СИСТЕМА НАБЛЮДЕНИЯ ЗА КОСМИЧЕСКИМИ ОБЪЕКТАМИ

Полезная модель относится к космической технике и преимущественно может быть использована для обнаружения и определения параметров движения различных космических объектов при их наблюдении оптико-электронными средствами, размещенными на космических аппаратах.
Известны системы наблюдения земной поверхности из космоса (RU 5577 U1, 1997. RU 2059540 C1, 1996. RU 2058917 C1, 1996. RU 2076059 C1, 1997. RU 2118273 C1, 1998. RU 2227900 C2, 2003. Баринов К.Н., Бурдаев М.Н., Мамон П.А. Динамика и принципы построения орбитальных систем космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1975, с.51-53. Инженерный справочник по космической технике / Под ред. Солодова А.В. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.375-379, 408-410), которые в общей для них части содержат космические аппараты, размещенные на кратных геосинхронных круговых или эллиптических орбитах и снабженные оптико-электронной аппаратурой для наблюдения объектов на земной поверхности, радиоэлектронной аппаратурой передачи полученной видеоинформации и бортовыми системами электроснабжения, терморегулирования, угловой стабилизации и ориентации, а также наземные пункты приема, обработки, хранения и анализа полученной информации, снабженные, в том числе, радиоэлектронной аппаратурой приема видеоинформации.
Указанные известные системы обеспечивают наблюдение земной поверхности, но не позволяют осуществлять наблюдение космических объектов.
Известны космическая система наблюдения за астрономическим объектами проекта HIPPAPCO (Sky and telescope, 1990, Vol.79, N 5, p.467, 496. New Scientist, 1990, Vol.127, N 1726, p.19) и космическая система картографирования небесной сферы (RU 2014252 C1, 1994), которые в общей для них части содержат, по меньшей мере, один космический аппарат, размещенный на высокоэллиптической орбите, имеющей, например, наклонение 51,6°, высоту перигея 1500 км и высоту апогея 120000 км, и выполненный с возможностью одноосной ориентации относительно направления на Солнце или звезду, а также вращения относительно этого направления, и наземный пункт приема, обработки и хранения информации, снабженный, в том числе, радиоэлектронной аппаратурой приема информации. Космический аппарат этих известных систем снабжен системой электроснабжения с панелями солнечных батарей, системой терморегулирования с радиатором, системой угловой стабилизации и ориентации с датчиками ориентации и исполнительными органами, астрометрическим телескопом с двумя наблюдательными трубами, оптические оси которых расположены под углом друг к другу, и общим для обеих
наблюдательных труб приемником оптического излучения в виде матрицы приборов с зарядовой связью, блоком обработки сигнала изображения, выполненным с возможностью определения угловых приборных координат наблюдаемых астрономических объектов, блоком хранения полученной измерительной информации и радиоэлектронной аппаратурой передачи полученной информации.
Данные известные системы обладают низкой оперативностью получения целевой информации, так как позволяют осуществить последовательно во времени наблюдение всей небесной сферы за 2-3 года, а также обеспечивают получение лишь двух угловых координат наблюдаемых объектов в выбранной за базовую сферической системе координат, но не позволяют осуществлять определение дальности до наблюдаемых объектов, являющейся их третьей координатой в трехмерном пространстве, что является необходимым при наблюдении за космическими объектами искусственного происхождения.
Известная система наблюдения Midcourse Space Experiment, США (www.epizodsspace.testpilot.ru) обеспечивает наблюдение за космическими объектами искусственного происхождения, находящимися на высотах вплоть до высоты геостационарной орбиты, и содержит космический аппарат MSX, который размещен на солнечно-синхронной орбите с наклонением около 99° и высотой около 915 км и снабжен навигационным оборудованием, системой электроснабжения с двумя панелями солнечных батарей, системой терморегулирования, системой угловой стабилизации и ориентации с датчиками ориентации и исполнительными органами, 11 оптико-электронных приборов наблюдения, установленных с возможностью обзора в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты космического аппарата, процессором обработки сигнала изображения и хранения полученной измерительной информации и радиоэлектронной аппаратурой передачи полученной информации, и наземный пункт приема, обработки и хранения информации, снабженный, в том числе, радиоэлектронной аппаратурой приема информации. В качестве оптико-электронных приборов наблюдения использованы инфракрасный радиометр-спектрометр на основе криогенного телескопа с диаметром входного зрачка, равным 34 см, камеры видимого диапазона длин волн с диаметром входного зрачка, равным 15 см, и матрицей приборов с зарядовой связью в качестве приемника оптического излучения и спектрографические камеры, чувствительные к ультрафиолетовому и видимому оптическому излучению.
Указанная известная система обеспечивает одновременное сопровождение траекторий до 100 космических объектов с определением всех трех их координат в пространстве. Однако, выполнение угловых измерений оптико-электронными приборами, установленными на борту одного космического аппарата, не позволяет
обеспечить высокую точность последующего определения дальности до космического объекта, а также приводит к необходимости использования значительного по времени мерного интервала проведения угловых измерений, что снижает оперативность получения координатной информации.
Известны системы наблюдения за космическими объектами искусственного происхождения Space Based Infrared System (SBIRS) Low Component, США, (www.fas.org), Space and Missile Tracking System (SMTS), США, (www.fas.org), Space Tracking and Surveillance System (STSS), США, (www.globalsecurity.org) и Space Based Space Surveillance (SBSS), США, (www.globalsecurity.org), которые в общей для них части содержат от 3 до 28 космических аппаратов, которые размещены на круговых орбитах с высотой 1350 км, расположенных в зависимости от количества космических аппаратов соответственно в трех или четырех плоскостях, и наземный пункт приема, обработки и хранения информации, снабженный, в том числе, радиоэлектронной аппаратурой приема информации. Каждый космический аппарат снабжен навигационным оборудованием, системой электроснабжения с двумя панелями солнечных батарей, системой терморегулирования, системой угловой стабилизации и ориентации с датчиками ориентации и исполнительными органами, радиоэлектронной аппаратурой передачи информации на наземный пункт приема, обработки и хранения информации и на другие космические аппараты этой системы, а также инфракрасным широкоугольным оптико-электронным средством обнаружения и оптико-электронным средством слежения с узким полем зрения, чувствительным к оптическому излучению инфракрасного и видимого диапазона длин волн и установленным в двухстепенном кардановом подвесе.
Передача информации между космическими аппаратами этих систем позволяет осуществлять одновременное наблюдение оптико-электронными средствами обнаружения двух космических аппаратов одного и того же космического объекта, который находится в так называемой зоне двойного обзора, то есть области космического пространства, наблюдаемой в данный текущий момент времени оптико-электронными средствами двух космических аппаратов, и определение его углового положения относительно системы координат, выбранной за базовую. В результате этого с использованием информации о получаемых навигационным оборудованием координатах космических аппаратов, осуществляющих наблюдение, возникает возможность триангуляционным методом определить с высокой точностью дальность до наблюдаемого в зоне двойного обзора космического объекта на основании однократного определения его углового положения в базовой системе координат оптико-электронными средствами обнаружения двух космических аппаратов.
Вместе с тем, баллистическое построение космических аппаратов этих известных систем и расположение оптико-электронных средств обнаружения на борту не позволяет обеспечить количество зон двойного обзора, превышающее N/2, где N - количество космических аппаратов в системе наблюдения. Указанное обстоятельство существенным образом ограничивает объем космического пространства, наблюдаемого системой, в котором она позволяет оперативно и с высокой точностью определить координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.
Наиболее близкой по технической сущности к настоящей полезной модели является орбитальная система контроля космического пространства (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.59-82). Указанная известная система, являющаяся ближайшим аналогом, содержит, по меньшей мере, один наземный пункт приема информации, сеть космических аппаратов наблюдения, которые размещены на круговых солнечно-синхронных орбитах одинакового радиуса и обратного наклонения, расположенных в двух или трех плоскостях, по 5-10 космических аппаратов наблюдения в каждой плоскости, и сеть космических аппаратов ретрансляции, размещенных на геостационарной орбите с возможностью создания каналов радиосвязи каждого космического аппарата наблюдения с наземным пунктом приема информации. Так, например, постоянное нахождение всех космических аппаратов наблюдения в зоне радиовидимости сети космических аппаратов ретрансляции возможно, если эта сеть содержит три космических аппарата ретрансляции, разнесенных в плоскости геостационарной орбиты по долготе на 90°. В зависимости от количества космических аппаратов наблюдения, размещенных в одной орбитальной плоскости, высота их орбиты составляет от 879 км до 5370 км при наклонении орбиты соответственно от 99° до 147°. Каждый космический аппарат наблюдения снабжен системой угловой стабилизации и ориентации, системой электроснабжения с аккумуляторными батареями и панелями солнечных батарей, системой терморегулирования, аппаратурой потребителя глобальной космической радионавигационной системы и системой передачи и приема данных, выполненной с возможностью осуществления радиосвязи с наземным пунктом приема информации, в том числе, через космический аппарат ретрансляции, и, по меньшей мере, с двумя соседними космическими аппаратами наблюдения, находящимися на той же орбите. В качестве аппаратуры для получения измерительной информации каждый космический аппарат наблюдения содержит две сборки по 8 оптико-электронных приборов в каждой, аналоговый процессор, процессор обработки изображения и процессор обработки данных. Каждый оптико-электронный прибор имеет угол поля зрения
размером 10° и матрицу приборов с зарядовой связью, чувствительную к оптическому излучению от ультрафиолетового до инфракрасного диапазона длин волн, в качестве приемника оптического излучения. При этом сборки оптико-электронных приборов неподвижно установлены на корпусе космического аппарата наблюдения так, чтобы при его стабилизации в орбитальной подвижной системе координат оптические оси полей зрения каждой сборки были направлены в сторону, противоположную положению Солнца, под плоскость местного горизонта орбитальной подвижной системы координат и располагались под одинаковым углом к плоскости местного горизонта, равным 11°-40°, и под одинаковым углом к плоскости, перпендикулярной плоскости орбиты, равным 29°-42°, с противоположных сторон этой плоскости.
Баллистическое построение орбитальной системы контроля космического пространства, являющейся ближайшим аналогом, и расположение оптико-электронных приборов на борту космических аппаратов наблюдения, входящих в ее состав, позволяют обеспечить количество зон двойного обзора, не превышающее N, где N - количество космических аппаратов наблюдения. Указанное обстоятельство существенным образом ограничивает объем космического пространства, наблюдаемого орбитальной системой контроля космического пространства, являющейся ближайшим аналогом, в котором она позволяет оперативно и с высокой точностью определить координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.
Задачей настоящей полезной модели является увеличение объема космического пространства, контролируемого системой наблюдения за космическими объектами, за счет увеличения количества зон двойного обзора, в которых она позволяет оперативно и с высокой точностью определять координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.
Поставленная задача решается, согласно настоящей полезной модели, тем, что система наблюдения за космическими объектами, содержащая, в соответствии с ближайшим аналогом, по меньшей мере, один наземный пункт приема информации, по меньшей мере, четыре космических аппарата наблюдения, равномерно размещенных на круговой солнечно-синхронной орбите обратного наклонения и снабженных системой угловой стабилизации и ориентации, системой электроснабжения, системой терморегулирования, аппаратурой передачи и приема данных, выполненной с возможностью осуществления связи с наземным пунктом приема информации и, по меньшей мере, с двумя соседними космическими аппаратами наблюдения, по меньшей мере, двумя оптико-электронными приборами, выполненными с возможностью обнаружения космического объекта и определения его угловых приборных координат, и процессором обработки данных, подключенным к выходам
атм
атм
оптико-электронных приборов и к входу аппаратуры передачи и приема данных, а также аппаратуру определения положения центра масс космического аппарата наблюдения, отличается от ближайшего аналога тем, что космические аппараты наблюдения размещены на орбите с радиусом, имеющим значение не менее R/cos(π/N), где R - максимальный радиус Земли с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов наблюдения; и на каждом космическом аппарате наблюдения один оптико-электронный прибор установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, а второй оптико-электронный прибор установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата наблюдения. При этом аппаратура определения положения центра масс космического аппарата наблюдения выполнена в виде бортовой аппаратуры потребителя космической радионавигационной системы, подключенной к процессору обработки данных, или в виде радиотехнического средства измерения параметров движения космических аппаратов, соединенного каналом передачи информации с наземным пунктом приема информации, а система наблюдения за космическими объектами снабжена космическими аппаратами ретрансляции, размещенными на геостационарной орбите с возможностью создания каналов радиосвязи с каждым космическим аппаратом наблюдения и с наземным пунктом приема информации.
атм
атм
Размещение космических аппаратов наблюдения на орбите с радиусом, имеющим значение не менее R/соs(π/N) (где R - максимальный радиус Земли с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов наблюдения) обеспечивает создание условий прямой видимости с борта каждого космического аппарата наблюдения двух соседних космических аппаратов наблюдения, один из которых расположен в направлении орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, а второй - в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата наблюдения.
Установка на каждом космическом аппарате наблюдения одного оптико-электронного прибора с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, а второго оптико-электронного прибора с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, обеспечивает не только
атм
возможность наблюдения с борта каждого космического аппарата наблюдения двух его соседних космических аппаратов наблюдения, но и образование зон двойного обзора космического пространства с бортов двух космических аппаратов наблюдения, входящих в заявляемую систему. При этом выбор радиуса орбиты космических аппаратов наблюдения с учетом максимального радиуса R Земли с плотными слоями ее атмосферы обеспечивает наблюдение оптико-электронными приборами соседних космических аппаратов наблюдения на фоне космического пространства, а не на фоне плотных слоев атмосферы Земли, что препятствует их возможной засветке оптическим излучением, отраженным плотными слоями атмосферы Земли. Эти же отличительные признаки, как это будет рассмотрено ниже, обеспечивают образование зон двойного обзора, количество которых превышает количество зон двойного обзора, образующихся при использовании известной системы, являющейся ближайшим аналогом. Так, например, при количестве N космических аппаратов наблюдения, равном 4, количество зон двойного обзора составляет 2N, то есть 8. Количество зон двойного обзора равно 3 N при N=6 и 4 N при N=8.
В результате этого увеличивается объем космического пространства, контролируемого системой наблюдения за космическими объектами, за счет увеличения количества зон двойного обзора, в которых она позволяет оперативно и с высокой точностью определять координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.
Отмеченное свидетельствует о решении декларированной выше задачи настоящей полезной модели благодаря наличию у заявляемой системы наблюдения за космическими объектами перечисленных выше отличительных признаков.
На фиг.1 показано расположение в плоскости орбиты космических аппаратов наблюдения заявляемой системы наблюдения за космическими объектами, содержащей четыре космических аппарата наблюдения, где 1 - граница плотных слоев атмосферы, 2 - орбита, 3 - космический аппарат наблюдения, 4 - граница поля зрения и 5 - зона двойного обзора (для наглядности зоны двойного обзора заштрихованы).
На фиг.2 показано расположение в плоскости орбиты космических аппаратов наблюдения заявляемой системы наблюдения за космическими объектами, содержащей шесть космических аппаратов наблюдения.
На фиг.3 показано расположение в плоскости орбиты космических аппаратов наблюдения заявляемой системы наблюдения за космическими объектами, содержащей восемь космических аппаратов наблюдения.
На фиг.4 показана структурная схема заявляемой системы наблюдения за космическими объектами, где 6 - наземный пункт приема информации, 7 - космический аппарат ретрансляции и 8 - Земля.
На фиг.5 показан вид космического аппарата наблюдения со стороны положительного направления оси OY его связанной системы координат, где 9 - корпус, 10 - оптико-электронный прибор, 11 - солнечная батарея, 12 - привод, 13 - датчик ориентации на Солнце и 14 - приемо-передающая антенна.
атм
атм
На фиг.6 показано расположение космических аппаратов наблюдения в плоскости орбиты с радиусом, имеющим значение R/соs(π/N) (где R - максимальный радиус Земли с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов наблюдения), при котором заявляемая система наблюдения за космическими объектами, содержащая четыре космических аппарата наблюдения, перестает быть работоспособной.
Система наблюдения за космическими объектами содержит, по меньшей мере, один наземный пункт 6 приема информации, который выполнен по аналогии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.82) и снабжен радиопередающими устройствами для выдачи команд управления на космические аппараты 3 наблюдения, радиоприемными устройствами получения информации с космических аппаратов 3 наблюдения, вычислительными средствами обработки и хранения полученной информации и системой единого времени. Система наблюдения за космическими объектами содержит космические аппараты 7 ретрансляции, которые выполнены по аналогии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.80-82), размещены на геостационарной орбите с возможностью создания каналов связи каждого космического аппарата 3 наблюдения с наземным пунктом 6 приема информации и снабжены радиотехнической аппаратурой ретрансляции. По мнению авторов настоящей полезной модели, постоянное нахождение всех космических аппаратов 3 наблюдения в зоне радиовидимости космических аппаратов 7 ретрансляции обеспечивается при использовании трех космических аппаратов 7 ретрансляции, разнесенных в плоскости геостационарной орбиты по долготе на 90°.
атм
атм
Кроме того, система содержит от четырех до восьми космических аппарата 3 наблюдения, которые равномерно размещены на круговой солнечно-синхронной орбите 2 обратного наклонения с радиусом, имеющим значение не менее R/соs(π/N), где R - максимальный радиус Земли 8 с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов 3 наблюдения.
атм
При максимальном радиусе R Земли 8 с плотными слоями атмосферы, равном 6520 км (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.47), для системы, содержащей четыре, шесть и восемь космических аппаратов 3 наблюдения, минимальный радиус орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения приблизительно составляет соответственно 9220, 7530 и 7060 км. По мнению авторов настоящей полезной модели, максимальная высота орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения не должна превышать 3000 км. При этом наклонение орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения однозначно определяется (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.59-68, таблица 10) для заданного значения высоты орбиты 2 из условия ее солнечной синхронности. При наилучшем осуществлении настоящей полезной модели линия узлов орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения перпендикулярна направлению на Солнце, но заявляемая система останется работоспособной и при отклонении линии узлов орбиты 2 от перпендикуляра к направлению на Солнце на угол до 40°.
Каждый космический аппарат 3 наблюдения снабжен типовой по составу системой угловой стабилизации и ориентации (Инженерный справочник по космической технике / Под ред. Солодова А.В. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.204-208. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов и кораблей. - М.: Машиностроение, 1977, с.96-165), обеспечивающей возможность стабилизации космического аппарата 3 наблюдения в орбитальной подвижной системе координат, системой электроснабжения с аккумуляторными батареями и установленной на корпусе 9 солнечной батареей 11 с приводом 12 и датчиком 13 ориентации на Солнце, выполненной по аналогии с известными системами (Инженерный справочник по космической технике / Под ред. Солодова А.В. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.254-260), типовой по составу системой терморегулирования (Инженерный справочник по космической технике / Под ред. Солодова А.В. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.249-254) и аппаратурой передачи и приема данных, выполненной по аналогии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.80-82) и с возможностью осуществления радиосвязи с наземным пунктом 6 приема информации и, по меньшей мере, с двумя соседними космическими аппаратами 3 наблюдения с помощью приемопередающих антенн 14 как непосредственно, так и через космический аппарат 7 ретрансляции.
Кроме того, для определения положения своего центра масс каждый космический аппарат 3 наблюдения может быть снабжен бортовой аппаратуры потребителя космической радионавигационной системы. Для определения положения центра масс космических аппаратов 3 наблюдения заявляемая система может быть снабжена наземным радиотехническим средством измерения параметров движения космических аппаратов, соединенным каналом передачи информации с наземным пунктом 6 приема информации.
атм
атм
атм
Каждый космический аппарат 3 наблюдения снабжен, по меньшей мере, двумя оптико-электронными приборами 10, выполненными с возможностью обнаружения космических объектов и определения их угловых приборных координат, и процессором обработки данных, подключенным к выходам оптико-электронных приборов 10 и к входу аппаратуры передачи и приема данных. На каждом космическом аппарате 3 наблюдения один оптико-электронный прибор 10 установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата 3 наблюдения, расположенного в направлении орбитального движения данного космического аппарата 3 наблюдения, а второй оптико-электронный прибор 10 установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата 3 наблюдения, расположенного в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата 3 наблюдения. Для этого ось симметрии поля зрения в плоскости местного горизонта орбитальной подвижной системы координат каждого оптико-электронного прибора 10 расположена по отношению к плоскости орбиты 2 под углом, не превышающим половины углового размера поля зрения этого оптико-электронного прибора 10 в плоскости местного горизонта орбитальной подвижной системы координат, а край поля зрения каждого оптико-электронного прибора 10 расположен по отношению к направлению местной вертикали под углом в плоскости орбиты 2, имеющим значение не менее arcsin(R/r), где R - максимальный радиус Земли 8 с плотными слоями ее атмосферы; r - радиус орбиты 2 космического аппарата 3 наблюдения. По мнению авторов настоящей полезной модели, при наилучшем ее осуществлении ось симметрии поля зрения в плоскости местного горизонта орбитальной подвижной системы координат каждого оптико-электронного прибора 10 должна быть расположена в плоскости орбиты 2 космического аппарата 3 наблюдения, а нижняя граница 4 поля зрения должна лежать в плоскости, касательной к сфере, образуемой границей 1 плотных слоев атмосферы, с центром, расположенным в центре Земли 8, и радиусом, равным максимальному радиусу R Земли 8 с плотными слоями ее атмосферы. Как считают авторы настоящей полезной модели, каждый оптико-электронный прибор 10 должен иметь угол поля зрения 20°×30° и пороговую чувствительность по световому потоку, соответствующую световому потоку от звезд
+12 визуальной звездной величины. Каждый оптико-электронный прибор 10 снабжен, как и в ближайшем аналоге (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.75-78), объективом, приемником оптического излучения в виде матрицы приборов с зарядовой связью, например, типа ISD017A или KAF-4320, чувствительной к оптическому излучению от ультрафиолетового до инфракрасного диапазона длин волн, аналоговыми схемами считывания сигнала изображения, аналого-цифровыми преобразователями и процессором обработки изображения.
Каждый космический аппарат 3 наблюдения снабжен процессором обработки данных, подключенным к выходам оптико-электронных приборов 10 и бортовой аппаратуры потребителя космической радионавигационной системы (в случае оснащения ею космических аппаратов 3 наблюдения), а также к входу аппаратуры передачи и приема данных. Процессор обработки данных может быть выполнен в соответствии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.76-78) и обладать аналогичными техническими характеристиками.
атм
атм
Необходимость выбора величины радиуса орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения, имеющей, как было указано выше, значение не менее R/соs(π/N) (где R - максимальный радиус Земли 8 с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов 3 наблюдения), подтверждается следующими соображениями, поясняемыми фиг.6.
Условия прямой видимости с борта каждого космического аппарата 3 наблюдения двух соседних космических аппаратов 3 наблюдения, один из которых расположен в направлении орбитального движения данного космического аппарата 3 наблюдения, а второй - в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата 3 наблюдения, могут быть обеспечены в случае, когда линии визирования соседних космических аппаратов 3 наблюдения не проходят через плотные слои атмосферы Земли 1, освещаемые Солнцем. В противном случае неизбежна засветка оптико-электронных приборов космического аппарата 3 наблюдения оптическим излучением, отраженным и рассеянным атмосферой Земли, которая не позволяет оптико-электронным приборам обнаружить соседние космические аппараты 3 наблюдения. Как иллюстрирует фиг.6, условия прямой видимости имеют место тогда, когда радиус орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения превышает значение радиуса, при котором отрезки прямых, соединяющих каждые два соседних космических аппарата 3 наблюдения, касаются плотных слоев атмосферы Земли 1. В случае, показанном на фиг.6, когда отрезки прямых, соединяющих каждые два соседних космических аппарата 3 наблюдения, касаются
атм
атм
атм
окружности, ограничивающей плотные слои атмосферы Земли 1, из-за равномерного размещения космических аппаратов 3 наблюдения на орбите значение угла между радиусами-векторами каждых двух соседних космических аппаратов 3 наблюдения равно 2π/N, где N - количество космических аппаратов 3 наблюдения. Тогда в равнобедренном треугольнике, образованном двумя радиусами-векторами двух соседних космических аппаратов 3 наблюдения и отрезком прямой, соединяющим эти два соседних космических аппарата 3 наблюдения (см. фиг.6), максимальный радиус R Земли 1 с плотными слоями ее атмосферы, проведенный в точку касания отрезка прямой, соединяющей эти два соседних космических аппарата 3
наблюдения, с окружностью, ограничивающей на фиг.6 плотные слои атмосферы Земли 1, является высотой и медианой этого треугольника, а также биссектрисой угла между двумя его равными сторонами r. Поэтому решение любого из двух равных прямоугольных треугольников, образующих указанный равнобедренный треугольник, позволяет получить, что радиус орбиты r, являющийся гипотенузой двух равных прямоугольных треугольников, в этом случае равен R/соs(π/N), где R - максимальный радиус Земли 1 с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов 3 наблюдения.
атм
атм
Кроме того, решение любого из этих двух равных прямоугольных треугольников, образующих указанный равнобедренный треугольник, позволяет получить, что для предотвращения засветки поля зрения оптико-электронного прибора оптическим излучением, отраженным и рассеянным атмосферой Земли, край его поля зрения должен быть расположен по отношению к направлению местной вертикали под углом в плоскости орбиты 2, имеющим величину не менее указанного выше значения, равного arcsin(R/r), где R - максимальный радиус Земли 1 с плотными слоями ее атмосферы; r - радиус орбиты 2 космического аппарата 3 наблюдения.
Заявляемая система наблюдения за космическими объектами работает следующим образом.
Космические аппараты 3 наблюдения движутся по круговой солнечно-синхронной орбите 2 обратного наклонения. Их системы угловой стабилизации и ориентации осуществляют стабилизацию космических аппаратов 3 наблюдения в орбитальной подвижной системе координат. Привод 12 на основании сигналов с датчика 13 ориентации на Солнце поддерживает положение солнечной батарей 11, при котором ее плоскость перпендикулярна направлению на Солнце. Космические аппараты 7 ретрансляции движутся по геостационарной орбите. В случае оснащения космических аппаратов 3 наблюдения бортовой аппаратурой потребителя космической радионавигационной системы последняя принимает сигналы от космических аппаратов космической радионавигационной системы, определяет на их основании
координаты центра масс космических аппаратов 3 наблюдения и передает их в процессор обработки данных. В случае выполнения аппаратуры определения положения центра масс космического аппарата 3 наблюдения в виде наземного радиотехнического средства измерения параметров движения космических аппаратов, соединенного каналом передачи информации с наземным пунктом 6 приема информации, последнее осуществляет определение координат центра масс каждого космического аппарата 3 наблюдения, которые наземным пунктом 6 приема информации передаются на борт соответствующего космического аппарата 3 наблюдения непосредственно или через космический аппарат 7 ретрансляции и поступают в процессор обработки данных.
Каждый оптико-электронный прибор 10 каждого космического аппарата 3 наблюдения принимает оптическое излучение Солнца, отраженное находящимися в его поле зрения космическими объектами, преобразует его в электрический сигнал изображения и определяет угловые приборные координаты центров изображения наблюдаемых космических объектов по аналогии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.78), которые поступают в процессор обработки данных, вычисляющий на их основании угловые координаты наблюдаемых космических объектов в инерциальной системе координат, выбранной за базовую для заявляемой системы. Полученные угловые координаты наблюдаемых космических объектов в инерциальной системе координат вместе со значениями моментов времени измерений и координатами центра масс космического аппарата 3 наблюдения в эти моменты времени с помощью аппаратуры передачи и приема данных передаются, по меньшей мере, на два соседних космических аппарата 3 наблюдения и поступают в их процессоры обработки данных.
В соответствии с известными алгоритмами, используемыми, например, в ближайшем аналоге (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.34-56), процессор обработки данных космического аппарата 3 наблюдения вычисляет триангуляционным методом на основании полученных координат центров масс двух космических аппаратов 3 наблюдения для определенного момента времени и угловых координат космических объектов в инерциальной системе координат, полученных при наблюдении с бортов этих двух космических аппаратов 3 наблюдения в тот же момент времени, три пространственные координаты наблюдаемых космических объектов, находящихся в зоне двойного обзора 5. По результатам многократного определения трех пространственных координат наблюдаемых космических объектов процессор обработки данных космического аппарата 3 наблюдения вычисляет в соответствии с
известными алгоритмами, используемыми, например, в ближайшем аналоге, кеплеровские параметры орбиты наблюдаемых космических объектов. Полученные кеплеровские параметры орбиты наблюдаемых космических объектов аппаратурой передачи и приема данных космического аппарата 3 наблюдения передаются непосредственно или через космический аппарат 7 ретрансляции на наземный пункт 6 приема информации, где формируется база данных космических объектов.
Как иллюстрируют чертежи, заявляемая система наблюдения за космическими объектами, имеющая в своем составе четыре, шесть, или восемь космических аппаратов 3 наблюдения, обеспечивает получение зон 5 двойного обзора, количество которых равно соответственно 8 (см. фиг.1), 18 (см. фиг.2) или 32 (см. фиг.3). Поэтому настоящая полезная модель обеспечивает увеличение объема космического пространства, контролируемого системой наблюдения за космическими объектами, за счет увеличения количества зон 5 двойного обзора, в которых она позволяет оперативно и с высокой точностью определять координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.