняними космічними апаратами, що працюють в умовах однопунктної технології, для вирішення задач з отримання високоточної інформації про параметри руху КА. Відомий спосіб вимірювання параметрів руху КА передбачає під час входу у зону видимості наземних оптичних засобів у темний час доби захват та супроводження підсвіченого Сонцем КА та проведення вимірів квантовою системою[1]. Недоліком відомого способу, є те, що КА та його найяскравіша частина з великим значенням коефіцієнтом відбиття - панелі сонячних батарей орієнтовані на Сонце, тому вірна ідентифікація КА та його захват у кут огляду квантової системи є досить складним. Разом з тим в цьому випадку зменшується відсоток відбитого опромінювання і точність вимірювань параметрів руху КА, частково цей недолік компенсується встановленням кутових відбивачів [3], але це є неефективним використанням ресурсів КА та невиправданим збільшенням його маси. Найбільш близьким до пропонованого технічним рішенням, обраним як прототип, є спосіб програмних відворотів КА [2]. У основу корисної моделі покладено завдання створити спосіб вимірювання параметрів руху КА оптичними засобами, який шляхом використання обчислювальних можливостей бортового комплексу керування та вимірів апаратури супутникової навігації дав можливість забезпечити орієнтацію сонячних батарей КА у напрямку квантовооптичної системи для збільшення альбедо КА на фоні зоряного неба та збільшити ймовірність точної ідентифікації КА та підвищити точність вимірів параметрів руху КА. Для рішення поставленого завдання у способі вимірювання параметрів руху КА оптичними засобами, який полягає в тому, що в зоні видимості сеансі вимірювань параметрів руху КА бортовий комплекс керування БКК) приймає щосекундно дані про параметри руху KA ( X, Y, Z, Vx , Vy , Vz , T ) у (13) 58545 (11) UA (19) Гринвічській системі координат з навігаційного приймача(ЄР5, «Глобалстар», «Глонасс»), обробляє їх, обраховує кути між надиром та напрямком на квантово-оптичну систему (вимірювальні засоби) та видає їх значення до підсистеми орієнтації та стабілізації для виконання відворотів, а в цей час квантово-оптичні засоби здійснюють захват, супроводження та високоточне вимірювання параметрів руху КА. При цьому в КА для точної ідентифікації та підвищення коефіцієнта відбиття КА використовують орієнтовані на вимірювальні засоби сонячні батареї. U темі координат з навігаційного приймача (ЄР5, "Глобалстар", "Глонасс"), обробляє їх, обраховує кути між надиром та напрямком на квантовооптичну систему (вимірювальні засоби) та видає їх значення до підсистеми орієнтації та стабілізації для виконання відворотів, а в цей час квантовооптичні засоби здійснюють захват, супроводження та високоточне вимірювання параметрів руху КА, який відрізняється тим, що в КА для точної ідентифікації та підвищення коефіцієнта відбиття КА використовують орієнтовані на вимірювальні засоби сонячні батареї. 3 Суть запропонованої корисної моделі полягає у наступному: Найбільш точними методами визначення параметрів руху КА є оптичні методи з використанням квантових систем. Підвищення розрізнювальної здатності КА та зростання вимагає покращення точності вимірів параметрів руху КА, що вимагає використання оптичних методів. Поряд з тим проведення сеансів вимірів поряд із специфікою функціонування самих квантовооптичних систем ускладнюється збільшенням КА та космічного сміття, що значно ускладнюють точну ідентифікацію КА та вимірювання його параметрів руху. До вимірюваних параметрів відносяться: - похила дальність від КА до вимірювача D; - швидкість зміни похилої дальності D; - кути, які визначають напрямок від вимірювача на КА (азимут А та кут місця  ); - похідні цих кутів А' та '; - кути між напрямком на апарат та двома фіксованими об'єктами (зорями, планетами, КА); - косинуси кутів між напрямком «вимірювач апарат» та фіксованими об'єктами (направляючі косинуси). Оскільки майже кожен сучасний космічний апарат містить у своєму складі навігаційний приймач, пропонується використати процесор БКК, який буде отримувати дані з навігаційного приймача, проводити обчислення необхідних кутів відвороту та видавати команди в підсистему орієнтації та стабілізації для виконання орієнтації робочої площини сонячних батарей на вимірювальні засоби. Алгоритм функціонування БКК є наступним. При вході в зону видимості оптичних засобів та їх наведення в напрямку ймовірного розташування КА (прогнозовані А та  на час входження) в результаті рішення навігаційної задачі апаратура супутникової навігації формує вектор  Kg  (KXg,KY ,KVx ,KVy ,KVz )T координат та g g g g швидкостей космічного апарата (КА) у Гринвічській рухомій системі координат (ГРСК), яка вводиться наступним чином: початок системи відліку у центрі Землі, вісь ОХ лежить у площині екватора та направлена на Гринвічський меридіан, вісь ОZ по осі обертання Землі, вісь OY доповнює систему до правої. Для визначення параметрів орієнтації сонячних батарей, визначаються координати наземної прийомної станції у системі відліку, що зв'язана з центром КА. Для цього послідовно виконуються наступні переходи. 1. Переведення координат КА із ГРСК до абсолютної екваторіальної системи координат (АГЕСК), яка вводиться наступним чином: початок системи відліку у центрі Землі, вісь ОХ лежить у площині екватора та направлена на точку весня 58545 4 ного рівнодення, вісь OZ колінеарна осі обертання Землі, вісь OZ доповнює систему до правої. Для того, щоб сумістити осі ГРСК та АГЕСК, достатньо зробити один поворот на кут S, що чисельно дорівнює зоряному часу на Гринвічському меридіані в заданий момент часу в UTC. Вектор  K  (KX,KY,KVx ,KVy ,KVz  )T координат та швидкостей в АГЕСК, із урахуванням переносної швидкості центра мас КА та обертання Землі із швидкістю , розраховуються по наступних формулах: KX   KX g  cos S  KYg  sin S KY  KX g  sin S  KYg  cos S KZ   KZ g KVx   KVx g  cos S  KVy g  sin S    KY KVy   KVx g  cos S  KVy g  cos S    KX  KVz   KVz g 2. Переведення координат наземних вимірювальних засобів   Pg  (PXg,PY ,PZg ) із ГРСК до АГЕСК (P ) g PX   PX g  cos S  PYg  sin S PY  PX g  sin S  PYg  cos S PZ   PZ g 3. Проводиться розрахунок координат наземних вимірювальних засобів в орбітальній системі координат (ОСК), яка вводиться наступним чином: початок системи відліку співпадає з центром мас КА, вісь ОХ направлена по радіусу-вектору супутника (проведеному із центру Землі), вісь OY паралельна трансверсальній складовій швидкості, вісь OZ доповнює систему до правої. Для визначення складових в ОСК необхідно послідовно виконати повороти на кути  (пряме сходження висхідного вузла орбіти), І (нахилення орбіти), U (аргумент широти супутника). Кути  , І, U обчислюються із  елементів вектору K  відповідно до методики, що викладена в [3]. Для подальших розрахунків складові швидкості в ОСК не використовуються. Координатні складові вектора  Po  (PXo,PY ,PZo,PVx ,PVy ,PVz )T в ОСК o o o o визначаються наступним чином: PX o  PX   KX       PYo   M   PY  KY  , де: PZ o  PZ   KZ       M - матриця переходу, яка розраховується по формулах: cos u sin   cos i sin u cos  sin u sin i   cos u cos   cos i sin u sin    M   sin u cos   cos i cos u sin   sin u sin   cos i cos u cos  sin i cos u  sin i sin   sin i cos  cos i    5 Далі проводиться розрахунок параметрів наведення сонячних батарей КА на вимірювальні засоби. Дальність від КА до наземної станції знаходиться наступним чином: 2 2 2 D  PX 0  PY0  PZ 0 Азимут відраховується в площині YOZ орбітальної системи координат від позитивного напрямку осі OY та змінюється від 0 до 360 градусів:   PZ o   при PYo  0, PZ o  0  arcstg    PY   o    PZ o     , A  arcstg   PYo  0  PY   180 при o     PZ o    arcstg    PY   360 при PYo  0, PZ o  0  o   Кут місця відраховується від площини YOZ та змінюється від - 90 до + 90 градусів (позитивним вважається відлік кута в бік позитивного напрямку осі ОХ):   PX o     arcctg   2 2   PYo  PZ o   При наведенні на наземні вимірювальні засоби кут  завжди буде негативним. Розраховані кути в залежності від способу керування орієнтацією та 58545 6 стабілізацією КА безпосередньо чи з перерахунком у квартеніони орієнтації видаються на виконавчі пристрої для переорієнтації. Джерела інформації: 1. Загорулько А.Н. Особенности программных способов управления космическими аппаратами при однопунктной технологии. // Моделювання та Інформаційні технологи: Збірник, наукових, праць. X.: НАНУ, Інститут проблем моделювання в енергетиці імені Г.Є. Пухова. - 2005.- Вип. 32. - С.80-87 2. Пат. № 29637 Україна, МПК G05B 17/00. Спосіб переорієнтації космічних апаратів: Пат. №29637 Україна, МПК G05B 17/00./ В.В. Ожінський, О.М. Загорулько,О.В. Кошовий, О.В. Жила (Україна). - № U2007 08340; Заявл. 20.07.07; Опубл.25.01.08; Бюл №2. -6 с 3. Охоцимский Д.Є., Сіхарулідзе Ю.Г. „Основи механіки космічного польоту" - М.:Наука, 1990. 4. Невзоров В.И., Титов Ю.М. «Антенные системы радиотехнических средств» Ленинград, ВИКИ им. Можайского, 1987- 107 стр. 5. Ефимов С.К., Нестерович А.Г., Яковченко А.И. «Аппаратура спутниковой навигации КА «Сич1М» и «Микроспутник»». «Космічна наука і технологія» 2ОО1.Т7.№4 с.114-116. 6. «Моделирование в радиолокации» (под ред. Леонова А.И.) М. «Советское Радио», 1979264стр. 7 Комп’ютерна верстка А. Крижанівський 58545 8 Підписне Тираж 23 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601