RU2174092C2 - Угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объекта - Google Patents
Угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объектаInfo
- Publication number
- RU2174092C2 RU2174092C2 RU99107986A RU99107986A RU2174092C2 RU 2174092 C2 RU2174092 C2 RU 2174092C2 RU 99107986 A RU99107986 A RU 99107986A RU 99107986 A RU99107986 A RU 99107986A RU 2174092 C2 RU2174092 C2 RU 2174092C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- coordinates
- receiving antenna
- axis
- spacecraft
- emergency object
- Prior art date
Links
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 12
- 230000001702 transmitter Effects 0.000 claims abstract description 11
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 210000004279 Orbit Anatomy 0.000 description 2
- 230000000903 blocking Effects 0.000 description 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000036039 immunity Effects 0.000 description 1
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 description 1
- 230000001960 triggered Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на искусственных спутниках Земли, стабилизируемых вращением вдоль вертикали. Согласно изобретению производят поиск такого пространственного положения приемной антенны спутника при наличии факта работы передатчика аварийного объекта, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю. В этот момент измеряют угол между осью приемной антенны и осью датчика горизонта. Координаты подспутниковой точки трассы космического аппарата в момент измерения вычисляются. Измерения проводят два раза. По координатам двух подспутниковых точек и двум измерениям указанного угла определяют местоположение аварийного объекта. Изобретение направлено на обеспечение однозначности определения и повышение точности вычисления координат аварийного объекта, находящегося на поверхности Земли, а также на расширение площади просматриваемой поверхности и увеличение отношения сигнал/шум в приемной радиолинии. 3 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах, находящихся на орбите искусственного спутника Земли, кроме геостационарной, стабилизируемых вращением вдоль вертикальной оси.
Наиболее близким по технической сущности следует считать космическую систему обнаружения терпящих бедствие судов и самолетов - КОС-ПАС-САРСАТ, где определение местоположения радиобуев, излучающих аварийные сигналы, обеспечивается радиально- скоростным (доплеровским дифференциальным) способом [1].
Недостатком данного прототипа является неоднозначность определения, низкая точность координат аварийного объекта, низкая помехозащищенность приемной радиолинии.
Целью предлагаемого изобретения является однозначность определения, повышения точности измерения координат аварийного объекта, находящегося на поверхности Земли, увеличение площади просматриваемой поверхности, увеличение соотношения сигнал/шум в приемной радиолинии.
Сущность изобретения состоит в поиске такого пространственного положения приемной антенны космического аппарата, стабилизируемого вращением вдоль вертикальной оси, при наличии фактора работы передатчика аварийного объекта, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю, измерение в этот момент времени угла между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью горизонта с привязкой измерения к бортовому временному устройству. Координата подспутниковой точки в момент измерений вычисляется. Измерения проводятся не менее двух раз. По координатам двух подспутниковых точек и двум измеренным углам между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью горизонта определяется местоположение аварийного объекта.
Известно, что эффект Доплера состоит в том, что частота f1 сигнала, принимаемого движущимся приемником, изменяется относительно частоты f0, излучаемой неподвижным передатчиком по закону
f1 = f0 • (1 ± R/C), (1)
где R - радиальная скорость движущегося приемника;
С - скорость света.
f1 = f0 • (1 ± R/C), (1)
где R - радиальная скорость движущегося приемника;
С - скорость света.
Знак "плюс" соответствует сближению приемника и передатчика, "минус" - удалению, т.е. знак определяет направление вектора радиальной скорости. Разностная частота Fд, называемая частотой Доплера, определяется по формуле
Fд = f1 - f0 = f0 • R/C . (2)
В точке траверза частота Доплера равна нулю.
Fд = f1 - f0 = f0 • R/C . (2)
В точке траверза частота Доплера равна нулю.
Известно использование импульсных инфракрасных датчиков горизонта [2].
Способ осуществляется следующим образом. Поступательное движение космического аппарата, ось вращения которого отклонена от местной вертикали, состоящего из корпуса 1, импульсного инфракрасного датчика горизонта 2, размещенного на одной оси противоположно приемной антенны 3, механическая ось которой не совпадает с осью вращения космического аппарата, устройства сравнения 4, приемного устройства космического аппарата 5, измерителя частоты Доплера 6, заторможенного блокинг-генератора 7, схем "И" 8, 9, генератора импульсов 12, счетчика импульсов 13, вентилей 10, 11, схемы коммутации 14, магнитного запоминающего устройства 15, передатчика космического аппарата 16, передающей антенны 17, бортового временного устройства 18, бортового задающего генератора 19 (см. фиг. 1 - 3), обеспечивает перемещение линии сканирования диаграммы приемной антенны и последовательный просмотр полосы на поверхности Земли вдоль орбиты космического аппарата. Частота вращения космического аппарата выбирается из условия просмотра поверхности Земли без пропуска. Выбираем такую приемную антенну, чтобы ось диаграммы направленности совпадала с механической осью антенны. Для устранения неоднозначности, механическая ось приемной антенны космического аппарата сдвигается относительно оси вращения на угол β, равный ширине диаграммы направленности приемной антенны. При появлении сигнала передатчика 20 аварийного объекта в просматриваемой полосе на поверхности Земли, приемник космического аппарата 5 начинает измерение частоты Доплера беззапросным методом. При достижении частоты Доплера значения, равного нулю, механическая ось приемной антенны 3 находится в точке траверза. В этот момент измеряется значение угла между осью датчика горизонта и положением механической оси приемной антенны 3 (угла А). Измерения привязываются к бортовому временному устройству 18 и записываются в магнитное запоминающее устройство 15 или передаются через передатчик 16 на наземный приемный пункт. Для определения координат аварийного объекта необходимо измерить угол А и вычислить координаты, подспутниковой точки. По координатам двух подспутниковых точек и двум измеренным углам А однозначно определяется местоположение аварийного объекта.
Вычисление координат аварийного объекта возможно на борту космического аппарата при наличии бортовой цифровой вычислительной машины, либо на наземном приемном пункте.
В исходном состоянии до попадания сигнала с передатчика 20 аварийного объекта в диаграмму направленности приемной антенны 3 на выходе приемника 5 сигнала нет. На выходе схемы "И" 8 - нуль. Схема совпадения "И" 9 закрыта, на выходах 9 - нуль. Импульсный инфракрасный датчик горизонта 2 в момент пересечения трассы космического аппарата вырабатывает импульс, который обнуляет счетчик импульсов 13. С генератора импульсов 12 импульсы поступают на счетчик 13. Схема "И" 9 закрыта, вентили 10, 11 - закрыты.
При появлении сигнала с передатчика аварийного объекта 20 в полосе земной поверхности, просматриваемой диаграммой направленности приемной антенны 3, появляется сигнал на выходе приемника 5. На выходе схемы "И" 8 - единица. При достижении значения частоты Доплера, на выходе измерителя 6, равном нулю, открывается устройство сравнения 4 и запускается заторможенный блокинг-генератор 7, на выходах схемы 9 появляется единица. Открываются вентили 10, 11. Информация о значении угла А (количество импульсов, записанных в счетчик импульсов 13) и времени измерения записывается через схему коммутации 14 на магнитное запоминающее устройство 15. В зоне приема с наземного пункта управления космическим аппаратом информация сбрасывается с магнитного запоминающего устройства 15 через передатчик 16 и передающую антенну 17.
При срабатывании импульсного датчика горизонта 2 - система возвращается в исходное состояние.
Таким образом, по сравнению с прототипом, данный способ позволяет однозначно определить координаты, сократить время поиска аварийного объекта, увеличить площадь просматриваемой поверхности Земли за счет сканирования приемной диаграммы направленности, увеличить соотношение сигнал/шум с приемной радиолинии за счет использования приемных антенн с узкой диаграммой направленности.
Источники информации
1. Р. А. Скубко и др. Спутник у штурвала. - Л.: Судостроение, 1989, с. 168.
1. Р. А. Скубко и др. Спутник у штурвала. - Л.: Судостроение, 1989, с. 168.
2. А. А.Алатырцев и др. Инженерный справочник по космической технике. - М.: Воениздат, 1977, с. 409.
Claims (1)
- Угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объекта, находящегося на поверхности Земли, с помощью космического аппарата, стабилизируемого вращением вдоль вертикальной оси, заключающийся в том, что при появлении сигнала передатчика аварийного объекта на просматриваемой с космического аппарата полосе на поверхности Земли измеряют частоту Доплера беззапросным методом, отличающийся тем, что для однозначного определения и повышения точности измерения координат аварийного объекта, а также увеличения отношения сигнал/шум приемной антенны находят пространственное положение космического аппарата в момент, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю, измеряют в этот момент времени угол между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью датчика горизонта с привязкой измерения к бортовому времени, вычисляют координаты подспутниковой точки в момент указанного измерения, причем измерения проводят два раза и по координатам двух подспутниковых точек и двум измерениям угла между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью датчика горизонта определяют местоположение аварийного объекта на поверхности Земли.
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU99107986A RU99107986A (ru) | 2001-02-10 |
| RU2174092C2 true RU2174092C2 (ru) | 2001-09-27 |
Family
ID=
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Р.А.СКУБКО и др. Спутник у штурвала. - Л.: Судостроение, 1989, с.168. Инженерный справочник по космической технике. / Под ред.А.В.СОЛОДОВА. - М.: Воениздат, 1977, с.409. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5696514A (en) | Location and velocity measurement system using atomic clocks in moving objects and receivers | |
| US3953856A (en) | Method and apparatus for mapping and similar applications | |
| Prati et al. | Limits to the resolution of elevation maps from stereo SAR images | |
| US4060809A (en) | Tracking and position determination system | |
| US6054950A (en) | Ultra wideband precision geolocation system | |
| US5170171A (en) | Three dimensional interferometric synthetic aperture radar terrain mapping employing altitude measurement | |
| US4734702A (en) | Passive ranging method and apparatus | |
| US7121502B2 (en) | Pseudo GPS aided multiple projectile bistatic guidance | |
| US4064510A (en) | High repetition frequency side-looking pulse radar system | |
| US4370656A (en) | Use of bistatic radar system for determining distance between airborne aircraft | |
| JPH044557B2 (ru) | ||
| US5774087A (en) | Apparatus for measuring moving emitter elevation and azimuth direction from doppler change measurements | |
| US4386355A (en) | System for determining the location of an airborne vehicle to the earth using a satellite-base signal source | |
| US5708443A (en) | Method and apparatus for using signal doppler change to resolve long baseline interferometer ambiguous phase change measurements for locating a radar emitter | |
| Ahmad et al. | Dual-frequency radars for target localization in urban sensing | |
| Pieralice et al. | Multi-transmitter ship target detection technique with GNSS-based passive radar | |
| Scannapieco et al. | Compact millimeter wave FMCW InSAR for UAS indoor navigation | |
| US5239310A (en) | Passive self-determined position fixing system | |
| Pieralice et al. | Ship targets feature extraction with GNSS-based passive radar via ISAR approaches: preliminary experimental study | |
| KR100794533B1 (ko) | 표적의 추적을 위한, 자기유도 방법 및 장치 | |
| RU2174092C2 (ru) | Угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объекта | |
| Yang et al. | Maritime moving object localization and detection using global navigation smart radar system | |
| RU2305057C1 (ru) | Угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объекта | |
| US3122741A (en) | Device for detecting objects in space | |
| RU2147136C1 (ru) | Вертолетная радиолокационная система |