СПОСОБ И СИСТЕМА КОСМИЧЕСКОЙ НАВИГАЦИИ

Название	СПОСОБ И СИСТЕМА КОСМИЧЕСКОЙ НАВИГАЦИИ
Разработчик (Авторы)	Степанов В.В.
Вид объекта патентного права	Изобретение
Регистрационный номер	2568937
Дата регистрации	23.10.2015
Правообладатель	Степанов Валерий Викторович
Область применения (класс МПК)	G01C 21/24
Медаль имени А.Нобеля

Описание изобретения

Изобретение относится к области астрономо-геодезических измерений и может быть использовано для определения географических координат объекта, в том числе подвижного.

1. Наиболее известным способом определения географических координат на поверхности и в атмосфере Земли (навигации) является обсервация - определение географической широты и долготы по данным наблюдений единичных объектов с известными координатами: ориентиров, сигналов радиомаяков или радионавигационных систем, навигационных ИСЗ или небесных светил, относительные координаты которых (угол места и азимут для конкретного времени и соответствующие им широта и долгота места наблюдения) приведены в мореходных таблицах. Все способы мореходной обсервации сводятся к аналитическому расчету географических координат. Периодические обсервации необходимы для проверки точности счисления пути судна [1].

Если в качестве ориентиров используются звезды (светила), то определение географической широты и долготы пункта наблюдения называется способом мореходной астрономии, который до 70-х годов 20 века на протяжении столетий являлся единственным способом навигации. Способ заключается в измерении высоты одного или нескольких светил над видимым морским горизонтом или над плоскостью искусственного горизонта, создаваемого различными способами. Высота светила над видимым морским горизонтом измеряется секстантом [2-4]. Далее, по измеренным высотам светил и точному времени обсервации рассчитывают известным способом широту и долготу пункта наблюдения. Способ состоит из регистрации времени наблюдения изображения звезды в поле зрения телескопа и расчет азимута направления на нее, производимый по формуле [5]:

где:

А - азимут направления на светило;

t=T+u-α - часовой угол,

φ - широта места наблюдателя,

δ - склонение звезды,

T - момент прохождения звезды через ось телескопа по часам места установки телескопа,

u - поправка к местным часам,

α - прямое восхождение светила, при этом значения φ, u известны на момент измерения, а значения α и δ находят из каталога звезд.

Решая уравнение (1) известным методом [6] с учетом известных (измеренных) значений t, А и α, можно получить значение широты и долготы λ места измерения на поверхности или в атмосфере Земли.

Основным недостатком способа, как и способа мореходной навигации, является невозможность работы в условиях облачной атмосферы.

Известен принцип спутниковой навигации [7], основанный на определении расстояния от точки текущего положения приемной станции до каждого видимого из группы навигационных спутников. Указанное расстояние определяется как произведение скорости света на время распространения радиосигнала до наблюдателя. Точное местоположение космических аппаратов известно из данных расчета. Координаты приемной станции, расположенной на земной поверхности, вычисляется при помощи измерений расстояний, по крайней мере, до 4 спутников Земли, для чего требуется постоянное поддержание баллистической группировки из не менее 24 ИСЗ. Технически, расстояние вычисляется путем измерения времени, в течение которого сигнал с каждого спутника достигает приемного устройства.

При данном методе навигации на точность определения местоположения объекта влияет ряд причин. К указанным причинам, в частности, относятся влияние ионосферы Земли, неточность хода часов, установленных как на спутнике, так и на приемной станции, многократное отражение сигнала со спутника, неудачный выбор спутников, которые будут участвовать в расчете. Все эти погрешности могут быть в той или иной степени скомпенсированы вычислительной программой, которая установлена в приемнике.

Основным недостатком таких существующих в настоящее время космических навигационных систем (GPS и ГЛОНАСС) является сложность эксплуатации и необходимость поддержания в рабочем состоянии баллистической группировки, состоящей из порядка 24 спутников, а также сложность системы управления и большая стоимость создания и эксплуатации.

Известен также способ определения местоположения космических аппаратов, обеспечивающий реализацию с использованием пульсаров [8] для использования при исследованиях космического пространства, планет Солнечной системы, наблюдений Земли и планет из космоса и т.п., при которых необходимо определять пространственные координаты космических аппаратов и составляющие векторы его скорости относительно пульсаров практически на любом удалении от Земли или любой другой планеты.

Техническим результатом известного изобретения является обеспечение высокоточного определения положения космического аппарата практически на любом удалении от Земли. Для достижения указанного результата предлагается способ определения местоположения космических аппаратов (KA), заключающийся в том, что на промежуточной орбите одновременно с определением координат KA  в начальный момент времени t₀ по сигналам Глобальных Навигационных Спутниковых Систем осуществляется прием и детектирование излучений не менее чем трех пульсаров, а затем в процессе дальнейшего движения KA осуществляется определение прироста полной фазы  периодического излучения каждого пульсара, причем измерение фазы сигнала пульсара Δφ_Р определяется относительно фазы высокостабильного опорного генератора KA, а разрешение фазовой неоднозначности N_p осуществляется путем подсчета скачков на 2π измеренной фазы за время полета  по проведенным измерениям определяются расстояния, на которое KA переместился за время Δt вдоль направления на каждый пульсар а положение KA в декартовой системе координат,

для случая, когда число пульсаров равно трем, определятся из выражения , где D - расстояние, на которое KA переместился вдоль направления на р-й пульсар за время Δt; с - скорость света; Т_р - период повторения сигнала, излучаемого р-м пульсаром; Δφ_P - измеренное в момент t значение разности фаз между сигналом р-го пульсара и опорного генератора KA; N_P - количество полных периодов изменения фазы сигнала р-го пульсара за время Δt;  - вектор-столбец положения KA в момент t;  - вектор-столбец положения KA в начальный момент t₀;  - вектор-столбец оценок перемещения KA в направлении на три пульсара;  - матрица направляющих косинусов, определяющая угловое положение трех пульсаров.

Недостатком способа является узкая применимость метода - в решении задач космической навигации летательных аппаратов за пределами Земли - задачи космической баллистики, а не определения географических координат на поверхности Земли. Согласно этому способу система осуществляет расчет сближения с каждым (из не менее трех) пульсаров вдоль нескольких направлений на них. При решении астронавигационных задач (к которым относится заявляемое изобретение) условно принимается, что видимые места всех светил находятся как бы на одинаковом удалении от наблюдателя и располагаются на одной сферической поверхности неопределенного радиуса. Такая шаровая поверхность не является реальным объектом, а принимается как условная. При предлагаемом в настоящей заявке способе навигации расчет сближения с пульсарами вдоль вектора направления на них не требуется и лишено смысла.

Известен, взятый за прототип, способ и система космической навигации [9], включающий сканирование пространства чувствительным элементом, работающим в радиодиапазоне длин волн, с узкой диаграммой направленности в двух плоскостях по высоте и азимуту, фиксацию частоты сигнала, принятого от различных радиопульсаров, их идентифицикацию на электронной карте звездного неба в вычислительном устройстве и расчет широты и долготы места обсервации.

Система космической навигации, реализующая данный способ, содержит чувствительный элемент, перемещаемый в двух плоскостях приводами перемещения чувствительного элемента по азимуту и по высоте, управляемого вычислительным устройством и соединенного с ним информационным кабелем, соединяющий чувствительный элемент с вычислительным устройством, кабели питания приводов, индикатор долготы и широты, а также электронную карту радиопульсаров и приемник сигналов точного времени.

Недостатком метода является необходимость сканирования видимой полусферы чувствительным элементом, движущимся в двух плоскостях, что усложняет конструкцию и уменьшает сферу применение способа и устройства.

Целью изобретения является обеспечение обсервации любого количества пульсаров и упрощение системы для его осуществления.

Техническим результатом изобретения является определение угла места и азимута пульсаров, находящихся в зоне радиовидимсти небесного свода из пункта наблюдения.

Возможность достижений технического результата появилась в результате разработки детекторов сверхслабых излучений [10; 11], использования его в геофизических измерениях в качестве чувствительного элемента [12; 13] и экспериментально установленного явления регистрации сигналов со звездами и радиопульсарами [14]

Для достижения указанного технического результата предлагается способ и система космической навигации, которые заключаются в том, что принимаются и анализируются не сигналы от пульсаров, полученные сканированием пространства радиовидимости, а производится одновременная регистрация сигналов излучения со всех видимых в зоне радиовидимости детектора пульсаров, применение фильтрации принятого комплексного сигнала, определение спектра частот указанного сигнала, выделение частот излучения каждого источника излучения (радиопульсара) и идентификация их с пульсарами, видимыми в пункте наблюдения с широтой φ и долготой λ путем сравнения с базой данных о параметрах излучения всех известных пульсаров.

Известно [8], что астрономические наблюдения и исследования теории образования и развития звезд позволили за несколько последних десятилетий получить достаточно большой объем информации о количестве, расположении и характеристиках пульсирующих звезд - пульсарах. Излучения пульсаров регистрируются в радио-, оптическом, рентгеновском и гамма-диапазонах частот. Формы импульсов для одного и того же пульсара в различных диапазонах различны, однако период их повторения постоянен. Величина периода повторения индивидуальна для каждого пульсара (пульсар в Крабовидной туманности обладает периодом T_Crab=33 мс, пульсар PSR1509-58 имеет период T_PSR1509=150 мс, а пульсар Vela-T_Vela=89 мс). Стабильность частоты повторения пульсаров весьма велика и оценивается величиной 10^-14 в год. В настоящее время известно достаточно большое количество пульсаров. Телескопом ROSAT каталогизировано 105924 пульсара в рентгеновском диапазоне, телескоп ATNF обнаружил свыше 1400 пульсаров в радиодиапазоне. Рабочий каталог пульсаров содержит 737 объектов, из которых 79 могут характеризоваться как достаточно мощные.

Способ реализуется с помощью системы, структура которой приведена на фиг.1, где обозначено:

1 - чувствительный элемент,

2 - датчик угла наклона чувствительного элемента,

3 - угол наклона,

4 - радиопульсары,

5 - зона радиовидимости,

6 - зона невидимости из-за наклона чувствительного элемента,

7 - вычислительное устройство,

8 - блок памяти с электронной картой (базой данных) пульсаров,

9, 10, 11 - информационные кабели,

12 - индикатор долготы и широты.

Способ реализуется путем выполнения последовательности операций преобразования сигнала, приведенных на фиг.2 и 3, где обозначено:

П1 - ввод сигнала,

П2 - спектральный анализ сигнала,

П3 - идентификация видимых пульсаров по частоте принятого излучения,

П4 - идентификация видимых пульсаров с учетом угла наклона чувствительного элемента,

П5 - чтение базы данных пульсаров,

П6 - определение широты и долготы,

13 - зона видимости с учетом угла наклона чувствительного элемента,

14 - электронная карта пульсаров,

15 - Гринвичский меридиан,

16 - значение долготы,

17 - значение широты,

18 - место обсервации.

Система работает следующим образом.

Сначала осуществляется ввод сигнала П1 с чувствительного элемента 1, который фиксирует излучение от различных пульсаров 4, одновременно находящихся в его зоне видимости 5. Указанный сигнал по кабелю 9 поступает в вычислительное устройство 7, где выполняется спектральный анализ П2 сигнала и идентификация П3 видимых пульсаров. Одновременно с этим по кабелю 10 в вычислительное устройство поступает сигнал от датчика угла наклона чувствительного элемента 2 и производится идентификация видимых пульсаров с учетом угла наклона чувствительного элемента П4. Из блока памяти 8 вычислительного устройства 7 извлекается П5 электронная карта 14 с астрономическими координатами пульсаров, на которой по совпавшим с картой зоной видимости с учетом угла наклона определяется место обсервации 18, в свою очередь по координатам которого на карте пульсаров определяется П6 координаты географической широты 17 и долготы 16, которые отображаются, например, через информационный кабель 11 на индикаторе 12.

Формула изобретения

1. Способ космической навигации, включающий прием сигнала от чувствительного элемента, фиксацию сигнала, принятого от различных радиопульсаров, выполнение их спектрального анализа, идентифицикацию на электронной карте звездного неба в вычислительном устройстве и расчет широты и долготы места обсервации, отличающийся тем, что после фиксации сигнала идентификация пульсаров производится в пределах зоны видимости с учетом угла наклона чувствительного элемента и производится одновременная регистрация сигналов излучения со всех видимых в зоне радиовидимости детектора пульсаров, при этом осуществляется фильтрация принятого комплексного сигнала, определение спектра частот указанного сигнала с учетом угла наклона чувствительного элемента, который выполнен в виде датчика сверхслабых излучений с всенаправленной диаграммой чувствительности, выделение частот излучения каждого радиопульсара и идентификация их с пульсарами, видимыми в пункте наблюдения с широтой φ и долготой λ путем сравнения с базой данных о параметрах излучения всех известных пульсаров.

2. Система космической навигации, содержащая чувствительный элемент, вычислительное устройство, блок памяти с электронной картой (базой данных) пульсаров, информационные кабели и индикатор долготы и широты, отличающаяся тем, что в ее состав включен датчик наклона чувствительного элемента, выполненного в виде датчика сверхслабых излучений с всенаправленной диаграммой направленности, при этом обеспечена возможность одновременной регистрация сигналов излучения со всех видимых в зоне радиовидимости детектора пульсаров, - фильтрация принятого комплексного сигнала, - определение спектра частот указанного сигнала с учетом угла наклона чувствительного элемента, - выделение частот излучения каждого радиопульсара и идентификация их с пульсарами, видимыми в пункте наблюдения с широтой φ и долготой λ путем сравнения с базой данных о параметрах излучения всех известных пульсаров.

Изобретение "СПОСОБ И СИСТЕМА КОСМИЧЕСКОЙ НАВИГАЦИИ" (Степанов В.В.) отмечено юбилейной наградой (25 лет Российской Академии Естествознания)
Медаль Альфреда Нобеля

Оформление наградных документов и заказ каталога