Навигация, навигационные приборы, не отнесенные к группам  ,1/00: .приборы для космической навигации – G01C 21/24

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, обеспечивающим измерение угловых координат цели в динамическом режиме. Углоизмерительный прибор содержит объектив, матричный приемник излучения, вычислительный блок и канал геометрического эталона, состоящий из оптически сопряженных с объективом осветительного блока, имеющего три источника света, расположенные под углом 120° друг к другу, коллиматорного блока, включающего три входные и три выходные точечные диафрагмы, и зеркально-призменного блока, образующий с нанесенными на него диафрагмами коллиматора моноблок, жестко связанный с опорной плоскостью углоизмерительного прибора. Зеркально-призменный моноблок выполнен из шести боковых зеркальных граней и ограничивающих их параллельных преломляющих оснований, большее шестиугольное из которых с нанесенными на него выходными точечными диафрагмами обращено к объективу, причем его соседние ребра расположены под углом 120° друг к другу. Моноблок выполнен с тремя дополнительными преломляющими гранями, размещенными между большим основанием и соответствующей боковой зеркальной гранью, составляющей с большим основанием острый угол и размещенной перед выходной точечной диафрагмой, каждая дополнительная грань снабжена входной точечной диафрагмой, а углы между большим основанием и тремя дополнительными преломляющими гранями и тремя боковыми зеркальными гранями, расположенными перед тремя входными точечными диафрагмами, равны 90°. Технический результат - повышение точности прибора без усложнения его конструкции и увеличения массогабаритных характеристик. 7 ил.

Заявленное изобретение относится к системам ориентации космических аппаратов и может быть использовано в качестве активного ультрафиолетового солнечного датчика. Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата содержит фотоприемник на основе природного алмаза, на входное окно которого поступает солнечная энергия, и малошумящий предварительный усилитель. При этом фотоприемник на основе природного алмаза функционально сочетает в себе как оптический ультрафиолетовый фильтр, так и ультрафиолетовый фотоприемник. Селективное выделение ультрафиолетовой области из солнечного спектра и преобразование его в электрический сигнал осуществляется в фотоприемнике на основе природного алмаза, а усиление сигнала осуществляется в малошумящем предварительном усилителе. Технический результат - повышение надежности работы датчика, точное определение направления на Солнце. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к приборам ориентации по солнцу и касается оптического солнечного датчика. Датчик содержит широкопольный входной оптический элемент, кодовую маску, светофильтр, защитный экран и матричное фотоприемное устройство МФПУ. Входной оптический элемент выполнен в виде составного моноблока и имеет форму четырехугольной призмы. Моноблок содержит центральную призму в форме четырехугольной усеченной правильной пирамиды, боковые грани которой имеют поглощающее покрытие и четыре боковые одинаковые призмы в форме четырехугольных неправильных пирамид. Одна из граней каждой боковой призмы имеет зеркальное покрытие и этой гранью соединена с соответствующей поглощающей гранью центральной призмы, Составной моноблок опирается на поверхность кодовой маски, в которой выполнены центральный идентификационный маркер, совмещенный с осью симметрии центральной призмы и четыре идентификационных маркера, симметрично расположенные вокруг центрального маркера. Технический результат заключается в повышении точности определения координат и обеспечении равномерности распределения разрешающей способности датчика по всему полю зрения. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретения относятся к вычислительной технике и могут быть использованы для обнаружения неисправностей спутников и корректировки таких неисправностей. Техническим результатом является возможность определения типа неисправности. Способ реализован при помощи устройства гибридизации, содержащего банк фильтров Калмана, каждый из которых формирует гибридное навигационное решение на основе инерциальных измерений, рассчитанных виртуальной платформой, и необработанных измерений сигналов, переданных группой спутников и полученных от системы спутникового позиционирования (GNSS), и включает этапы, на которых определяют для каждого из спутников, по меньшей мере, одно отношение правдоподобия между гипотезой наличия у данного спутника неисправности определенного типа и гипотезой отсутствия у спутника неисправности, констатируют наличие у спутника неисправности определенного типа на основе отношения правдоподобия, соответствующего неисправности определенного типа, и порогового значения, оценивают влияние констатированной неисправности на каждое из гибридных навигационных решений, и корректируют гибридные навигационные решения в соответствии с оценкой влияния констатированной неисправности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к приборам навигации космических аппаратов по Солнцу или иным светящимся ориентирам. Целью изобретения является расширение поля зрения и повышение надежности устройства, измеряющего две угловые координаты светящегося ориентира. Указанная цель достигается за счет расположения определенным образом в пространстве элементарных фоточувствительных элементов, образующих многоэлементный фотоприемник, и извлечения из величин их сигналов, порядковых номеров, величины углового шага и угла наклона осей диаграмм направленности информации о двух угловых координатах светящегося ориентира. Устройство многоэлементного приемника, обуславливаемое методом определения угловых координат, позволяет реализовать датчик угловых координат в виде полупроводниковой интегральной микросхемы, добавив к нему аналого-цифровой преобразователь, вычислительное устройство, устройство управления и устройство информационного обмена. 4 н.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение может использоваться на космических аппаратах (КА) дистанционного зондирования Земли, снимки с которых должны удовлетворять жестким требованиям по координатной привязке, и в качестве средства определения ориентации КА. Телескоп содержит в первом канале главное зеркало, вторичное зеркало, линзовый корректор, регистрирующее устройство, размещенное в фокальной плоскости телескопа, и во втором канале - плоское наклонное эллиптическое зеркало для наблюдения звезд, размещенное в плоскости пересечения первого и второго каналов. Центральная часть обращенной в сторону вторичного зеркала поверхности главного зеркала, на которую попадает свет от Земли, закрыта зеленым отражающим светофильтром. В центральной зоне поперечного сечения второго канала установлена круглая диафрагма, препятствующая попаданию в первый канал той части света от звезд, которая не попадает на плоское наклонное эллиптическое зеркало. Часть обращенной в сторону линзового корректора поверхности регистрирующего устройства закрыта красным пропускающим светофильтром. Технический результат - возможность регистрации достаточного количества звезд одновременно с получением изображения земной поверхности для уменьшения погрешности координатной привязки этого изображения. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных систем управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - повышение точности. Для этого в ходе движения осуществляют определение параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям эталонной ИНС на основе измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта. Эти измерения осуществляют акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы в приборной инерциальной системе координат (ПИСК). При этом обеспечивают повышение точности счисления траектории центра масс отделяемого объекта, повышение точности ориентации осей чувствительности акселерометров ведомой ИНС отделяемого объекта в БИСК и точности прогнозирования траектории отделяемого объекта за счет устранения погрешностей в измерениях акселерометров ведомой ИНС.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных навигационных системах (ИНС) управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого в ходе определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ИНС по измерениям спутниковой навигации, включающей измерения вектора кажущегося ускорения движущегося в инерциальном пространстве объекта, по измерениям акселерометров ИНС и корректирующим поправкам к вектору скорости в различные моменты времени, получаемым по измерениям навигационных космических аппаратов систем "Глонасс" и GPS, определяют ошибки модулей векторов кажущейся скорости, накопленных на нескольких интервалах движения, контролируемых подвижных объектов, отличающихся взаимно неколлинеарными направлениями векторов кажущейся скорости.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к космической межспутниковой связи, и может быть использовано в космической спутниковой навигационной группировке ГЛОНАСС. Технический результат заключается в увеличении объема и достоверности передаваемой и принимаемой информации. Для этого бортовая аппаратура межспутниковых измерений (БАМИ) состоит из радиопередающего устройства, циркулятора, приемо-передающей антенны, входного усилителя приемника, радиоприемного устройства, модульного контроллера управления, формирователя радиосигнала, блока логики и коммутации, что также позволяет обеспечить автономность функционирования космической спутниковой группировки, повысить точность эфемеридного и частотно-временного обеспечения системы, оперативную доставку информации со всех навигационных космических аппаратов (НКА), передачу командно-программной и прием телеметрической информации, оперативный контроль целостности космической системы, передачу данных на НКА единой космической системы, снижение нагрузки на вычислительные средства наземного комплекса управления. 1 ил.

Изобретение относится к области обнаружения воздушных объектов (ВО), а также к областям автоматизированных систем управления и обработки, оптики, спутниковой навигации и вычислительной техники, и может быть использовано для автоматизированного обнаружения и сопровождения ВО.

Способ фотонной локации воздушного объекта (ВО), характеризующийся обнаружением ультрафиолетовым приемником (УФП) фотонного излучения ВО, обработкой принятого сигнала в УФП, а затем в вычислителе, и определением координат нахождения этого ВО в пространстве в соответствующий момент системы единого времени (СЕВ), при этом привязку к единой системе координат и к СЕВ осуществляют с помощью локальной контрольно-корректирующей станции (ЛККС), принимающей кроме фотонного излучения ВО с помощью УФП еще от навигационных спутников (НС) действующих глобальных навигационных систем периодические радиопосылки, содержащие коды текущих значений СЕВ на момент излучения радиопосылок соответствующими НС, а также данные для точного расчета координат дислокации ЛККС и входящего в нее УФП, которые обрабатываются группой спутниковых приемников и вычислителем ЛККС, отличающийся тем, что обнаружение фотонного излучения ВО, источниками которого являются области ионизации газов возле носовой части и сопла движущегося ВО, осуществляют с помощью первой и второй групп УФП, размещенных соответственно на первой и второй вертикальных синхронно и синфазно механически вращающихся вокруг своих осей в азимутальной плоскости мачтах, разнесенных друг от друга на базовое расстояние, причем с помощью каждой из групп УФП обнаружение фотонного излучения ВО в каждый данный момент времени осуществляют со всех направлений 90-градусной угломестной плоскости за счет равномерного распределения оптических осей УФП каждой группы на этих 90 градусах при узкой диаграмме направленности УФП в азимутальной плоскости, а за счет вращения мачт на каждом 360-градусном обзоре - последовательно со всех направлений 180-градусной угломестной плоскости, принимаемые каждой группой УФП излучения ВО при их наличии преобразуют в каждом УФП в цифровой код, а затем регистрируют в памяти вычислителя раздельно для каждой мачты упорядоченно для каждого обнаруженного излучения с фиксацией полученных азимутального угла и угла места, причем азимутальный угол по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения, формируемого в результате поворота мачт, а угол места по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения соответствующей совокупностью смежных УФП, одновременно с полученными углами азимута и места по каждому излучению для каждой мачты в памяти вычислителя регистрируют соответствующие данные отсчета СЕВ и рассчитанные по полученным углам значения дальности и высоты, после чего для текущего обзора отождествляют раздельно полученные отсчеты по каждой мачте по их общим признакам углов, дальности и высоты в конкретные координаты конкретных обнаруженных ВО, которые уточняются на очередном и последующих обзорах по признакам уточненных углов, дальности и высоты ВО, а также - по появляющимся дополнительным общим признакам скорости, маневра и направления движения ВО.

Техническим результатом заявляемого изобретения является обеспечение пассивной локации ВО, не имеющих на их борту ультрафиолетовых передатчиков, путем приема и обработки слабых фотонных излучений от носовых и хвостовых частей движущихся ВО с помощью разнесенных друг от друга двух синхронно сканирующих пространство групп УФП. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к контролю исправности гироскопических измерителей вектора угловой скорости космического аппарата.

Отличием предложенного технического решения является то, что способ формируют пять пороговых сигналов, сигналы норм гирокватернионов, сигналы норм базисов, сигнал нормы астрокватерниона, определяют скорости изменения выходных сигналов каждого из гироскопов и при превышении ими первого порогового сигнала формируют второй сигнал неисправности, определяют сигналы разностей сигналов гирокватернионов базисов и при превышении ими второго порогового сигнала формируют третий сигнал неисправности, после получения хотя бы одного сигнала неисправности определяют сигнал разности между сигналом нормы гирокватерниона рабочего базиса и сигналом нормы астрокватерниона и при превышении ею третьего порогового сигнала формируют четвертый сигнал неисправности, эпизодически на интервале времени в пять минут определяют сигналы разности сигналов гирокватернионов сигналов базисов и сигнала астрокватерниона и при превышении ею четвертого порогового сигнала формируют пятый сигнал неисправности, эпизодически в течение четырех секунд после получения третьего сигнала неисправности размыкают контур управления космическим аппаратом, подают на вход исполнительного устройства тестовый пробный сигнал, измеряют выходные сигналы гироскопов и при превышении ими пятого порогового сигнала формируют шестой сигнал неисправности. Устройство реализации способа дополнительно содержит три схемы «ИЛИ», четырнадцать нелинейных блоков, шесть сумматоров, четыре формирователя сигнала нормы гирокватерниона и формирователь сигнала нормы астрокватерниона, выход астродатчика через формирователь сигнала нормы астрокватерниона соединен с первыми входами пятого, шестого, седьмого и восьмого сумматоров, выход формирователя сигнала нормы астрокватерниона через девятый сумматор подключен ко входу пятого нелинейного блока, выход первого формирователя базиса соединен через последовательно соединенные первый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, пятый сумматор и шестой нелинейный блок с первым входом первой схемы «ИЛИ», выход второго формирователя базиса через последовательно соединенные второй формирователь сигнала нормы гирокватерниона, шестой сумматор и седьмой нелинейный блок соединен со вторым входом первой схемы «ИЛИ», выход третьего формирователя базиса подключен к третьему входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные третий формирователь сигнала нормы гирокватерниона, седьмой сумматор и восьмой нелинейный блок, выход четвертого формирователя базиса подключен к четвертому входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные четвертый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, восьмой сумматор и девятый нелинейный блок, выход третьего формирователя сигнала нормы гирокватерниона через десятый сумматор подключен ко входу десятого нелинейного блока, выход четвертого формирователя сигнала нормы гирокватерниона соединен со вторым входом десятого сумматора, выход первого гироскопа через одиннадцатый нелинейный блок подключен к первому входу второй схемы «ИЛИ» и через последовательно соединенные первое дифференцирующее устройство и двенадцатый нелинейный блок к первому входу третьей схемы «ИЛИ», выход второго гироскопа через тринадцатый нелинейный блок соединен со вторым входом второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные второе дифференцирующее устройство и четырнадцатый нелинейный блок со вторым входом третьей схемы «ИЛИ», выход третьего гироскопа подключен через пятнадцатый нелинейный блок к третьему входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные третье дифференцирующее звено и шестнадцатый нелинейный блок к третьему входу третьей схемы «ИЛИ», выход четвертого гироскопа через семнадцатый нелинейный блок подключен к четвертому входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные четвертое дифференцирующее устройство и восемнадцатый нелинейный блок к четвертому входу третьей схемы «ИЛИ», выходы третьей схемы «ИЛИ», десятого нелинейного блока, пятого нелинейного блока, первой схемы «ИЛИ», второй схемы «ИЛИ» являются соответственно вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами устройства. Технический результат, получаемый от использования изобретения, заключается в повышении надежности и точности способа контроля неисправности гироскопического измерителя и устройства для реализации способа. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата (КА) относится к космической технике. Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального КА включает глобус с нанесенной на него картой звездного неба, два охватывающих глобус кольца, центры которых совмещены с центром глобуса, элемент с круговым контуром, проекция которого на поверхность глобуса образует окружность, ограничивающую сегмент поверхности глобуса с углом полураствора, отсчитываемым от направления из центра глобуса на центр упомянутого сегмента поверхности глобуса, равным углу полураствора видимого с КА диска расположенной в центре околокруговой орбиты КА планеты, и дуговой элемент, соединенный с упомянутым элементом с круговым контуром. Первое кольцо закреплено над точками полюсов глобуса с возможностью вращения кольца вокруг оси вращения глобуса. Второе кольцо закреплено на первом кольце. Плоскость второго кольца составляет с плоскостью экватора глобуса угол, равный углу наклонения орбиты КА. Дополнительно размер дуги дугового элемента, измеренный из центра глобуса, равен 180°-Q, где Q - угол полураствора видимого с орбиты КА диска планеты. Дуговой элемент своей концевой точкой жестко соединен с краем элемента с круговым контуром. Дуговой элемент и элемент с круговым контуром выполнены съемными и снабжены средством их фиксации на глобусе в положениях, в которых свободная концевая точка дугового элемента и центр элемента с круговым контуром расположены на одном диаметре глобуса. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей устройства. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата (КА) относится к космической технике. Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального КА, включает глобус с нанесенной на него картой звездного неба, два охватывающих глобус кольца, центры которых совмещены с центром глобуса, и элемент с круговым контуром, проекция которого на поверхность глобуса образует окружность, ограничивающую круговой сегмент поверхности глобуса с углом полураствора, отсчитываемым от направления из центра глобуса на центр упомянутого сегмента поверхности глобуса, равным углу полураствора видимого с КА диска расположенной в центре околокруговой орбиты КА планеты. Первое кольцо закреплено над точками полюсов глобуса с возможностью вращения первого кольца вокруг оси вращения глобуса. Второе кольцо закреплено на первом кольце. Плоскость второго кольца составляет с плоскостью экватора глобуса угол, равный углу наклонения орбиты КА. Дополнительно введены охватывающий глобус круговой направляющий элемент, центр которого совмещен с центром глобуса и который установлен вдоль линии эклиптики, нанесенной на поверхность глобуса, и средство фиксации положения элемента с круговым контуром относительно кругового направляющего элемента. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей устройства. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и выбора объектов наблюдения с борта орбитального космического аппарата (КА), движущегося по околокруговой орбите. Сущность изобретения: планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального КА включает гибкую ленту с картой земной поверхности, установленную над ней полупрозрачную пластину с изображением половины витка орбиты КА между восходящим и нисходящим узлами орбиты и устройство обеспечения перемещения ленты вдоль пластины с двумя разнесенными и скрепленными параллельно между собой валами. Лента натянута на валы с возможностью ее перемещения вдоль линии экватора. Карта земной поверхности выполнена разделенной по линии экватора на две части. На ленте последовательно размещены часть карты с изображением северного полушария и часть карты с изображением южного полушария. Линия экватора части карты с изображением северного полушария является продолжением линии экватора части карты с изображением южного полушария. В устройство обеспечения перемещения ленты вдоль пластины введены технологические валы, размещенные параллельно между первым и вторым валами. При этом лента натянута на вышеупомянутые валы и вновь введенные технологические валы. Размер ленты и пластины вдоль направления, перпендикулярного экватору, равен длине линии широт части карты, отображающей одно из полушарий. Технический результат: уменьшение размеров планшета. 3 ил.

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы (КА ГНСС). Технический результат - повышение точности измерений. Для этого на орбиту выводят низкоорбитальный космический аппарат, на котором размещают аппаратуру синхронизации бортовой шкалы времени с системной шкалой времени, аппаратуру определения параметров орбиты по сигналам наземных радиомаяков, навигационную аппаратуру потребителя. При его орбитальном полете синхронизируют бортовую шкалу времени с системной шкалой времени ГНСС, определяют параметры орбиты по сигналам радиомаяков, принимают сигнал навигационного сообщения КА ГНСС, измеряют доплеровское смещение частоты сигнала сообщения. По параметрам орбиты низкоорбитального космического аппарата и измеренным значениям доплеровского смещения частоты сигнала сообщения на борту низкоорбитального космического аппарата определяют орбиту навигационных КА ГНСС и транслируют их для приема на КА ГНСС. 1 ил.

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого контроль целостности осуществляют на низкоорбитальном космическом аппарате, на котором устанавливают навигационную аппаратуру потребителя. При этом в процессе орбитального полета непрерывно осуществляют прием навигационных сообщений видимых космических аппаратов (КА) ГНСС, выполняют навигационные определения, используют часть принятых навигационных сообщений и получают несколько наборов координат потребителей. Путем обработки избыточной навигационной информации анализируют качество навигационных сигналов всех видимых КА ГНСС. При обнаружении нарушения функционирования некоторого КА ГНСС оперативно формируют и передают признак неисправности, который принимают в бортовых комплексах управления КА ГНСС и вносят признак неисправности в альманах системы. 1 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в системах управления космическими аппаратами (КА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата устройство содержит глобус с нанесенной на него картой поверхности планеты, спиральный элемент, моделирующий орбиту КА, средство крепления спирального элемента на оси вращения глобуса. Спиральный элемент выполнен в виде витка орбиты с положительным наклонением КА. За начало витка орбиты принимается точка орбиты, находящаяся за четвертью периода обращения КА до восходящего узла орбиты. За окончание витка орбиты принимается точка орбиты, отстоящая на четверть периода обращения КА после следующего восходящего узла орбиты. Средство крепления спирального элемента на оси вращения глобуса выполнено в виде двух соединительных элементов, угловой размер каждого из которых, измеренный из центра глобуса, равен 90°-i, где i - наклонение орбиты. 2 ил.

Углоизмерительный прибор содержит бленду, канал нерасстраиваемого геометрического эталона в виде осветительного блока, блока светоделителя, плоского зеркала, установленного на базовой плоскости, и нерасстраиваемого зеркально-призменного блока, объектив, фотоприемное устройство и вычислительный блок. Блок светоделителя - оптический элемент, склеенный из линзовой и зеркально-линзовой систем, в месте склейки образующих наклонную светоделительную грань, у которого: первая входная поверхность расположена в линзовой системе и выполнена плоской с нанесенной на ней точечной диафрагмой; вторая выходная поверхность расположена в зеркально-линзовой системе и выполнена плоской с приклеенной к ней плосковыпуклой линзой с зеркальной сферической поверхностью, при этом вторая поверхность является входной для отраженного зеркальной сферической поверхностью излучения; третья выходная поверхность расположена в зеркально-линзовой системе, выполнена в виде вогнутой сферической поверхности, точка переднего фокуса которой совмещена с изображением точечной диафрагмы от зеркальной сферической поверхности, при этом третья поверхность также является входной поверхностью для излучения, отраженного плоским зеркалом; четвертая выходная поверхность в линзовой системе - выпуклая сферическая поверхность. Для излучения, отраженного плоским зеркалом, третья и четвертая поверхности работают как телескопическая система с угловым увеличением 0,5^x . Технический результат - повышение точности прибора без усложнения его конструкции. 5 ил.

Планшет для выбора наземного объекта наблюдения с орбитального космического аппарата (КА) относится к космической технике. Планшет для выбора наземных объектов наблюдения с орбитального КА включает в себя гибкую ленту с картой поверхности планеты, установленную над ней полупрозрачную пластину и устройство обеспечения перемещения ленты с картой вдоль полупрозрачной пластины из двух разнесенных и скрепленных параллельно между собой валов. Полупрозрачная пластина состоит из двух частей. Один край первой части полупрозрачной пластины выполнен криволинейным по форме кривой линии трассы орбиты КА между восходящим и нисходящим узлами орбиты, другой край направлен вдоль линии экватора карты. Один край второй части полупрозрачной пластины выполнен криволинейным по форме кривой линии трассы орбиты КА между восходящим и нисходящим узлами орбиты, другой край направлен вдоль линии широты карты. Обе части полупрозрачной пластины установлены с совмещением крайних точек криволинейного края одной части полупрозрачной пластины с крайними точками криволинейного края другой части полупрозрачной пластины и с возможностью поворота каждой части полупрозрачной пластины вокруг оси, направленной вдоль линии экватора карты. Технический результат заключается в улучшении эргономических возможностей планшета за счет исключения затенения карты планеты полупрозрачной пластиной и обеспечения непосредственного доступа к карте планеты в процессе пользования планшетом. 2 ил.

Прибор содержит объектив, матричное фотоприемное устройство (ФПУ), вычислительный блок и канал геометрического эталона в виде осветительного блока, коллиматорного блока и зеркально-призменного блока, осуществляющего ввод излучения от осветительного блока в объектив. Осветительный блок выполнен в виде трех источников света, установленных перед входными диафрагмами и расположенных под углом 120° друг к другу. Коллиматорный блок выполнен в виде трех входных и трех выходных точечных диафрагм, расположенных на задней, обращенной к объективу, вне его входного зрачка, грани зеркально-призменного блока, жестко соединенной с опорной плоскостью прибора. Зеркально-призменный блок - единый моноблок в виде параллельных меньшей передней и большей задней шестиугольных граней, соседние ребра которых расположены под углом 120° друг к другу и образуют шесть боковых зеркальных граней. Передняя грань выполнена с возможностью отражения лучей, созданных осветительным блоком и входными отверстиями коллиматорного блока. Объективом на чувствительной площадке ФПУ формируются точечные изображения канала геометрического эталона и, дополнительно, точечные изображения, полученные от лучей, отраженных передней гранью зеркально-призменного блока. Технический результат - создание визирной линии прибора, положение которой не зависит от наклона чувствительной площадки ФПУ при обеспечении учета изменения масштаба изображения звезд на чувствительной площадке ФПУ. 3 з.п. ф-лы, 6 ил., 1 прилож.

Изобретение относится к области навигационных измерений. На орудие устанавливаются измеритель, блок расчета и индикации. Производится замер данных измерителя, расчет в блоке расчета и индикации текущих значений угла азимута и угла места орудия, индикация значений угла азимута и угла места и разворот орудия до требуемых значений углов наведения по азимуту и месту. Измерителем является двухантенная спутниковая навигационная система, устанавливаемая на орудии параллельно оси визирования орудия с направлением антенн в верхнюю полусферу. Замер координат местоположения антенн производят с частотой не менее 1 Гц. Расчет в блоке расчета и индикации выполняют по измеренным координатам местоположения антенн. Технический результат заключается в сокращении времени и повышении точности ориентирования орудия, а также в снижении демаскировочных свойств орудия вследствие возможности снижения габаритных характеристик устройства ориентирования. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата (КА) относится к космической технике. Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального КА включает пластину с картой земной поверхности, полупрозрачную пластину, установленную поверх карты планеты, и средство обеспечения перемещения полупрозрачной пластины вдоль линии экватора карты. Один край полупрозрачной пластины выполнен криволинейным по форме кривой линии трассы витка орбиты космического аппарата. Полупрозрачная пластина установлена с совмещением точек упомянутого криволинейного края пластины, моделирующих точки узлов орбиты, с линией экватора карты планеты и при расположении края пластины, противоположного упомянутому криволинейному краю пластины, над одним из полушарий карты планеты. Введено средство обеспечения перемещения полупрозрачной пластины в положение, в котором край пластины, противоположный упомянутому криволинейному краю пластины, расположен над другим из полушарий карты планеты при совмещении точек упомянутого криволинейного края пластины, моделирующих точки узлов орбиты, с линией экватора карты планеты. Техническим результатом является улучшение эргономических возможностей планшета. Технический результат достигается путем предложенных изменений формы и размеров полупрозрачной пластины, предложенной установки полупрозрачной пластины и введения в планшет предложенного средства обеспечения перемещения полупрозрачной пластины в новое предложенное положение. 3 ил.

Изобретение относится к спутниковым радионавигационным системам позиционирования, в частности, для определения, прогнозирования или корректировки эфемеридных данных. Технический результат - повышение точности и надежности. Для достижения данного результата при полете космического аппарата (КА) в зоне видимости контрольно-измерительных станций (КИС) осуществляют измерение псевдодальности по навигационным радиосигналам НКА до КИС на основе временной задержки сигнала. При этом осуществляют определение доплеровского смещения и передачу измерений в вычислительный центр главной КИС. По полученным значениям спрогнозированных координат на фиксированные опорные моменты времени с определенным шагом определяют эфемериды, которые загружаются на НКА при помощи передающих антенн сети КИС, а затем в виде навигационного сообщения передаются потребителям. Зная согласованные эфемериды НКА в опорные моменты времени, потребитель определяет координаты НКА в произвольный момент времени путем интегрирования уравнений модели движения НКА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области космического приборостроения и может быть использовано для сбора данных о параметрах движения космических объектов - частиц космического мусора и микрометеороидов. Техническим результатом заявленного изобретения является создание устройства регистрации частиц космического мусора и микрометеороидов. Устройство регистрации частиц космического мусора и микрометеороидов состоит из двух или трёх разнесённых в пространстве на базовую длину видеокамер. Видеокамеры смонтированы вдоль одной линии и обеспечивающих блоков с солнечными батареями, объективами с ПЗС-матрицами и блендами. Блоки соединены между собой движущейся телескопической штангой, вокруг которой расположен цилиндр в виде плёночной структуры металл-диэлектрик-металл. В одном из оптических блоков установлен баллон с химическим отвердителем, каждый из оптических блоков снабжен магнитной системой управления в виде магнитометра и трёх электромагнитов, а также солнечным датчиком, GPS-приёмником, фотодиодами, расположенными на боковых поверхностях, и бортовым компьютером. Предложенное устройство позволяет решать различные задачи, связанные с исследованием частиц космического мусора и микрометеороидов, и обладает широкими функциональными возможностями. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

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. Техническим результатом 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. Согласно изобретению способ навигации космического аппарата по импульсам излучения пульсаров включает определение совокупности интервалов импульсов пульсаров независимо на бортовом и наземном телескопах на согласованную эпоху наблюдений по установленным датам, по ним корректируют значения наблюдаемого периода на наземном телескопе и отклонения наблюдаемого периода от средней величины на бортовом телескопе, по полученным значениям наблюдаемого периода вычисляют отклонения интервалов импульсов пульсаров, наблюдаемых на бортовом и наземном телескопах, по разности отклонений интервалов на бортовом и наземном телескопах 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 для сближения истинной и расчетной траекторий космического аппарата. Благодаря привязке местоположения космического аппарата к наблюдаемым интервалам высокостабильного периодического излучения пульсаров достигается повышение точности определения вектора навигационного состояния и контроля результатов выполнения корректирующих маневров космического аппарата. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относиться к технике связи и может использоваться для определения местоположения подвижных объектов в режиме реального времени. Техническим результатом является повышение точности и быстродействий определения местоположения подвижных объектов. Технический результат достигается совместной работой глобальной навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС и сети WiMAX. На подвижных объектах и диспетчерской станции устанавливают ГЛОНАСС-приемники, обеспечивающие связь со спутниками. Соединения между базовыми станциями и подвижными объектами обеспечивают посредством широкополосного радиодоступа, используя установленное телекоммуникационное оборудование сети WiMAX. Соединения между диспетчерской станцией и базовыми станциями осуществляют посредством SDH оборудования и оптической линией связи. Блок обработки информации диспетчерской станции с помощью программного обеспечения, используя Геоинформационную систему (ГИС), полученные координаты подвижных объектов со спутников, вычисленные дифференциальные поправки координат, синхронизацию времени ГЛОНАСС с оборудованием сети WiMAX определяет точное местоположение подвижного объекта в режиме реального времени. 1 ил.

Прибор содержит устройство ввода излучения в объектив звездного канала и объектив звездного канала. В фокальной плоскости объектива установлен матричный приемник излучения. Приемник подключен к вычислительному блоку. Объектив звездного канала осуществляет формирование первого точечного изображения от астрономического источника излучения на матричном приемнике излучения. Устройство ввода излучения в объектив звездного канала и объектив звездного канала осуществляют формирование второго точечного изображения от указанного астрономического источника излучения на матричном приемнике излучения. Технический результат - повышение надежности прибора без усложнения его конструкции, при сохранении его нерасстраиваемости и уменьшение габаритно-массовых характеристик. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для определения местоположения и посадки воздушного судна. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата осуществляют прием радиосигналов навигационных спутников (НС) последовательно через антенный модуль, распределитель радиосигналов и группу приемников. При этом на каждом приемнике осуществляют усиление радиосигналов НС, селекцию полезной составляющей из смеси с помехами и шумами, преобразование очищенного радиосигнала с высокой частоты на промежуточную с помощью радиочастотного модуля. После этого осуществляют функциональные преобразования радиосигналов, обеспечивая поддержку основных режимов формирования параметров и характеристик интегрированной навигационной обстановки при посадке воздушного судна. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано при разработке платформенных и бесплатформенных инерциальных навигационных систем управления (ИНС) для наведения доводочных ступеней (ДС) различного назначения. Технический результат - повышение точности. Для достижения данного результата формируют пространственные корректирующие воздействия при движении ДС в плоскости, близкой к «плоскости баллистического горизонта». Формирование корректирующих воздействий осуществляют на интервалах определения начальной ориентации приборной системы координат относительно базовой системы координат. При этом используют метод векторного согласования координат наведения ДС на цель. Каждый этап коррекции матрицы перехода от приборной системы координат к базовой системе координат повышает точность ее определения и тем самым обеспечивает повышение точности наведения доводимых ступеней на цель.

Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата (КА) относится к космической технике. Согласно изобретению оно включает глобус с нанесенной на него картой звездного неба, два охватывающих глобус кольца, центры которых совмещены с центром глобуса, и элемент, проекция контура которого на поверхность глобуса образует окружность. Первое кольцо закреплено над точками полюсов глобуса с возможностью вращения кольца вокруг оси вращения глобуса. Второе кольцо закреплено на первом кольце в точках пересечения первого кольца с плоскостью экватора глобуса с возможностью поворота второго кольца до положения, в котором плоскость второго кольца составляет с плоскостью экватора глобуса угол, равный углу наклонения орбиты КА. Особенность устройства состоит в том, что в него введен элемент в виде половины кольца, закрепленный на втором кольце с возможностью его перемещения. Элемент, проекция контура которого на поверхность глобуса образует окружность, ограничивает сегмент поверхности глобуса с углом видимого с КА диска планеты. Благодаря этому обеспечивается отображение на звездном глобусе областей, доступных наблюдению с КА, и областей, закрытых для наблюдения с КА планетой, вокруг которой обращается КА, при различных положениях КА на витке орбиты КА. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.