Способ навигационного контроля орбит выведения космических аппаратов и система для его реализации
METHOD FOR NAVIGATION CONTROL OF SPACECRAFT INJECTION ORBITS AND A SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к средствам навигации разгонных блоков, используемых для выведения космического аппарата на рабочую орбиту, в том числе на высокоэллиптическую переходную, геосинхронную и геостационарную. Его использование позволяет обеспечить получение навигационных векторов и определение параметров орбит выведения космических аппаратов при полете разгонных блоков в разрывном навигационном поле космической навигационной системы ГЛОНАСС.
Уровень техники
Известны системы позиционирования различных объектов, включая и летательные аппараты, основанные на использовании навигационного поля, создаваемого в околоземном пространстве средневысотными космическими навигационными системами (КНС) типа ГЛОНАСС (Россия), (см. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования/Под ред. Перова А.И., Харисова В.Н., Изд.4. М. Радиотехника, 2010, с. 800. [1]), GPS (США), Галилео (Европа) и др. В этих системах до высот 2-4 тыс.км создают сплошное навигационное поле, в любой точке которого одновременно наблюдают не менее четырех навигационных космических аппаратов системы, излучающих навигационные сигналы. При приеме на борту летательного аппарата этих сигналов, содержащих сведения о текущих эфемеридах навигационных космических аппаратов (НКА), и проведении измерений псевдодальности и радиальной псевдоскорости определяют текущие навигационные вектора (компоненты положения и составляющие скорости) летательного аппарата.
Известны и практически применяются системы навигации космических объектов - ракет-носителей, разгонных блоков (РБ) и космических аппаратов (КА) с использованием на космических объектах навигационной аппаратуры потребителя (НАП) КНС. На основе накопления на некотором мерном интервале выборок текущих навигационных векторов, полученных НАП, определяют статистические оценки параметров орбиты космического объекта при его полете в зоне сплошного навигационного поля КНС (см., например, Смашный В.В., Чаплинский B.C. Исследование эффективности использования навигационной аппаратуры потребителя КНС ГЛОНАСС для навигационно-баллистического обеспечения системы космических аппаратов экологического мониторинга. Журнал «Двойные технологии» №1. СИП РИА. МЛ 999, с. 23-24. [2]).
Существенным ограничением для применения способов навигации космических объектов, основанных на использовании КНС, является условие нахождение орбит их полета в зоне сплошного навигационного, поля, или, в крайнем случае, навигационного поля, образуемого не менее, чем четырьмя навигационными космическими аппаратами КНС.
При выведении разгонными блоками (РБ) космических аппаратов на целевые орбиты с использованием многоимпульсных схем в общем случае последовательно формируются опорная, промежуточная, переходная и целевая орбиты. В зоне сплошного навигационного поля средневысотных космических навигационных систем находится лишь опорная и промежуточная орбита, и только параметры этих орбит можно определить по сигналам КНС.
Для определения параметров переходной и целевой орбиты разгонных блоков, которые находятся выше сплошного навигационного поля КНС, приходится проводить групповые сеансы измерений навигационных параметров РБ (в частности дальности и радиальной скорости) многопунктным наземным измерительным комплексом с использованием специальной бортовой приемо-передающей аппаратуры.
Известны системы траекторного контроля космических объектов, с использованием которых на некотором мерном интервале проводят измерения текущих навигационных параметров, в частности - дальности и радиальной скорости, с наземных пунктов многопунктного измерительного комплекса и по полученным измерениям определяют статистические оценки параметров орбиты космического объекта (см. например, Агаджанов и др./ Космические траекторные измерения./ Под ред. Агаджанова П.А., Дулевича В.Е., Коростелева А.А., М. Сов. радио, 1969, 504 с. п.11.4, с. 426-436 и п. 12.1, с. 463-469 [3]; Основы радионавигационных измерений./ Под ред. Н.Ф. Клюева, Минобороны СССР, 1987, 429 с, п. 8., с. 354-396 [4]).
Однако их применение вынуждает помимо оснащения РБ навигационной аппаратурой потребителя КНС устанавливать еще и специальную бортовую приемо-передающую аппаратуру, работающую совместно с наземными измерительными средствами, что приводит к дополнительным весовым нагрузкам РБ и к потребности дополнительного электрообеспечения. При этом, из-за ограничений по бортовому электропотреблению и обеспечению тепловых режимов число назначаемых сеансов измерений составляет один - два при их малой продолжительности. В групповом сеансе измерительные средства наземных пунктов работают в запросном режиме последовательно. Вследствие переходных процессов и повторного формирования когерентной несущей частоты бортового сигнала при смене наземного пункта, излучающего измерительный сигнал, возможны существенные потери рабочего времени. Эти потери значительно возрастают при вращении разгонного блока вокруг своей продольной оси, которое осуществляют для обеспечения теплового режима. Следствием данных ограничений является сравнительно невысокая эффективность контроля параметров орбит выведения КА наземным измерительным комплексом.
Данные обстоятельства побуждают к поиску возможностей использования навигационной аппаратуры потребителя КНС для определения навигационных векторов РБ при его полете по орбитам выведения К А вне сплошного навигационного поля КНС ГЛОНАСС.
Известно использование для навигации подвижных объектов радиомаяков или «псевдонавигационных спутников» (Абламейко С.В. Глобальные навигационные спутниковые системы /С.В. Абламейко, В.А. Саечников, А.А. Спиридонов. Минск: БГУ, 2011. 147 с, п. 7.1, с. 121-133. [5]; Куприянов А.О. Применение псевдоспутников в позиционировании и навигации/ Изд. ВУЗов «Геодезия и аэрофотосъемка». 2019. Т.63, №4 [6]. Но они ориентированы на работу при наличии сплошного навигационного поля с целью повышения точностных характеристик навигационных определений, а не на восполнение недостающего количества навигационных КА, число которых должно быть не менее четырех, находящихся в зоне радиовидимости контролируемого летательного аппарата.
Системы и средства, изложенные в публикациях [1-6], являются аналогами предлагаемого изобретения.
Раскрытие сущности изобретения
Задачей настоящего изобретения является разработка способа и системы навигационного контроля разгонных блоков на участках их полета при выведении космических аппаратов на целевые орбиты функционирования в зоне разрывного навигационного поля космической навигационной системы ГЛОНАСС с использованием навигационной аппаратуры потребителя КНС. Высокоэллиптические переходные, геосинхронные и геоцентрические орбиты выведения КА далее будем обобщенно называть - орбиты выведения КА.
Поставленная задача решается следующим образом.
Для практического решения задачи обеспечения работы бортовой навигационной аппаратуры потребителя КНС в зоне разрывного навигационного поля предлагается по траектории полета разгонного блока на больших высотах создавать локальное навигационное поле требуемой структуры с использованием наземных управляемых навигационных станций (НУНС), размещаемых на четырех и более наземных пунктах с известными координатами и излучающих навигационные сигналы в верхнюю полусферу. НУНС наряду с орбитальной группировкой навигационных космических аппаратов ГЛОНАСС образуют наземную группировку источников навигационных сигналов, управляемую согласно программе обеспечения выведения КА на рабочую орбиту. Аппаратура формирования навигационных сигналов НУНС должна быть идентичной аппаратуре НКА КНС ГЛОНАСС по частотам, видам модуляции, передаваемой информации. Группировка НУНС, как наземное локальное управляемое дополнение к КНС ГЛОНАСС, при обеспечении навигационного контроля орбит выведения КА должна совместно с орбитальной группировкой ГЛОНАСС и ее наземной инфраструктурой образовывать единую космическо-наземную навигационную систему. НУНС располагают на земной поверхности в фиксированных точках, поэтому их «эфемеридные» ошибки в передаваемых навигационных сигналах пренебрежимо малы. Формирование частотно-временных поправок для навигационных сигналов, излучаемых НУНС, проводят на основе сличения номинального значения частоты и шкалы времени НУНС с номинальным значением частоты и шкалы времени навигационных КА по результатам измерений псевдодальности и радиальной псевдоскорости навигационных КА установленной в НУНС аппаратурой потребителя КНС (с антенной с широкой диаграммой направленности).
Существенная особенность предлагаемой системы состоит в том, что для функционирования бортовой навигационной аппаратуры контролируемых РБ, полет которых проходит выше сплошного навигационного поля, создаваемого КНС ГЛОНАСС, обеспечивают плотность потока мощности, соответствующую условиям нормальной работы НАП в сплошном навигационном поле. Достаточный уровень плотности потока мощности навигационного сигнала для нормальной работы бортовой НАП на задаваемых мерных интервалах по орбите выведения контролируемого космического объекта получают путем излучения НУНС навигационного сигнала через управляемую антенну с направленной диаграммой излучения, обладающей требуемым коэффициентом усиления.
Управление диаграммой направленности проводят опорно-поворотным устройством антенны по целеуказаниям, вычисленным по номинальным параметрам орбиты выведения космического аппарата.
По текущим навигационным векторам, полученным бортовой НАП на мерных интервалах при реализованных значениях геометрического фактора, соответствующих взаимному положению разгонного блока и источников навигационных сигналов (навигационных КА и НУНС, видимых с РБ в каждый момент измерения), определяют параметры орбиты с точностью, которая могла быть полученной по траекторным измерениям при устойчивой работе дальномерно-скоростных средств наземного измерительного комплекса, который в данном случае не задействуется и соответствующая бортовая приемо-передающая аппаратура на разгонный блок не устанавливается.
Краткое описание чертежа
Предлагаемая система, реализующая способ, представлена на схеме (фиг. 1), где использованы следующие обозначения: 1 - разгонный блок с навигационной аппаратурой потребителя навигационных сигналов КНС ГЛОНАСС, 2 - навигационные космические аппараты (орбитальной группировки КНС ГЛОНАСС); 3 - наземный комплекс управления (НКУ) НКА ГЛОНАСС; 4 - наземная приемно-регистрирующая станция (HПPC); 5 - система связи и передачи данных (ССПД); 6 - центр управления КНС ГЛОНАСС; 7 - центр управления разгонными блоками; 8 - группировка (не менее четырех) пространственно распределенных наземных управляемых навигационных станций (НУНС), представляющая собой наземное управляемое локальное дополнение к системе ГЛОНАСС. Элементы НУНС: 9 - аппаратура формирования навигационных сигналов; 10 - хранитель частоты и времени; 11 - передающее устройство, 12 - наземная управляемая антенна; 13 - наземная навигационная аппаратура потребителя (ННАП) КНС ГЛОНАСС; 14 - вычислительный комплекс. Радиоканалы передачи данных: 15 - радиоканал НКА - РБ; 16 - двухсторонний радиоканал НКА - НКУ ГЛОНАСС; 17 - радиоканал НУНС - РБ; 18 - радиоканал НКА - ННАП; 19 - радиоканал РБ - НПРС.
Осуществление изобретения
Работа системы (см. фиг. 1), заключается в следующем.
Навигационные сигналы, принимаемые по радиоканалам 15 на контролируемом разгонном блоке с бортовой навигационной аппаратурой потребителя КНС ГЛОНАСС 1, формируются в навигационных космических аппаратах 2 КНС ГЛОНАСС, управление функционированием которых обеспечивается по радиоканалам 16 центром управления КНС ГЛОНАСС 6, связанным через систему связи и передачи данных 5 с наземным комплексом управления 3. В наземной управляемой навигационной станции 8 с использованием аппаратуры формирования навигационных сигналов 9 и высокостабильного хранителя частоты и времени 10 формируются навигационные сигналы, соответствующие применяемым в КНС ГЛОНАСС с кодовым разделением и присвоенным данной НУНС, в которые вводятся в качестве эфемерид гринвичские геоцентрические координаты данной станции и частотно-временные поправки для НУНС, получаемые с использованием системы связи и передачи данных 5 из центра управления КНС ГЛОНАСС 6. Сформированные навигационные сигналы, представляющие собой несущее колебание, промодулированное псевдодальномерными последовательностями и служебной информацией с частотно-временными поправками, поступают в передающее устройство 11, и затем в наземную управляемую антенну 12 для излучения по радиоканалу 17 в сторону контролируемого разгонного блока с бортовой навигационной аппаратурой потребителя КНС ГЛОНАСС 1.
Работу передающего устройства 11 осуществляют на мерных интервалах, заданных через вычислительный комплекс 14 согласно плану, поступившему из центра управления разгонным блоком 7 через центр управления КНС ГЛОНАСС 6. Наземную управляемую антенну 12 наводят на разгонный блок по целеуказаниям, рассчитанным в вычислительном комплексе 14 по номинальным начальным условиям орбиты выведения, полученным по системе связи и передачи данных 5 из центра управления разгонным блоком 7 через центр управления КНС ГЛОНАСС 6.
Для расчета частотно-временных поправок наземная навигационная аппаратура потребителя КНС ГЛОНАСС 13, установленная на наземных управляемых навигационных станциях 8, в промежутках времени между излучением навигационных сигналов по радиоканалу 17, принимает по радиоканалам 18 навигационные сигналы с навигационных космических аппаратов 2 КНС ГЛОНАСС, находящихся в зоне радиовидимости НУНС 8, проводит измерения псевдодальности и радиальной псевдоскорости и вместе с принятой служебной информацией передает их по системе связи и передачи данных 5 в центр управления системы ГЛОНАСС 6 для статистической обработки измерений и вычисления частотно-временных поправок на прогнозируемые в КНС интервалы времени. Начальные значения частотно-временных поправок для каждой НУНС определяют в центре управления КНС ГЛОНАСС по результатам измерений псевдодальности и радиальной псевдоскорости, проводимых наземной навигационной аппаратурой потребителя КНС ГЛОНАСС на НУНС перед работами по навигационному контролю орбит выведения КА.
Навигационные вектора, полученные бортовой навигационной аппаратурой РБ 1 передают по радиоканалу 19 на НПРС 4 и с НПРС по системе связи и передачи данных 5 в центр управления разгонными блоками 7 для обработки с целью определения параметров орбиты РБ.
Система, реализующая предлагаемый способ, отличается:
- наличием общего для аппаратуры формирования навигационного сигнала и наземной навигационной аппаратуры потребителя хранителя частоты и времени с относительной нестабильностью не хуже единицы на десять в минус тринадцатой степени;
- наземной управляемой антенной системой, сопровождающей по направлению излучения сигнала контролируемый разгонный блок;
- наличием гринвичских координат наземного пункта в качестве эфемерид;
- подключением к системе связи и передачи данных для осуществления информационного обмена с центром управления КНС ГЛОНАСС путем передачи измерений псевдодальности и радиальной псевдоскорости навигационных космических аппаратов, осуществляемой наземной НАП, и приема из центра управления частотно-временных поправок для навигационных сигналов, передаваемых на разгонный блок и данных по программе работы с разгонным блоком на орбите выведения КА.
Сущностные характеристики заявляемого способа состоят, таким образом, во введении наземных управляемых навигационных станций, создающих на каждой орбите выведения космических аппаратов разгонным блоком при его полете вне сплошного навигационного поля КНС ГЛОНАСС необходимый состав источников навигационных сигналов для решения на борту задачи определения текущих навигационных векторов, и обеспечивающих по полученной на заданном мерном интервале выборке навигационных векторов определение параметров контролируемой орбиты разгонного блока.
Технический результат изобретения заключается в том, что предлагаемые способ и система навигационного контроля орбит выведения космических аппаратов позволяют:
- обеспечить определение орбит выведения космических аппаратов на участках полета разгонных блоков выше сплошного навигационного поля, формируемого КНС ГЛОНАСС в околоземном пространстве;
- исключить необходимость проведения траекторных измерений наземными измерительными системами с бортовыми приемо-передающими устройствами;
- обеспечить коррекцию программы управления полетом системой управления движением разгонного блока;
- использоваться для навигационного обеспечения полета космических аппаратов на высокоэллиптических и геостационарных орбитах.
Использованные источники информации
1. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования /Под ред. Перова А.И. Харисова В.Н. - М.: Радиотехника, 2005, 800 с.
2. Смашный В.В., Чаплинский B.C. Исследование эффективности использования навигационной аппаратуры потребителя КНС ГЛОНАСС для навигационно-баллистического обеспечения системы космических аппаратов экологического мониторинга. Журнал «Двойные технологии» №1. СИП РИА.М.1999, с. 23-24.
3. Агаджанов и др./ Космические траекторные измерения/Под ред. Агаджанова П.А., Дулевича В.Е., Коростелева А.А. - М.: Сов. радио, 1969, 504 с, п. 12.1, с. 463-469.
4. Основы радионавигационных измерений. Под ред. Н.Ф. Клюева, Минобороны СССР, 1987, 429 с, п. 8., с. 354-396.
5. Абламейко, С.В. Глобальные навигационные спутниковые системы / С.В. Абламейко, В.А. Саечников, А.А. Спиридонов. - Минск: БГУ, 2011, 147 с. 6. Куприянов А.О. Применение псевдоспутников в позиционировании и навигации// Изд. ВУЗов «Геодезия и аэрофотосъемка». 2019. Т. 63, №4, с 385-391.