Средства наблюдения или слежения за полетом космических кораблей – B64G 3/00

Изобретение относится к радиолокации пассивных космических объектов (КО), например крупных метеоритов и астероидов (размерами более десяти метров), которые могут представлять опасность при столкновении с Землей. Способ включает радиолокационное зондирование КО, вращающегося в процессе полета, периодической последовательностью высокоразрешающих радиосигналов наносекундной длительности. Число этих импульсов соответствует числу ракурсов КО за период его вращения, максимальный из всех периодов вращения КО вокруг его осей. Этот период определяется по повторяемости радиолокационных портретов (РЛП), дающих разрешение по дальности, равное одной десятой минимального размера КО. При этом производят многократное измерение длительности РЛП освещенной части КО. По этой длительности далее производят оценку среднего радиуса КО по половине усредненной пространственной длины сигнала РЛП и линейного размера по удвоенной величине среднего радиуса. Технический результат изобретения состоит в обеспечении достаточной точности оценки размеров пассивных КО для того, чтобы при необходимости активировать орбитальные средства космической защиты. 1 ил.

Группа изобретений относится к методам и средствам траекторных измерений космических аппаратов (КА) с использованием линий радиосвязи. В способе используются три территориально разнесенные наземные измерительные станции (ИС) и приемоответчик КА. ИС измеряют значения радиальной скорости КА относительно ИС. При этом одна главная ИС (ГИС) работает в запросном режиме измерения данной скорости, а также дальности до КА. Две другие - ведомые ИС (ВИС) - работают в беззапросном режиме. Последние используют для измерения указанной скорости сигнал, сформированный приемоответчиком КА из запросной частоты ГИС. Измеренные доплеровские сдвиги частоты с ГИС и ВИС передаются в баллистический центр. Там вычисляются разности этих доплеровских сдвигов, эквивалентные измерениям радиоинтерферометров с базами, соответствующими расстояниям между ИС. В баллистическом центре по результатам измерений указанных скоростей и дальности рассчитывается траектория движения КА. Технический результат группы изобретений заключается в создании высокоточной и быстродействующей системы траекторных измерений с упрощенными конструкцией и эксплуатацией ее средств. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к методам и средствам траекторных измерений космических аппаратов (КА) с использованием линий радиосвязи. В способе используют три территориально разнесенные измерительные станции (ИС). Первая ИС работает в запросном когерентном режиме и измеряет относительные дальность и скорость КА, а также регистрирует время прихода ответной посылки запроса дальности с КА. Две другие ИС работают в беззапросном некогерентном режиме. Они принимают ответный (сдвинутый по частоте) сигнал с КА, сформированный из запросного сигнала первой ИС. По принятому сигналу две данные ИС определяют дальность и скорость КА относительно этих ИС, а также время прихода с КА ответной посылки запроса. Информация, принятая с трех указанных ИС, передается для обработки в баллистический центр. Технический результат группы изобретений заключается в обеспечении более высокой точности определения траектории полета КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космической области и может быть использовано для управления полетами космических аппаратов (КА). Интегрируют информационно-вычислительный комплекс центра управления ретрансляцией и связью коммуникационными средствами в структурно выделенный сегмент, организовывают канал связи с комплексом внешних информационных обменов, на едином структурно выделенном сегменте планируют, инициируют и реализуют одновременное выполнение программных процедур, осуществляющих прием и обработку заявок потребителей на предоставление услуг ретрансляции и связи по всем видам информации, осуществляют обмен по локальной вычислительной сети всеми видами полетной информации по управляемым космическим аппаратам, внешними абонентами через комплекс внешних информационных обменов, прогнозируют движения космических аппаратов относительно спутников-ретрасляторов, производят выбор маршрутов ретрансляции информации, осуществляют доведение до потребителей сообщений о предоставлении услуг ретрансляции и связи, формируют программы управления полетами космических аппаратов, реализуют выдачу программ управления на космические аппараты. Изобретение позволяет обеспечить управление полётами разнотипных КА. 2 ил.

Изобретение относится к системам наблюдения за полетом космического аппарата (КА) и может использоваться для определения параметров орбиты наблюдаемого КА. Для этого на орбиту выводят КА, в составе бортовой аппаратуры которого размещают навигационную аппаратуру потребителя глобальной навигационной спутниковой системы и аппаратуру измерения частоты сигнала, передаваемого наблюдаемым КА. В орбитальном полете выведенного КА определяют параметры его орбиты с помощью навигационной аппаратуры потребителя. Разрабатывают программу измерения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА, и измеряют частоту этого сигнала. Используют измеренную частоту сигнала в качестве навигационного параметра орбиты наблюдаемого КА. Накапливают измеренные значения навигационных параметров, проводят предварительную обработку результатов измерений. Определяют орбиту наблюдаемого КА по измеренным значениям частоты сигнала и параметрам орбиты выведенного космического аппарата. Технический результат изобретения состоит в уменьшении длительности мерного интервала, необходимого для определения параметров орбиты КА. 1 ил., 2 табл.

Изобретение относится к системам наблюдения за полетом космических аппаратов (КА) и может использоваться для определения параметров орбиты. Проводят измерения навигационных параметров орбиты КА с помощью наземных измерительных станций. Передают измеренные навигационные параметры в центр обработки. Там осуществляют преобразование измеренных параметров, при котором записывают моменты времени проведения измерений навигационных параметров в качестве программы измерений, а значения навигационных параметров, измеренные наземными станциями - в качестве результатов измерений. Проводят предварительную обработку преобразованных навигационных параметров и определяют параметры орбиты по преобразованным навигационным параметрам и вектору начального приближения искомых параметров орбиты. Достигаемый технический результат - повышение надежности выполнения технологического цикла определения параметров орбиты при значительном отклонении вектора начального приближения от искомых параметров орбиты за счет существенного расширения границ допустимой области нахождения параметров начального приближения. 1 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области космонавтики. Система обеспечения безопасности космических аппаратов (КА) состоит из модуля сбора геофизической информации (1) и блока базы данных параметров движения КА (2), которые своими выходами соединены с модулем обработки и анализа (МОА) (4), на вход которого подаются данные из базы данных характеристик бортовой аппаратуры КА (3), который сопоставляет данные о среде и траектории КА. Своим выходом МОА соединен с модулем выдачи рекомендаций по учету влияния среды (МРУВС) (6), который формирует рекомендации по управлению КА на основании полученных данных и возможных защитных мероприятий из базы данных типовых сценариев защитных мероприятий (5). Сигналы из МРУВС подаются на модуль разрешения на применение бортовой аппаратуры (БА) КА (МРП) (7) и на модуль закладки рабочих команд (МЗРК) (11). Выход МРП соединен с модулем планирования работы БА (МПР) (12). В своей работе МПР опирается на базу данных программ полета (8), соединенную с МРП для возможности определения возможных мероприятий с оборудованием без ущерба для целевых задач КА, а также базу данных графика работы средств наземного автоматизированного комплекса управления (10). На вход МПР подаются данные с модуля контроля состояния бортовой аппаратуры КА (9). Выход МЗРК соединен с входом модуля слежения за выполнением задач и программы полета КА (13), отслеживающим фактическое выполнение заложенных команд. Увеличивается срок службы БА КА. 1 ил.

Изобретение касается обеспечения управления полетами автоматических и пилотируемых космических аппаратов (КА). Оно может быть использовано при создании и развертывании центров управления полетами существующих и перспективных КА. Способ заключается в планировании и инициировании программных процедур - функций для обработки баллистической и телеметрической, а также специфической для каждого КА информации. Эти процедуры также составляют долгосрочные и суточные планы полета, проводят автоматизированную диагностику бортовой аппаратуры, формируют списки разовых команд и программ сеансов связи. Данные процедуры выполняются одновременно на средствах единого структурно выделенного сегмента, включающего в себя комплексы: баллистический, командный, телеметрический, информационно-вычислительный, моделирования и информационного обеспечения полетов. Комплексы интегрируются средствами локальной вычислительной сети. Осуществляют информационное взаимодействие между указанным сегментом и оставшимися после выделения аппаратно-программными средствами секторов управления. К локальной вычислительной сети данного сегмента с помощью стандартного интерфейса подключают информационно-вычислительный комплекс центрального ядра автоматизированной системы предупреждения об опасных ситуациях в околоземном космическом пространстве. На этом сегменте инициируют выполнение одновременно для всех КА программных процедур - функций для прогнозирования параметров относительного движения КА и объектов техногенного происхождения. При этом определяются расстояния между этими объектами при их максимальном сближении, выявляются объекты риска (при сближении менее чем на 15 км), прогнозируются вероятности их столкновения. Реализуются маневры уклонения КА от объектов риска при вероятности столкновения более 10^-4 . Расчет и проведение маневров уклонения выполняют на средствах баллистического информационно-вычислительного комплекса только после приема соответствующей информации по результатам выполнения программных процедур прогнозирования. Техническим результатом изобретения является обеспечение управления полетами КА в условиях засоренности околоземного космического пространства техногенным космическим мусором. 2 ил.

Изобретение относится к области лазерной локации. Лазерное устройство контроля околоземного космического пространства содержит установленные на первой оптической оси вспомогательный источник лазерного излучения, селектор угловых мод с первым зеркалом резонатора, задающий генератор рабочего лазерного излучения, полупрозрачное зеркало вывода излучения и второе зеркало резонатора. За зеркалом вывода установлены полностью отражающее зеркало, усилитель рабочего излучения, спектроделительное зеркало, первое и второе опорно-поворотные устройства (ОПУ). Отражающие поверхности зеркал ОПУ установлены встречно друг другу. За задней гранью спектроделительного зеркала расположены средства видеонаблюдения и контроля за положением удаленного объекта, а также оптико-электронное устройство для регистрации отраженного зондирующего излучения. На оптической оси, не совпадающей с первой, расположен локационный модуль, включающий последовательно установленные на оптической оси источник зондирующего лазерного излучения, средства формирования пространственного профиля и расходимости зондирующего излучения, полностью отражающую зеркальную систему транспортировки зондирующего излучения, третье и четвертое ОПУ, средства видеонаблюдения и контроля за положением удаленного объекта. Отражающие поверхности зеркал ОПУ установлены встречно друг другу. Также устройство содержит автоматизированную систему управления и контроля режимов работы, связанную с системой топогеодезической и временной привязки. Технический результат заключается в расширении объема контролируемого космического пространства. 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к технике определения и прогнозирования торможения космических аппаратов на низких орбитах вследствие вариаций плотности верхней атмосферы. Способ определения и прогнозирования движения космического аппарата заключается в том, что измеряют траекторные параметры космического аппарата на мерном интервале и записывают их в массив исходных измерений на заданном мерном интервале. Выполняют адаптивное уточнение среднего значения баллистического коэффициента нормированного среднеквадратического отклонения (k _atm) и интервала корреляции его вариаций ( ), при недостаточности данных для адаптации используют соответствующие априорные характеристики торможения. Массив априорных данных включает в себя число измерений на мерном интервале, значения среднеквадратических погрешностей компонентов вектора измерений, массив средних значений индексов солнечной и геомагнитной активности, а также массив заданных пользователем интервалов прогнозирования. Осуществляют расчет статистических характеристик погрешностей прогнозирования движения на мерном интервале и расчет весовой матрицы методом максимального правдоподобия P_k. Вычисляют оценку вектора состояния спутника на момент времени последнего измерения без учета атмосферного торможения. На основе остаточных невязок между измеренными и расчетными значениями параметров орбиты вычисляют оценки текущих и прогнозных значений баллистического коэффициента на основе остаточных невязок и на основе корреляции его вариации. Прогнозируют движение космического аппарата с учетом обращения к стандартным модулям интегрирования уравнений движения и расчета статистических характеристик погрешностей при прогнозировании движения. Достигается повышение точности определения и прогнозирования орбит космических аппаратов, подверженных влиянию торможения в атмосфере. 2 ил.

Изобретение относится к области автоматизированных систем управления подвижными объектами, преимущественно космическими аппаратами научного и социально-экономического назначения (КА НСЭН), в т.ч. перспективными. Способ применяется для создания информационно-вычислительного комплекса (ИВК) центра управления полетами (ЦУП) с использованием принципа унификации. По этому принципу, из состава секторов управления КА НСЭН выделяют некоторую общую часть аппаратно-программных средств (АПС) и методико-алгоритмического обеспечения. Данное обеспечение и АПС пригодны к использованию без ограничений при управлении полетами КА НСЭН практически любого типа. Выделяют в составе ИВК единый сегмент локальной вычислительной сети (ЛВС) путем интеграции специализированных ИВК секторов управления. Эту интеграцию, а также информационное взаимодействие между указанным сегментом ЛВС и АПС секторов управления обеспечивают коммуникационными средствами данного единого сегмента ЛВС. При этом АПС секторов управления обрабатывают специфическую информацию, свойственную каждому КА НСЭН. Выделение указанного единого сегмента ЛВС позволяет осуществлять обработку стандартной баллистической и телеметрической информации одновременно для всех управляемых КА НСЭН. Техническим результатом изобретения является создание унифицированного ИВК, обеспечивающего эффективное управление полетами разнотипных КА НСЭН. 2 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к установке для запуска летательного объекта, к системе для запуска летательного объекта и к способам запуска летательного объекта. Система для запуска содержит летательный аппарат, буксирующий установку для запуска. Установка для запуска содержит летательный объект, смонтированный посредством стропов с возможностью отделения на крыльевом корпусе таким образом, чтобы обеспечить возможность расположения головной части летательного объекта в направлении вверх при включении его двигателей в воздухе путем последовательного отсечения сначала одной, а затем оставшейся части стропов. Способ запуска летательного объекта в воздухе по первому варианту заключается в том, что летательный аппарат выполняет взлет со смонтированной на его верхней поверхности или нижней поверхности установкой для запуска. Установка для запуска отсоединяется от летательного аппарата после подъема ее на высоту запуска. После чего происходит отсоединение летательного объекта от крыльевого корпуса и производится его запуск. Способ запуска летательного объекта в воздухе по второму варианту заключается в том, что установка для запуска устанавливается в грузовом пространстве летательного аппарата. Достигается упрощение запуска летательных объектов. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к технике формирования траекторных измерений, определения параметров движения ИСЗ по этим измерениям и оценки точности прогнозирования движения ИСЗ на заданном интервале. Система содержит блоки: исходных данных (1), вход которого является входом системы, прогнозирования параметров движения ИСЗ (2), моделирования траекторных измерений (3), расчета значений измеряемого параметра (4), определения параметров движения ИСЗ (5), оценки точности прогнозирования параметров движения ИСЗ (6), выход которого является выходом системы. Входы и выходы блоков связаны друг с другом, как показано на схеме. Техническим результатом изобретения является повышение точности и надежности прогнозирования параметров движения широкого класса ИСЗ, с обеспечением оценок точности прогнозирования этих параметров для любого класса ИСЗ (низкоорбитальных, среднеорбитальных и высокоорбитальных). 1 ил.

Изобретение относится к технике формирования траекторных измерений, определения параметров движения ИСЗ по этим измерениям и оценки точности этого определения на мерном интервале. Изобретение может быть использовано в наземных и бортовых комплексах управления движением ИСЗ, а также на этапе эскизного проектирования. Система содержит блок исходных данных, блок прогнозирования параметров движения ИСЗ, блок расчета значений измеряемого параметра, блок определения параметров движения ИСЗ, блок моделирования траекторных измерений, блок оценки точности определения параметров движения ИСЗ. Выход последнего блока является выходом системы оценивания. Используемые блоки и их связи позволяют увеличить число задаваемых параметров, необходимых для оценки и увеличения количества реализаций моделируемых траекторных измерений. Это обеспечивает повышение точности и надежности оценивания процедуры определения параметров движения ИСЗ. Технический результат изобретения заключается в обеспечении оценок точности определения параметров орбит для любого класса ИСЗ (низкоорбитальных, среднеорбитальных и высокоорбитальных ИСЗ), оценок точности коррекции и маневра ИСЗ, а также контроля точности определения параметров орбит эксплуатируемых ИСЗ. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на борту искусственных спутников Земли, стабилизируемых вращением. Система содержит передатчик (20) аварийного объекта, космический аппарат (КА) и наземный пункт управления. КА имеет корпус, содержит инфракрасный датчик (2) горизонта и бортовую аппаратуру. Аппаратура включает в себя приемную антенну (3), устройство (4) сравнения, приемное устройство (5), первый измеритель (6) частоты Доплера, блокинг-генератор (7), схемы И (8), (9), вентили (10), (11), генератор (12) импульсов, счетчик (13) импульсов, схему (14) коммутации, запоминающее устройство (15), передатчик (16), передающую антенну (17), временное устройство (18), задающий генератор (19), усилитель (28) высокой частоты, второй гетеродин (29), второй смеситель (30), усилитель (31) второй промежуточной частоты, амплитудный детектор (32), ключ (33), формирователь (34) модулирующего кода, фазовый манипулятор (35) и усилитель (36) мощности. Наземный пункт управления содержит генератор (21) высокой частоты, первый гетеродин (22), первый смеситель (23), усилитель (24) первой промежуточной частоты, первый усилитель (25) мощности, дуплексер (26), приемопередающую антенну (27), третий (37) усилитель мощности, третий гетеродин (38), третий смеситель(39), усилитель (40) третьей промежуточной частоты, удвоитель (41) фазы, первый (42), второй (44) и третий (47) узкополосные фильтры, делитель (43) фазы на два, фазовый детектор (45), четвертый смеситель (46), второй измеритель (48) частоты Доплера и вычислительный блок (49). Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей системы путем обеспечения управления сбросом информации с КА на наземный пункт управления и уточнения элементов орбиты КА. 6 ил.

Изобретение относится к области организации службы единого времени, а более точно - к способам сличения шкал времени станций и синхронизации шкал времени станций. Способ сличения шкал времени станций заключается в том, что измеряют интервалы времени между моментом t₀ излучения основного первичного радиосигнала с основной станции и моментами t ₁, t₂ приема на основной станции соответственно основного и дополнительного первичных радиосигналов и моменты t₁, t₃ приема на основной станции основного первичного и конечного радиосигналов посредством космического аппарата и дополнительной станции. Измеряют доплеровские сдвиги N₁, N ₂ частот f₁, f₂ несущих соответственно основного первичного и конечного радиосигналов, принятых на основной станции, относительно частоты f ₀ несущей основного первичного радиосигнала, излученного с нее, и судят о сдвиге между шкалами времени основной и дополнительной станций по следующему соотношению:

Изобретение относится, в целом, к области космической навигации и геодезии. Предлагаемый способ включает излучение и ретрансляцию первичного и конечных радиосигналов между КА, основной и дополнительными (вспомогательными) наземными измерительными станциями. При этом дополнительно ретранслируют конечный радиосигнал с КА на основную наземную станцию и принимают его на этой станции. Радиосвязь конечным радиосигналом КА с одной или более дополнительными станциями осуществляют ретрансляцией первичного радиосигнала с КА на дополнительную станцию, приемом первичного сигнала на дополнительной станции, преобразованием его в конечный сигнал и приемом последнего на КА. О расстоянии между КА и основной измерительной станцией судят по интервалу между моментом излучения и моментом приема первичного сигнала на этой станции. О расстоянии между КА и дополнительной измерительной станцией судят по интервалу между моментом приема первичного и моментом приема конечного радиосигналов на основной станции. Дополнительно измеряют доплеровский сдвиг частоты несущей конечного радиосигнала, принятого на основной измерительной станции, относительно частоты несущей первичного сигнала, излученного с этой же станции. Расстояние между КА и дополнительной станцией определяют с учетом данного доплеровского сдвига. Технический результат изобретения направлен на уменьшение времени определения расстояний между КА и измерительными станциями, а также на повышение точности определения этих расстояний. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в крупногабаритных высокоточных трансформируемых конструкциях. Способ заключается в контроле ускорений и соответствующих им отклонений геометрических параметров от теоретических в контрольных точках. Контроль осуществляют непрерывно в реальном масштабе времени. Контрольные точки выполняют для всех формообразующих элементов конструкции антенны и каждую из них организуют общей. Устройство содержит систему контроля геометрии и ускорения, которая выполнена в виде совмещенных датчиков пространственного положения и ускорений. Датчики представляют собой миниатюрные трехосные блоки гироскопов-акселерометров, которые электрически связаны через аналого-цифровые преобразователи с бортовой высокопроизводительной информационно-измерительной управляющей системой. При этом бортовая высокопроизводительная информационно-измерительная управляющая система через соответствующие усилители мощности электрически связана с исполнительными органами протяженных элементов конструкции космического аппарата. Технический результат заключается в повышении достоверности контролируемых параметров и улучшении радиотехнических характеристик антенны. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способам определения местоположений объектов радионавигационными средствами наземного и космического базирования и может быть использовано на космических аппаратах (КА), стабилизируемых вращением. Предлагаемый способ заключается в измерении частоты Доплера беззапросным методом при появлении сигнала передатчика аварийного объекта в поле зрения приемной антенны КА. При этом находят пространственное положение КА в моменты, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю. Дважды измеряют в эти моменты угол между осью антенны и осью датчика горизонта с привязкой измерения к бортовому времени КА и вычисляют координаты подспутниковых точек. По координатам данных точек и значениям указанного угла определяют местоположение аварийного объекта на поверхности Земли. Дополнительно, при появлении КА в зоне приема на наземном пункте управления формируют высокочастотное колебание на исходной частоте, которое преобразуют с помощью первого гетеродина в сигнал (напряжение) на первой промежуточной частоте. Этот сигнал усиливают, излучают в эфир и улавливают на КА, где его преобразуют с помощью второго гетеродина в сигнал на второй промежуточной частоте. Данный сигнал манипулируют по фазе модулирующим кодом с информацией о местоположении аварийного объекта, излучают в эфир и улавливают на наземном пункте управления. Там его преобразуют с помощью третьего гетеродина в напряжение с третьей промежуточной частотой, из которого после фазовых преобразований выделяют гармоническое колебание на исходной частоте. Последнее используют в качестве опорного напряжения для синхронного детектирования указанного сигнала на третьей промежуточной частоте. При этом выделяют низкочастотное напряжение, пропорциональное модулирующему коду, сравнивают гармонические колебания на исходной частоте, измеряют частоту Доплера запросным методом и определяют элементы орбиты КА. Для реализации описанного способа представлена соответствующая аппаратура, размещенная на КА и на наземном пункте управления. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей предлагаемого способа путем управления сбросом информации с КА на наземный пункт и уточнения элементов орбиты КА. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике. Предлагаемый способ основан на непрерывном измерении параметров движения космической орбитальной станции. При этом в качестве параметров движения станции измеряют и параметры ее движения относительно центра масс. От станции отделяют объект известной формы и массы и на участке орбиты, на котором двигатели отключены, поддерживают ориентацию станции с помощью гиродинов. Одновременно измеряют параметры движения отделяемого объекта по орбите и параметры его вращательного движения. По измеренным параметрам вращательного движения определяют мидель отделяемого объекта. По этому миделю и измеренным параметрам движения отделяемого объекта определяют плотность атмосферы. После этого по измеренным параметрам вращательного движения орбитальной станции и угловому положению ее подвижных частей определяют площадь миделя станции. По этой площади миделя и плотности атмосферы, а также по измеренным параметрам движения станции определяют ее массу из соответствующего математического выражения. В предлагаемом способе в отличие от известного не требуется выдачи тарирующего и измерительного импульсов двигательной установкой грузового корабля, стыкуемого со станцией. Технический результат изобретения состоит в экономии рабочего тела и обеспечении безопасности эксплуатации грузового корабля.

Изобретение относится к системам передачи информации и может найти применение в спутниковых системах связи при управлении космическими аппаратами. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей системы, в частности повышении устойчивости управления космическими аппаратами. Система содержит космические аппараты, мобильное звено управления, а также спутниковую навигационную систему ГЛОНАСС, содержащую навигационные спутники, при этом навигационные спутники содержат бортовую командно-измерительную систему и аппаратуру межспутниковой связи, космические аппараты содержат соединенные с бортовой системой управления навигационную аппаратуру потребителя, работающую по навигационным полям систем ГЛОНАСС или ГЛОНАСС и GPS, и бортовую командно-измерительную систему, осуществляющую связь с мобильным звеном управления, а мобильное звено управления содержит навигационную аппаратуру потребителя, работающую по навигационным полям ГЛОНАСС или ГЛОНАСС и GPS и соединенную с рабочей станцией, выполняющей функции командного пункта и центра управления полетом космического аппарата, при этом рабочая станция соединена с командно-измерительной системой, осуществляющей связь как с космическими аппаратами, так и с навигационными спутниками. 1 ил.