СПОСОБ РАДИОТЕХНИЧЕСКИХ ДОПЛЕРОВСКИХ УГЛОМЕРНЫХ ИЗМЕРЕНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И СИСТЕМА ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ДАННОГО СПОСОБА
METHOD FOR RADAR DOPPLER ANGULAR MEASUREMENTS OF SPACECRAFT AND SYSTEM FOR REALISING SAID METHOD

Область техники
Изобретение относится к области космонавтики, а именно к системам траекторных измерений космических аппаратов.
Уровень техники
Известно, что для определения траектории движения космического аппарата (КА) и прогноза его дальнейшего движения используются результаты траекторных измерений, проводимых наземными измерительными станциями (ИС) и бортовым приемоответчиком КА [1].
<mrow><mo stretchy="false">(</mo><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mrow><mo>(</mo><mover accent="true"><mi>β</mi><mo>˙</mo></mover><mo>)</mo></mrow></mrow>
<mrow><mrow><mo>(</mo><mover accent="true"><mi>α</mi><mo>˙</mo></mover><mo>)</mo></mrow></mrow>
В общем случае для определения траектории движения КА необходимо измерять шесть параметров движения КА: наклонную дальность от ИС до КА (R), радиальную составляющую скорости движения КА относительно ИС
, угол места КА (β) и скорость изменения этого угла
и азимутальный угол положения КА относительно ИС (α) и скорость изменения этого угла
. ИС, которая сможет измерять все шесть параметров движения КА, является весьма сложным и дорогостоящим устройством.
<mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover>
На практике при проведении траекторных измерений используют измерение только двух параметров движения КА - R и
, которые последовательно измеряются несколькими ИС, разнесенными в долготном направлении. При такой схеме измерений погрешности определения траектории движения КА оказываются в пределах, достаточных для решения задач управления КА.
Существуют два основных способа проведения доплеровских измерений радиальной составляющей скорости КА. Первый способ - запросный, при котором ИС излучает стабильный по частоте сигнал, принимаемый бортовым приемоответчиком и переизлучаемый на Землю после когерентного преобразования на другую частоту. Этот сигнал, принимаемый ИС, имеет суммарное доплеровское смещение частоты за счет прохождения сигнала на борт КА и обратно. Измерение этого смещения позволяет определить радиальную составляющую скорости движения КА относительно ИС. При этом радиальная составляющая скорости определяется упрощенным выражением:
<mrow><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mo>=</mo><mfrac><mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>f</mi><mrow><mtext>доп</mtext><mtext>.</mtext></mrow></msub><mo>×</mo><mi>c</mi></mrow><mrow><msub><mi>f</mi><mn>0</mn></msub></mrow></mfrac><mo>,</mo></mrow>
где
доп.
Δf - измеренное одностороннее доплеровское смещение частоты;
0
f - значение частоты, излучаемой с КА; где с - скорость света.
Второй способ - беззапросный, при котором бортовой передатчик КА, работающий в самоходном режиме, излучает сигнал на ИС. На ИС доплеровское смещение частоты принятого сигнала определяется относительно эталонного сигнала, частота которого равна частоте сигнала, излучаемого с КА.
При беззапросном способе измерения доплеровского смещения частоты погрешности измерений определяются погрешностями значения частот бортового и эталонного генераторов, а также нестабильностью частоты бортового генератора. В общем случае погрешности беззапросного метода измерений значительно выше, чем при использовании запросного метода.
<mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover>
<mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover>
<mover accent="true"><mi>α</mi><mo>˙</mo></mover>
<mover accent="true"><mi>β</mi><mo>˙</mo></mover>
В тех случаях, когда получаемой точности определения траектории движения КА только при измерениях R и
оказывается недостаточно для решения некоторых задач, например обеспечения посадки на поверхность Луны спускаемого аппарата с высокой точностью, в дополнение к измерениям R и
используют измерение угловых параметров движения КА (а,
, β,
).
<mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover>
При полете КА к Луне, посадке на Луну, взлете с Луны и стыковке с орбитальным кораблем на орбите вокруг Луны, перелете к Земле и посадке на Землю необходимо проводить целый ряд коррекций траектории. При этом для подготовки (проведения траекторных измерений) и проведения коррекций траектории отводится весьма короткое время, но при этом должна обеспечиваться высокая точность определения орбиты. Для удовлетворения этих требований в составе НКУ советской лунной программы использовалась система измерения разности радиальных скоростей (Δ
) сигналов, принимаемых несколькими ИС, которые эквивалентны угловым измерениям радиоинтерферометра с базами, соответствующими расстояниям между ИС.
Принцип измерения разности радиальных скоростей заключался в следующем ([1, раздел 3, 4], фиг.1):
- в измерениях участвуют бортовой приемоответчик (22) и три территориально разнесенных ИС с известными координатами (23, 28, 33);
- одна из ИС - главная (ГИС), две другие ведомые (ВИС1 и ВИС2), - принятый на борту сигнал ГИС (16,4) когерентно преобразует в ответную частоту (5) и переизлучает на землю (1,17);
0
- сигнал f [1, рис.17] принимается одновременно ГИС (6), ВИС1 (24) и ВИС2 (29);
- на ВИС1 и ВИС2 этот сигнал преобразуется в ответную частоту (20, 21) и переизлучается на борт КА (27, 32, 20, 21);
принятые на борту ответные сигналы ВИС1 (20, 2) и ВИС2 (21, 3) преобразуются в ответные частоты (5) и переизлучаются на Землю вместе с ответным сигналом ГИС (1, 17, 18, 19);
- ГИС принимает все три сигнала, передаваемых на разных частотах (17, 18, 19, 6, 7, 8), определяет доплеровское смещение частоты каждого сигнала (9, 10, 11), вычисляет разности доплеровского смещения частоты между сигналами ГИС и сигналами ВИС1 и ВИС2 (12);
- полученные данные
передаются в баллистический центр, где они используются для точного определения траектории движения КА.
Описанная система обладает рядом недостатков, основными из которых являются:
- наличие специальной аппаратуры в составе ГИС (6, 7, 9, 10, 11) и ВИС 1, 2 (25, 30), которая обеспечивает измерение разности радиальных скоростей;
- работа ВИС в приемопередающем режиме;
- усложнение бортового приемоответчика КА для приема и ретрансляции одновременно трех сигналов (1, 2, 3).
Описанная система измерения разности радиальных скоростей [1], выбирается в качестве аналога описываемого изобретения.
Раскрытие изобретения
Заявленный способ и система направлены на устранение недостатков аналога.
Технический результат заявленного изобретения заключается в упрощении конструкции и эксплуатации системы траекторных измерений разности радиальных скоростей КА.
Технический результат достигается тем, что способ радиотехнических доплеровских угломерных измерений космического аппарата заключается в том, что формируют запросный сигнал главной наземной измерительной станции, передают сигнал на бортовой приемоответчик космического аппарата, формируют из запросного сигнала в бортовом приемоответчике высокостабильный ответный сигнал, одновременно ретранслируют при помощи бортового приемоответчика космического аппарата высокостабильный ответный сигнал на главную наземную измерительную станцию и первую и вторую ведомые наземные измерительные станции, территориально разнесенные между собой, одновременно измеряют радиальные составляющие скорости космического аппарата путем измерения доплеровского смещения частоты принимаемого высокостабильного сигнала, все измерительные станции в режиме приема используют один и тот же высокостабильный сигнал, сформированный бортовым приемоответчиком космического аппарата из запросного сигнала главной измерительной станции, разности измеренных доплеровских смещений частоты сигналов главной наземной измерительной станции и первой и второй ведомых наземных измерительных станций, эквивалентных угломерным измерениям радиоинтерферометра с базами, соответствующими расстояниями между измерительными станциями, участвующими в измерениях, передают в баллистический центр, где определяют траектории движения космического аппарата.
отв.
доп.
отв.
доп.
доп.
отв.
доп.
отв.
отв.
доп.
отв.
доп.
отв.
отв.
доп.
зап.
зап.
Система радиотехнических доплеровских угломерных измерений космического аппарата включает в себя бортовой приемоответчик, главную измерительную станцию (ГИС), первую ведомую измерительную станцию (ВИС1), вторую ведомую измерительную станцию (ВИС2), баллистический центр, ГИС оснащена второй приемопередающей антенной, передатчиком, первым когерентным синтезатором сдвига частот, первым генератором точных частот, первый выход которого соединен с первыми входами передатчика и первого когерентного синтезатора сдвига частот, выход передатчика соединен с входом второй приемопередающей антенны, также в состав ГИС входят первый приемник ответного сигнала f ГИС, первый блок измерения доплеровского смещения частоты f ГИС, вход которого соединен с выходом первого приемника ответного сигнала f ГИС, вход которого соединен с выходом второй приемопередающей антенны, первый выход первого блока измерения доплеровского смещения частоты f ГИС соединен со вторым входом первого когерентного синтезатора сдвига частот, выход которого соединен со вторым входом передатчика, третий вход первого когерентного синтезатора сдвига частот соединен со вторым выходом первого генератора точных частот, второй выход первого блока измерения доплеровского смещения частоты f ГИС соединен с баллистическим центром, в состав ВИС 1 входят первая приемная антенна, выход которой соединен с первым входом второго приемника ответного сигнала f ГИС, второй блок измерения доплеровского смещения частоты f ГИС, первый вход которого соединен с выходом второго приемника ответного сигнала f ГИС, а выход соединен с баллистическим центром, второй генератор точных частот, выход которого соединен со вторыми входами второго приемника ответного сигнала f ГИС и второго блока измерения доплеровского смещения частоты f ГИС соответственно, в состав ВИС2 входят вторая приемная антенна, выход которой соединен с первым входом третьего приемника ответного сигнала f ГИС, третий блок измерения доплеровской частоты f ГИС, первый вход которого соединен с выходом третьего приемника ответного сигнала f ГИС, а выход соединен с баллистическим центром, третий генератор точных частот, выход которого соединен со вторыми входами третьего приемника ответного сигнала f ГИС и третьего блока измерения доплеровского смещения частоты f ГИС соответственно, в состав бортового приемоответчика входят первая приемопередающая антенна, последовательно соединенные приемник запросного сигнала f ГИС, преобразователь частот, бортовой передатчик, выход которого соединен с входом первой приемопередающей антенны, вход приемника запросного сигнала f ГИС соединен с выходом приемопередающей антенны, приемопередающая антенна соединена по каналам радиосвязи с ГИС через вторую приемопередающую антенну, а также с ВИС1 и ВИС2 через первую и вторую приемные антенны соответственно.
Аналог заявленного способа и системы представлен на фиг.1, где:
1. Бортовой трехканальный передатчик;
зап.
2. Приемник запросного сигнала f ВИС1;
зап.
3. Приемник запросного сигнала f ВИС2;
зап.
4. Приемник запросного сигнала f ГИС;
5. Преобразователь частот;
отв.
6. Первый приемник ответного сигнала f ГИС;
отв.
7. Приемник ответного сигнала f ВИС1;
отв.
8. Приемник ответного сигнала f ВИС2;
доп.
9. Измеритель доплеровского смещения частоты f ГИС;
доп.
10. Измеритель доплеровского смещения частоты f ВИС1;
доп.
11. Измеритель доплеровского смещения частоты f ВИС2;
<mrow><mi>Δ</mi><msub><mi>f</mi><mrow><mi>д</mi><mi>о</mi><mi>п</mi><mo>.</mo></mrow></msub><mi>Г</mi><mi>И</mi><mi>С</mi><mo>=</mo><msub><mi>f</mi><mrow><mi>д</mi><mi>о</mi><mi>п</mi><mo>.</mo></mrow></msub><mi>В</mi><mi>И</mi><mi>С</mi><mn>1</mn><mo>=</mo><mi>Δ</mi><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>1</mn></msub></mrow>
12. Измеритель разности доплеровских смещений частот
,
13. Первый генератор точных частот;
14. Первый когерентный синтезатор сдвига частот;
15. Передатчик
зап.
16. Запросный сигнал f ГИС;
отв.
17. Ответный сигнал f ГИС;
отв.
18. Ответный сигнал f ВИС1;
отв.
19. Ответный сигнал f ВИС2;
зап.
20. Запросный сигнал f ВИС1;
зап.
21. Запросный сигнал f ВИС2;
22. Бортовой приемоответчик;
23. Первая ведомая измерительная станция (ВИС1);
отв.
24. Второй приемник ответного сигнала f ГИС;
25. Второй генератор точных частот;
26. Второй когерентный синтезатор сдвига частот;
27. Второй передатчик;
28. Вторая ведомая измерительная станция (ВИС2);
отв.
29. Третий приемник ответного сигнала f ГИС;
30. Третий генератор точных частот;
31. Третий когерентный синтезатор сдвига частот;
32. Третий передатчик;
33. Главная измерительная станция (ГИС);
34. Первая приемопередающая антенна;
35. Вторая приемопередающая антенна;
36. Третья приемопередающая антенна;
37. Четвертая приемопередающая антенна;
Заявляемая радиотехническая система доплеровских угломерных измерений представлена на фиг.2, где:
38. Бортовой приемоответчик;
39. Бортовой передатчик;
зап.
40. Приемник запросного сигнала f ГИС;
41. Преобразователь частот;
зап.
42. Запросный сигнал f ГИС;
отв.
43. Ответный сигнал f ГИС;
44. Главная измерительная станция (ГИС);
отв.
45. Первый приемник ответного сигнала f ГИС;
доп.
46. Первый блок измерения доплеровского смещения частоты f ГИС;
47. Первый генератор точных частот;
48. Когерентный синтезатор сдвига частот;
49. Передатчик;
50. Первая ведомая измерительная станция (ВИС1);
отв.
51. Второй приемник ответного сигнала f ГИС;
доп.
52. Второй блок измерения доплеровского смещения частоты f ГИС;
53. Второй генератор точных частот;
54. Вторая ведомая измерительная станция (ВИС2);
отв.
55. Третий приемник ответного сигнала f ГИС;
доп.
56. Третий блок измерения доплеровского смещения частоты f ГИС;
57. Третий генератор точных частот;
58. Первая приемопередающая антенна;
59. Вторая приемопередающая антенна;
60. Первая приемная антенна;
61. Вторая приемная я антенна.
Алгоритм вычислений в баллистическом центре представлен на фиг.3.
Заявляемая радиотехническая система доплеровских угломерных измерений имеет в своем составе бортовой приемоответчик 22, три наземные разнесенные измерительные станции (44, 50, 54) с известными координатами, но отличается от прототипа [1] следующим (см. Фиг.2):
- из трех ИС, только одна - ГИС (44) работает в запросном режиме измерения доплеровского смещения частоты, а две другие ВИС1 (50) и ВИС2 (54) работают в беззапросном режиме.
зап.
Формируют запросный сигнал f ГИС (42) первым генератором опорных частот (47), далее передают этот сигнал с передатчика (49) на бортовой приемоответчик (38).
отв.
зап.
Бортовой приемоответчик ретранслирует на Землю высокостабильный по частоте сигнал f ГИС (43) с бортового передатчика (38), сформированный из запросного сигнала ГИС (42), поступающего на приемник сигнала f ГИС (40), затем на преобразователь частот (41) и затем на бортовой передатчик (39).
отв.
отв.
отв.
отв.
доп.
доп.
доп.
1
- ретранслированный сигнал f ГИС (43) одновременно принимают первым приемником сигнала f ГИС (45), входящим в состав ГИС, вторым приемником сигнала f ВИС1 (51) и третьим приемником сигнала f ВИС2 (55), входящими в состав ВИС 1 и ВИС 2, далее эти сигналы поступают на первый, второй и третий блоки измерения доплеровского смещения частоты f ГИС (46, 52, 56), входящие в состав ГИС, ВИС1 и ВИС2 соответственно, также на второй и третий блоки измерения f ГИС по ступают сигналы точной частоты со второго и третьего генераторов точных частот (53, 57), входящих в состав ВИС 1 и ВИС 2. Полученные значения доплеровского смещения частоты принимаемого сигнала с выходов первого, второго и третьего блоков измерения доплеровского смещения частоты fГИС (46, 52, 56), а также расстояние от ГИС до КA (R) передают в баллистический центр.
отв.
Хотя ВИС1 и ВИС2 измеряют доплеровское смещение частоты в беззапросном режиме, однако погрешности измерений у ВИС1, ВИС2 и ГИС одинаковы, так как стабильность частоты сигнала f ГИС (43), формируемого бортовым приемоответчиком 38, определяется стабильностью частоты запросного сигнала ГИС (42), которая определяется высокой стабильностью частоты первого генератора опорных частот ГИС (47).
Такую же высокую стабильность имеет эталон частоты второго и третьего генераторов опорных частот (53, 57), используемых в ВИС1 и ВИС2 при измерении доплеровского сдвига частоты в беззапросном режиме.
<mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>1</mn></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow>
<mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>2</mn></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow>
<mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>3</mn></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow>
Результаты измерений доплеровского смещения частоты с ГИС
, ВИС1
, ВИС2
передают в баллистический центр, где определяют разность смещений частоты измеренных в ГИС и ВИС:
<mrow><mi>Δ</mi><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>1</mn></msub><mo>=</mo><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>1</mn></msub><mo>−</mo><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>2</mn></msub><mo>=</mo><msub><mi>f</mi><mrow><mi>д</mi><mi>о</mi><mi>п</mi><mo>.</mo><mi>Г</mi><mi>И</mi><mi>С</mi></mrow></msub><mo>−</mo><msub><mi>f</mi><mrow><mi>д</mi><mi>о</mi><mi>п</mi><mo>.</mo><mi>В</mi><mi>И</mi><mi>С</mi><mn>1</mn></mrow></msub><mo>;</mo></mrow>
<mrow><mi>Δ</mi><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>2</mn></msub><mo>=</mo><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>1</mn></msub><mo>−</mo><msub><mover accent="true"><mi>R</mi><mo>˙</mo></mover><mn>3</mn></msub><mo>=</mo><msub><mi>f</mi><mrow><mi>д</mi><mi>о</mi><mi>п</mi><mo>.</mo><mi>Г</mi><mi>И</mi><mi>С</mi></mrow></msub><mo>−</mo><msub><mi>f</mi><mrow><mi>д</mi><mi>о</mi><mi>п</mi><mo>.</mo><mi>В</mi><mi>И</mi><mi>С</mi><mn>2</mn></mrow></msub><mo>.</mo></mrow>
Полученные данные, характеризующие угловые параметры движения КА, используют для точного определения орбиты движения КА (см. Фиг.3)
В связи с тем что при заявляемом способе измерения угловых координат отпадает необходимость использования специальной аппаратуры измерения разности радиальных смещений частоты в составе бортового приемопередатчика и в ГИС, ВИС1 и ВИС2, а также ввиду того, что ВИС1 и ВИС2 работают только в приемном режиме, стоимость создания и эксплуатации заявляемой системы на много ниже, чем системы-прототипа.
Описанный способ и система измерения разности радиальных скоростей наиболее эффективно может использоваться для траекторных измерений лунных КА. Но также целесообразно использование при траекторных измерениях межпланетных космических аппаратов (МКА).
Наилучшие результаты по определению угломерных параметров движения КА новый способ и система будут давать на начальном этапе полета МКА (до 1-2 мин), где соотношение баз и дальности до КА, высота орбиты (траектории) которых позволяют «видеть» одновременно три территориально разнесенных ИС, участвующих в измерениях.
Таким образом, заявленные способ и система обеспечивают упрощение конструкции и эксплуатации системы траекторных измерений разности радиальных скоростей КА.
Литература
1. Молотов Е.П. Наземные радиотехнические системы управления космическими аппаратами. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2004.