Навигация, навигационные приборы, не отнесенные к группам  ,1/00: .с помощью астрономических средств – G01C 21/02

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения небесных объектов - звезд, галактик, квазаров и тел Солнечной системы, прежде всего астероидов и комет, опасных для Земли. Изобретение включает способ обзора небесной сферы с космического аппарата и космическую систему наблюдения и обнаружения небесных объектов и тел Солнечной системы, реализующую указанный способ. Обзор осуществляется сканированием небесной сферы аппаратурой наблюдения по полным большим кругам или по участкам, образованным частями больших кругов, путем вращения корпуса космического аппарата с задаваемой скоростью. Угловые скорости сканирования постоянны, но различны для разных участков небесной сферы и обеспечивают регистрацию всех небесных объектов с блеском до заданной звездной величины и выявление опасных небесных тел (астероидов и комет) размером 100 м и более, обнаруживаемых на расстоянии от Земли ~150 млн км и более, при времени их сближения с Землей 1 месяц и более. Космическая система включает в себя размещенный на геостационарной или близкой к ней геосинхронной орбите космический аппарат с одним или несколькими телескопами и непрерывной радиосвязью с наземными пунктами, снабженный средствами обеспечения сканирования и бортовым комплексом обработки информации, а также наземные средства управления, приема и обработки информации. Предусмотрена возможность расширения космической системы путем введения в нее дополнительных космических аппаратов и соответствующих наземных пунктов. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области навигационных систем. Техническим результатом является усовершенствование контроля целостности, избежание использования ошибочных необработанных измерений, связанных с многолучевым непрямым распространением сигналов. Навигационная система выполнена с возможностью приема сигналов от множества передатчиков (Т₁-Т₅ , N), содержащая средства вычисления для каждого передатчика (T₁-T₅, N) набора необработанных навигационных измерений и средства выработки навигационного решения. Навигационная система содержит средства контроля согласованности набора необработанных навигационных измерений, вычисленного для передатчика (N). Передатчик отмечают как пригодный, если его набор необработанных навигационных измерений считается согласованным для использования при выработке навигационного решения, и передатчик отмечается как непригодный, пока не будет подтверждена согласованность набора необработанных навигационных измерений. Навигационная система выполнена с возможностью осуществления для первоначально пригодного передатчика (T ₁) предварительного этапа признания непригодности указанного передатчика, чтобы исключить его из выработки навигационного решения и чтобы разрешить его повторное использование для выработки навигационного решения. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в бортовых системах управления космическими аппаратами (КА) для определения автономных оценок орбиты и ориентации КА. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата осуществляют определение положения КА в трехмерном пространстве орта радиус-вектора и других элементов опорной (расчетной, априори полагаемой) орбиты движения КА на основе использования информации, поступающей от оптико-электронных приборов (ОЭП), закрепленных на корпусе КА. Минимальное число требуемых ОЭП - три, из них два помещаются в кардановы подвесы для визирования оптимальным образом выбранных наиболее ярких звезд небесной сферы, один ОЭП жестко соединяется с корпусом КА, в нем измеряются координаты и яркости звезд, попавших в поле зрения в моменты навигационных сеансов и распознается самая яркая (рабочая) звезда. 1 табл., 2 ил.

Изобретение относится к мореходной астрономии и может быть использовано для определения координат места по наблюдению светил. Техническим результатом изобретения является упрощение наблюдений, обеспечение круглосуточного наблюдения светил, точное и оперативное определение координат места путем компьютеризации измерительных и вычислительных процессов. Способ компьютерной астронавигации включает регистрацию моментов наблюдений светил на вертикальной и горизонтальной нити сетки нитей и линии горизонта. Переводят поле зрения окуляра с прямовидимыми изображениями светил, сетки нитей окуляра и коллиматора на дисплей. По компьютерной программе исправляют вид звездного неба и на дисплее выполняют измерения навигационных параметров и вычисления координат точки наблюдений. Коллиматорная визирная труба представляет собой телескопическое устройство, имеющее объектив, окуляр, систему, создающую оптическую плоскость и систему, создающую прямовидимое и зеркальное изображения удаленного пространства. В прибор встроен компьютер с программой для регистрации моментов реального времени наблюдений светил, измерения их навигационных параметров и вычисления координат места. В канале, дающем зеркальные изображений светил, установлен затвор для отсечения зеркальных изображений от дисплея компьютера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к глобальным информационным космическим системам мониторинга Земли и околоземного пространства. Согласно изобретению для точного определения параметров орбиты и координат космического аппарата (КА), а также его ориентации используется информация астроаппаратуры и аппаратуры зондирования Земли. Данные зондирования помимо использования по прямому назначению подвергаются дополнительной обработке, выполняемой в отдельных кадрах изображения Земли. Это позволяет определить направление на центр Земли («построить местную вертикаль»), уточнить текущие координаты КА и его ориентацию. Координаты, полученные по совокупности кадров рабочего участка зондирования Земли на одном витке и на нескольких витках полета КА, обрабатываются совместно в целях определения параметров орбиты. Оценки параметров орбиты используются для навигационно-баллистических расчетов на борту КА до момента их обновления на следующем рабочем участке. При этом для решения задачи на борту КА не требуется обычно привлекаемой навигационной информации от наземных средств или от бортовой аппаратуры спутниковой навигации типа ГЛОНАСС. Не требуется также специальных средств определения ориентации осей КА относительно направления на центр (или горизонт) Земли типа инфракрасной вертикали. В модельных исследованиях показана возможность достижения высокой точности данных о текущей ориентации КА и определения его текущих координат на рабочем участке высокоэллиптической или геостационарной орбиты. Техническим результатом изобретения является решение задач ориентации и навигационно-баллистического обеспечения КА мониторинговой системы на геостационарных и высокоэллиптических орбитах, работающих в автоматическом режиме в условиях автономного беспилотного функционирования. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космонавтике и, в частности, к системам астрокоррекции азимута пуска ракет-носителей. Предлагаемое устройство служит для коррекции по азимуту пуска положения гиростабилизированной платформы (ГСП) системы управления ракеты-носителя и содержит размещенные на указанной платформе оптический объектив и фоточувствительную часть. Последняя состоит из по меньшей мере двух фотоприемников (ФП) с различными спектральными характеристиками и сканирующего элемента, выполненного в виде пьезоэлемента с закругленным отражающим торцом. При малом колебании сканирующего элемента любой луч после объектива, отражаясь от закругленной поверхности, попадает на одиночный ФП. Этот момент зависит от положения звезды относительно визирной оси объектива и траектории развертки. При стабильной развертке момент появления сигнала от ФП внутри периода развертки жестко связан с положением указанного луча, а положение визирной оси фиксировано при размещении устройства на ГСП. При использовании двух ФП с различными спектральными характеристиками появляется возможность корректировать положение ГСП по двум спектрально разным навигационным звездам. Техническим результатом изобретения является снижение массы и габаритов астровизирного устройства, а также повышение надежности его работы. Появляется возможность устанавливать это устройство непосредственно на гиростабилизированную платформу системы управления ракеты-носителя и доприцеливать ракету на активном участке полета после сравнительно грубого прицеливания по азимуту пуска во время предпусковой подготовки. В свою очередь это позволяет упростить и удешевить наземную систему прицеливания, а также устранить погрешности в азимуте пуска, связанные с разрывом по времени между запуском двигательной установки первой ступени ракеты и ее отрывом от пускового устройства. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании спутниковых систем позиционирования объектов на земной поверхности. Предлагаемый способ заключается в выведении на круговые или иные орбиты N искусственных спутников Земли, работающих в n плоскостях (где n - целое число, большее 2) по m_i (i=1, ... n) спутников (где n - целое число) в каждой плоскости. Спутники располагают на орбитах базовой плоскости и в плоскостях, расположенных симметрично-попарно относительно базовой плоскости. При этом указанные плоскости орбит располагают неравномерно вдоль экватора Земли относительно базовой плоскости через углы, априори не равные 360°/n. Искусственные спутники Земли на орбитах в плоскостях располагают неравномерно симметрично-попарно относительно базового спутника. Технический результат предлагаемого изобретения заключается в уменьшении числа искусственных спутников Земли в навигационной системе без ухудшения параметров системы при позиционировании наземных объектов. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к информационным спутниковым системам и может быть использовано для создания глобального радионавигационного поля для морских, наземных, воздушных, а также космических потребителей. Предлагаемая система содержит множество низкоорбитальных космических аппаратов (КА), число которых выбирается из условий глобального покрытия соответствующих областей доступа потребителей. При этом каждый КА помимо навигационной аппаратуры содержит узел связи, обеспечивающий связь данного КА с двумя другими КА в своей орбитальной плоскости и двумя КА из соседних орбитальных плоскостей. Связь осуществляется в поглощаемой атмосферой Земли части миллиметрового диапазона волн. По крайней мере один КА содержит высокоточный синхрогенератор. Тем самым создается группировка КА, имеющая помехоустойчивую сеть ретрансляционных и измерительных радиолиний, связывающую все КА группировки, а также навигационную радиолинию, освещающую верхнюю полусферу. Технический результат изобретения состоит в повышении достоверности и точности, а также помехозащищенности навигационных данных, предоставляемых потребителям, пользующимся спутниковой системой. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и, в частности, к методам и средствам обеспечения привязки времени регистрации наблюдаемых явлений на борту космического аппарата (КА) к местному времени на Земле. Предлагаемый способ включает регистрацию небесного явления на борту КА, определение момента регистрации в бортовом времени и передачу информации по телеметрическому тракту на наземный измерительный пункт. В этом пункте фиксируют по эталонному сигналу системы единого времени местное время в момент пуска КА. В пункте обработки информации рассчитывают с помощью ЭВМ время задержки прохождения сигнала от КА до наземного измерительного пункта в момент регистрации небесного явления. Причем перед пуском КА определяют время задержки прохождения телеметрического сигнала от наземного измерительного пункта до пункта обработки телеметрической информации и время задержки прохождения эталонного сигнала системы единого времени от пункта хранения эталонного времени до указанного пункта обработки информации. При проведении каждого сеанса передачи телеметрических данных с орбиты обрабатывают их на ЭВМ, определяя суммарную величину задержки сигнала, складывающуюся из указанных времен задержки прохождения сигнала и его аппаратурной задержки. Исходя из этих данных подсчитывают общий уход бортового времени с момента пуска КА до регистрации небесного явления, после чего определяют точное местное время появления небесного явления. Технический результат изобретения состоит в повышении точности определения времени появления небесного явления.