RU2006114430A - Система и способ географического и пространственного позиционирования - Google Patents

Claims (33)

1. Система географического и пространственного позиционирования, отличающаяся тем, что содержит

первый, второй и третий опорные пункты (А, В, С), которые являются неподвижными относительно Земли, расположены на расстоянии друг относительно друга и не находятся на одной линии, и при этом каждый имеет заранее известное место,

космическую платформу (S), видимую из неподвижных опорных пунктов (А, В, С), и которая перемещается в последовательные положения в зависимости от времени в соответствии с траекторией, которая наклонена относительно оси вращения Земли,

передатчик (1), оперативно связанный с каждым из узлов, задаваемых неподвижными опорными пунктами (А, В, С) и космической платформой (S), и предназначенный для излучения импульсов на определенной частоте, при этом каждый импульс излучается в заранее определенный момент времени,

приемник (2), оперативно связанный с каждым неподвижным опорным пунктом (А, В, С) и с передатчиком (1) для приема указанных импульсов на траектории, охватывающей расстояние между космической платформой (S) и неподвижным опорным пунктом (А, В, С), связанным с приемником (2),

управляющий блок (3), оперативно соединенный с передатчиком (1) и с приемником (2) и предназначенный для вычисления для момента излучения каждого импульса боковых ребер четырехгранника, вершины которого задаются тремя неподвижными опорными пунктами (А, В, С) и космической платформой (S), на основании определения времени прохождения каждого импульса по указанной траектории между космической платформой (S) и каждым неподвижным опорным пунктом (А, В, С), чтобы обеспечивать возможность определения соответствующего продолжения траектории космической платформы (S) во время, когда последняя является видимой для неподвижных опорных пунктов (А, В, С).

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что передатчик (1) установлен в первом неподвижном опорном пункте (А) и предназначен для излучения импульсов на определенной частоте, причем каждый импульс излучается в заранее определенный момент времени, при этом каждый импульс содержит идентификационный признак первого неподвижного опорного пункта (А) и момента излучения импульса, каждый импульс передается во все неподвижные опорные пункты (А, В, С) с помощью устройства (5) связи, предусмотренного на космической платформе (S).

3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что содержит другой передатчик (1), установленный во втором неподвижном опорном пункте (В) и предназначенный для излучения импульсов на определенной частоте, причем каждый импульс излучается в тот же самый заранее определенный момент времени каждого импульса, излученного передатчиком (1), предусмотренным в первом неподвижном опорном пункте (А), при этом каждый импульс содержит идентификационный признак второго неподвижного опорного пункта (В) и момента излучения указанного импульса,

дополнительный приемник (2), предусмотренный в третьем неподвижном опорном пункте (С) и предназначенный для приема и идентификации импульсов, посланных вторым неподвижным опорным пунктом (В) и переданных космической платформой (S), при этом управляющий блок (3) для каждого момента излучения импульсов первого и второго неподвижных опорных пунктов (А, В), предназначен для вычисления боковых ребер четырехгранника с тремя вершинами, задаваемыми тремя неподвижными опорными пунктами (А, В, С), и с четвертой вершиной, задаваемой космической платформой (S), на основании разностей времен между моментом излучения импульса из первого неподвижного опорного пункта (А) и его приемом в последующих, во втором и в третьем неподвижном опорном пункте (В, С), соответственно, и разности времен между излучением импульса из второго неподвижного пункта (С), чтобы обеспечивать возможность определения соответствующего продолжения траектории космической платформы (S) во время, когда она является видимой для неподвижных опорных пунктов.

4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что управляющий блок (3) оперативно соединен со вторым и с третьим неподвижными опорными пунктами (В, С) посредством дополнительного соответствующего средства связи, размещенного в каждом из неподвижных опорных пунктов (В, С).

5. Система по п. 1, отличающаяся тем, что управляющий блок (3) оперативно соединен с неподвижными опорными пунктами (А, В, С).

6. Система по п. 5, отличающаяся тем, что каждый из первого, второго и третьего неподвижных опорных пунктов (А, В, С) снабжен соответствующим управляющим блоком (3), при этом указанные управляющие блоки (3) предназначены для определения других устройств связи и оперативно соединены с еще одним управляющим блоком (3), удаленным относительно управляющих блоков, размещенных в указанных неподвижных опорных пунктах (А, В, С).

7. Система по п. 2, отличающаяся тем, что устройство (5) связи представляет собой трансивер.

8. Система по п. 3, отличающаяся тем, что содержит в каждом неподвижном опорном пункте (А, В, С) точные часы (4), которые синхронизированы друг с другом.

9. Система по п. 1, отличающаяся тем, что содержит на объекте (Р), географическое местоположение которого должно быть определено и относительно которого космическая платформа (S) является видимой

приемник (2), предназначенный для приема импульсов, излученных передатчиком (1) и ретранслированных с помощью космической платформы (S), и оперативно соединенный с управляющим блоком (3), предназначенным для вычисления прямолинейного сегмента, соединяющего с объектом (Р) четыре вершины четырехгранника, для определения местоположения объекта (Р) с помощью последовательных пересечений нескольких сферических геометрических мест (LE) точек, при этом каждое геометрическое место точек представлено сферой, и, по меньшей мере, три из указанных сфер в определенный момент времени обозначают центр на космической платформе (S) и радиус, соответствующий прямолинейному сегменту, задаваемому между указанной космической платформой (S) и объектом (Р), при этом число пересечений сферических геометрических мест (LE) точек является достаточным для определения единственной точки, характеризующей местоположение объекта (Р).

10. Система по п. 9, отличающаяся тем, что сферические геометрические места (LE) точек являются достаточными для задания окружности при первом пересечении, две точки этой окружности при втором пересечении и только одна точка в пространстве при третьем пересечении.

11. Система по п. 10, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно сферическое геометрическое место (LE) точек обозначает центр, совпадающий с центром (О) Земли.

12. Система по п. 11, отличающаяся тем, что управляющий блок (3) для каждого последовательного импульса из первого неподвижного опорного пункта (А) предназначен для вычисления соответствующего сферического геометрического места (LE) точек и его кругового пересечения (IC) на поверхности Земли, при этом указанный управляющий блок (3) для каждых трех последовательных импульсов предназначен для вычисления соответствующего кругового пересечения (IC) на поверхности Земли, при этом указанные круговые пересечения (IC) взаимно пересекаются для обозначения единственного геометрического местоположения объекта (Р) на поверхности Земли.

13. Система по п. 12, отличающаяся тем, что для каждого соответствующего сферического геометрического места (LE) точек и его кругового пересечения (IC) на поверхности Земли управляющий блок (3) для каждого последовательного импульса первого неподвижного опорного пункта (А) предназначен для использования соответствующего последовательного импульса второго неподвижного опорного пункта (В).

14. Система по п. 1, отличающаяся тем, что неподвижные опорные пункты (А, В, С) расположены на поверхности Земли.

15. Система по п. 1, отличающаяся тем, что на основании разностей времен прохождения каждого импульса между космической платформой (S) и соответствующим неподвижным опорным пунктом (А, В, С) управляющий блок (3) предназначен для вычисления для последовательных импульсов уравнения движения космической платформы (S).

16. Система по п. 1, отличающаяся тем, что для последовательных импульсов, переданных первым неподвижным опорным пунктом (А), управляющий блок (3) предназначен для вычисления уравнения движения космической платформы (S).

17. Система по п. 3, отличающаяся тем, что для последовательных импульсов, переданных вторым неподвижным опорным пунктом (В), управляющий блок (3) предназначен для вычисления уравнения движения космической платформы.

18. Система по любому из пп.16 или 17, отличающаяся тем, что управляющий блок (3) предназначен для вычисления местоположения каждого объекта (Р) на основании уравнения движения космической платформы (S).

19. Система по п. 18, отличающаяся тем, что объект (Р) снабжен управляющим блоком (3), который предназначен для вычисления местоположения указанного объекта (Р) на основании уравнения движения космической платформы (S).

20. Система по п. 19, отличающаяся тем, что содержит точные часы (4) на объекте (Р).

21. Система по п. 2, отличающаяся тем, что в устройстве (5) связи используются радиоволны.

22. Способ географического и пространственного позиционирования, отличающийся тем, что он содержит этапы, на которых

(а) используют первый, второй и третий опорные пункты (А, В, С), которые являются неподвижными относительно Земли и которые расположены на расстоянии друг от друга и не находятся на одной линии, при этом каждый пункт имеет заданное место,

(b) используют космическую платформу (S), видимую для неподвижных опорных пунктов (А, В, С), которая перемещается в последовательные положения в зависимости от времени в соответствии с траекторией, которая наклонена относительно оси вращения Земли,

(с) используют передатчик (1), оперативно связанный с каждым из узлов, задаваемых неподвижными опорными пунктами (А, В, С) и космической платформой (S), для излучения импульсов на определенной частоте, причем каждый импульс излучается в заранее определенный момент времени,

(d) используют приемник (2), оперативно связанный с каждым неподвижным опорным пунктом (А, В, С) и с передатчиком (1), для приема указанных импульсов на траектории, охватывающей расстояние между космической платформой (S) и неподвижными опорными пунктами (А, В, С), связанными с приемником (2),

(е) используют управляющий блок (3), оперативно соединенный с передатчиком (1) и с приемником (2), посредством которого вычисляют для момента излучения каждого импульса каждое боковое ребро четырехгранника с тремя вершинами, задаваемыми тремя неподвижными опорными пунктами (А, В, С), и с четвертой вершиной, задаваемой космической платформой (S), на основании разностей времен прохождения каждого импульса между космической платформой (S) и соответствующим неподвижным опорным пунктом (А, В, С), для определения соответствующего продолжения траектории космической платформы (S) во время, когда последняя является видимой для неподвижных опорных пунктов (А, В, С).

23. Способ по п. 22, отличающийся тем, что на этапе (а) передатчик (1) устанавливают в первом неподвижном опорном пункте (А) для излучения импульсов на определенной частоте, причем каждый импульс излучается в заранее определенный момент времени, при этом каждый импульс содержит идентификационный признак неподвижного опорного пункта А и момент излучения импульса, каждый импульс передают во все неподвижные опорные пункты (А, В, С) с помощью устройства (5) связи, предусмотренного на космической платформе (S),

при этом дополнительно передают с помощью первого неподвижного опорного пункта (А) импульсы, каждый из которых содержит кодированную информацию относительно момента излучения каждого импульса и относительно идентификационного признака первого неподвижного опорного пункта (А),

принимают и передают с помощью устройства (5) связи, предусмотренного на космической платформе (S), указанные импульсы, переданные первым неподвижным опорным пунктом (А),

принимают в первом, во втором и в третьем неподвижных опорных пунктах (А, В, С) импульсы, излученные первым неподвижным опорным пунктом (А) и ретранслированные устройством (5) связи,

вычисляют разности времен каждого импульса, принятого в первом, во втором и в третьем неподвижных опорных пунктах (А, В, С), относительно времени излучения каждого указанного импульса, излученного первым неподвижным опорным пунктом (А),

сравнивают указанные разности времен и передают данные о них в управляющий блок (3) с помощью второго устройства связи для данных,

для момента излучения каждого импульса первого неподвижного опорного пункта (А) определяют в управляющем блоке (3) указанные боковые ребра четырехгранника с тремя вершинами, задаваемыми тремя неподвижными опорными пунктами (А, В, С), и четвертой вершиной, задаваемой космической платформой (S), на основании разностей времен между моментом излучения импульса первого неподвижного опорного пункта (А) и его приемом в первом, во втором и в третьем неподвижных опорных пунктах (А, В, С), соответственно.

24. Способ по п. 23, отличающийся тем, что

используют точные часы (4), устанавливаемые в каждом из первого, второго и третьего неподвижных опорных пунктов (А, В, С), при этом точные часы (4) синхронизируют с другими часами,

используют дополнительный передатчик, устанавливаемый во втором неподвижном опорном пункте (В) для излучения импульсов на определенной частоте, при этом каждый импульс излучают в один и тот же заранее определенный момент времени импульса, излученного передатчиком (1), причем импульс содержит идентификационный признак второго неподвижного опорного пункта (В) и момента излучения указанного импульса,

синхронизируют время точных часов (4) в трех неподвижных опорных пунктах (А, В, С) с общим опорным временем,

передают импульсы с помощью первого неподвижного опорного пункта (А), при этом каждый импульс содержит кодированную информацию о моменте излучения каждого указанного импульса и о идентификационном признаке первого неподвижного опорного пункта (А),

передают импульсы с помощью второго неподвижного опорного пункта (В), при этом каждый импульс содержит кодированную информацию о моменте излучения каждого импульса в момент излучения каждого импульса из первого неподвижного опорного пункта (А) и об идентификационном признаке второго неподвижного опорного пункта (В),

принимают и передают с помощью устройства (5) связи, предусмотренного на космической платформе (S), указанные импульсы, переданные первым и вторым неподвижными опорными пунктами (А, В),

принимают во втором и в третьем неподвижных опорных пунктах (В, С) импульс, излученный первым неподвижным опорным пунктом (А) и переданный устройством (5) связи,

принимают в третьем неподвижном опорном пункте (С) импульс, излученный вторым неподвижным пунктом (В) и переданный устройством (5) связи,

вычисляют разности времен каждого импульса, принятого в третьем неподвижном опорном пункте (С) относительно времени излучения каждого указанного импульса, излученного вторым неподвижным пунктом (В),

сравнивают указанные разности времен и передают данные о них в управляющий блок (3) с помощью второго устройства связи для передачи данных,

определяют в управляющем блоке (3) для момента излучения каждого импульса первого и второго неподвижных опорных пунктов (А, В) боковые ребра четырехгранника с тремя вершинами, задаваемыми тремя неподвижными опорными пунктами (А, В, С), и четвертой вершиной, задаваемой космической платформой (S), на основании разностей времен между моментом излучения импульса из первого неподвижного опорного пункта (А) и его приемом во втором и в третьем неподвижных опорных пунктах (В, С), соответственно, и разности времен между излучением импульса второго неподвижного опорного пункта (В) и его приемом в третьем неподвижном опорном пункте (С), чтобы обеспечить возможность определения соответствующего продолжения траектории космической платформы (S) во время, когда последняя является видимой для неподвижных опорных пунктов.

25. Способ по п. 23, отличающийся тем, что дополнительно

устанавливают на объекте (Р) приемник (2), оперативно связанный с передатчиком (1), для приема указанных импульсов на траектории, охватывающей расстояние между космической платформой (S) и объектом (Р), а также с управляющим блоком (3), посредством которого вычисляет прямолинейный сегмент, который соединяет объект (Р) с космической платформой (S), для определения местоположения объекта (Р) с помощью последовательных пересечений нескольких сферических геометрических мест (LE) точек, при этом каждое геометрическое место точек представляется сферой, по меньшей мере, три из указанных сфер в определенный момент времени обозначают центр на космической платформе (S) и радиус, соответствующий прямолинейному сегменту, задаваемому между космической платформой (S) и объектом (Р), а некоторое количество пересечений сферических геометрических мест (LE) точек является достаточным для определения единственной точки, характеризующей местоположение объекта (Р).

26. Способ по п. 25, отличающийся тем, что дополнительно с помощью управляющего блока (3) вычисляют,

пересечение каждых двух последовательных сферических геометрических мест (LE1, LE2) точек, чтобы обозначить первое круговое пересечение (IC1) этого пересечения,

пересечение третьего сферического геометрического места (LE3) точек с первым круговым пересечением (IC1), чтобы обозначить второе круговое пересечение (IC2),

пересечение второго кругового пересечения (IC2) с первым круговым пересечением (IC1), чтобы обозначить две точки локализации,

пересечение четвертого геометрического места точек со вторым круговым пересечением (IC2) точек, чтобы обозначить третье круговое пересечение (IC3), пересекающее одну из двух точек локализации.

27. Способ по п. 26, отличающийся тем, что одно из сферических геометрических мест точек имеет центр, совпадающий с центром (О) Земли, а другие сферические геометрические места точек имеют центр на космической платформе (S).

28. Способ по п. 23, отличающийся тем, что содержит этап, на котором для последовательных импульсов, переданных первым неподвижным опорным пунктом (А), в управляющем блоке (3) вычисляют уравнение движения космической платформы (S).

29. Способ по п. 24, отличающийся тем, что содержит этап, на котором для последовательных импульсов, переданных первым неподвижным опорным пунктом (А) и вторым неподвижным опорным пунктом (В), в управляющем блоке (3) вычисляют уравнение движения космической платформы (S).

30. Способ по любому из пп.28 и 29, отличающийся тем, что содержит этап, на котором в управляющем блоке (3) вычисляют местоположение каждого объекта (Р) на основании уравнения движения космической платформы (S).

31. Способ по п. 30, отличающийся тем, что содержит этап, на котором на каждом объекте (Р) размещают управляющий блок (3) для вычисления местоположения объекта (Р) на основании уравнения движения космической платформы (S).

32. Способ по п. 25, отличающийся тем, что содержит этап, на котором на каждом объекте (Р) размещают точные часы (4).

33. Способ по п. 22, отличающийся тем, что содержит этапы коррекции временных задержек при передаче импульсов с помощью устройства (5) связи.