RU2526401C1 - Method for radar doppler angular measurements of spacecraft and system for realising said method - Google Patents
Method for radar doppler angular measurements of spacecraft and system for realising said method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2526401C1 RU2526401C1 RU2013121615/11A RU2013121615A RU2526401C1 RU 2526401 C1 RU2526401 C1 RU 2526401C1 RU 2013121615/11 A RU2013121615/11 A RU 2013121615/11A RU 2013121615 A RU2013121615 A RU 2013121615A RU 2526401 C1 RU2526401 C1 RU 2526401C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gis
- spacecraft
- output
- measuring
- receiver
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnical field
Изобретение относится к области космонавтики, а именно к системам траекторных измерений космических аппаратов.The invention relates to the field of astronautics, and in particular to systems of trajectory measurements of spacecraft.
Уровень техникиState of the art
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].It is known that to determine the trajectory of the spacecraft (SC) and predict its further motion, the results of trajectory measurements performed by ground-based measuring stations (IS) and the onboard transponder of the spacecraft are used [1].
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
На практике при проведении траекторных измерений используют измерение только двух параметров движения КА - R и
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:There are two main methods for conducting Doppler measurements of the radial component of the spacecraft velocity. The first method is the interrogation one, in which the IC emits a frequency-stable signal received by the airborne transponder and re-emitted to the Earth after coherent conversion to another frequency. This signal received by the IS has a total Doppler frequency shift due to the passage of the signal to the spacecraft and back. Measurement of this displacement allows one to determine the radial component of the spacecraft velocity relative to the IS. In this case, the radial component of the velocity is determined by a simplified expression:
Δfдоп. - измеренное одностороннее доплеровское смещение частоты;Δf add. - measured one-way Doppler frequency offset;
f0 - значение частоты, излучаемой с КА; где с - скорость света.f 0 is the value of the frequency radiated from the spacecraft; where c is the speed of light.
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.The second method is non-demanding, in which the spacecraft on-board transmitter operating in self-propelled mode emits a signal to the IS. On the IS, the Doppler frequency offset of the received signal is determined relative to the reference signal, the frequency of which is equal to the frequency of the signal emitted from the spacecraft.
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.With a non-demanding method of measuring Doppler frequency displacement, measurement errors are determined by the errors in the frequency values of the onboard and reference generators, as well as the frequency instability of the onboard generator. In the general case, the errors of the non-query method of measurement are significantly higher than when using the query method.
В тех случаях, когда получаемой точности определения траектории движения КА только при измерениях R и
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
Принцип измерения разности радиальных скоростей заключался в следующем ([1, раздел 3, 4], фиг.1):The principle of measuring the difference in radial velocities was as follows ([1,
- в измерениях участвуют бортовой приемоответчик (22) и три территориально разнесенных ИС с известными координатами (23, 28, 33);- on-board transponder (22) and three geographically separated ICs with known coordinates (23, 28, 33) participate in the measurements;
- 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);- one of the IS - the main (GIS), two other slaves (VIS1 and VIS2), - the GIS signal received on board (16.4) coherently converts to the response frequency (5) and re-radiates to the ground (1.17);
- сигнал f0 [1, рис.17] принимается одновременно ГИС (6), ВИС1 (24) и ВИС2 (29);- the signal f 0 [1, Fig. 17] is received simultaneously by GIS (6), VIS1 (24) and VIS2 (29);
- на ВИС1 и ВИС2 этот сигнал преобразуется в ответную частоту (20, 21) и переизлучается на борт КА (27, 32, 20, 21);- on VIS1 and VIS2, this signal is converted into a response frequency (20, 21) and re-emitted to the spacecraft (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);VIS1 (20, 2) and VIS2 (21, 3) response signals received on board are converted into response frequencies (5) and re-emitted to the Earth together with the GIS response signal (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);- A GIS receives all three signals transmitted at different frequencies (17, 18, 19, 6, 7, 8), determines the Doppler frequency shift of each signal (9, 10, 11), calculates the differences of the Doppler frequency shift between GIS signals and VIS1 signals and VIS2 (12);
- полученные данные передаются в баллистический центр, где они используются для точного определения траектории движения КА.- received data transmitted to the ballistic center, where they are used to accurately determine the trajectory of the spacecraft.
Описанная система обладает рядом недостатков, основными из которых являются:The described system has several disadvantages, the main of which are:
- наличие специальной аппаратуры в составе ГИС (6, 7, 9, 10, 11) и ВИС 1, 2 (25, 30), которая обеспечивает измерение разности радиальных скоростей;- the availability of special equipment as part of a GIS (6, 7, 9, 10, 11) and
- работа ВИС в приемопередающем режиме;- VIS operation in transceiver mode;
- усложнение бортового приемоответчика КА для приема и ретрансляции одновременно трех сигналов (1, 2, 3).- complication of the onboard transponder of the spacecraft for receiving and relaying simultaneously three signals (1, 2, 3).
Описанная система измерения разности радиальных скоростей [1], выбирается в качестве аналога описываемого изобретения.The described radial velocity difference measurement system [1] is selected as an analog of the described invention.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Заявленный способ и система направлены на устранение недостатков аналога.The claimed method and system is aimed at eliminating the disadvantages of the analogue.
Технический результат заявленного изобретения заключается в упрощении конструкции и эксплуатации системы траекторных измерений разности радиальных скоростей КА.The technical result of the claimed invention is to simplify the design and operation of the system of trajectory measurements of the difference in the radial speeds of the spacecraft.
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.The technical result is achieved by the fact that the method of radio-technical Doppler goniometric measurements of the spacecraft consists in generating a request signal from the main ground-based measuring station, transmitting a signal to the on-board transponder of the spacecraft, generating a highly stable response signal from the request signal in the on-board transponder, and simultaneously relaying it using the on-board spacecraft transponder highly stable response signal to the main ground measuring station June and the first and second conducted ground-based measuring stations, geographically spaced among themselves, simultaneously measure the radial velocity components of the spacecraft by measuring the Doppler frequency offset of the received highly stable signal, all measuring stations in the receiving mode use the same highly stable signal generated by the onboard transponder of the spacecraft from the request signal of the main measuring station, the difference of the measured Doppler frequency shifts of the signals the main ground measuring station and the first and second slave ground measuring stations, equivalent to the goniometric measurements of the radio interferometer with bases corresponding to the distances between the measuring stations involved in the measurements, are transmitted to the ballistic center, where the trajectories of the spacecraft are determined.
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 fотв. ГИС, первый блок измерения доплеровского смещения частоты fдоп. ГИС, вход которого соединен с выходом первого приемника ответного сигнала fотв. ГИС, вход которого соединен с выходом второй приемопередающей антенны, первый выход первого блока измерения доплеровского смещения частоты fдоп. 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 fдоп. ГИС соединен с баллистическим центром, в состав ВИС 1 входят первая приемная антенна, выход которой соединен с первым входом второго приемника ответного сигнала fотв. ГИС, второй блок измерения доплеровского смещения частоты fдоп. ГИС, первый вход которого соединен с выходом второго приемника ответного сигнала fотв. ГИС, а выход соединен с баллистическим центром, второй генератор точных частот, выход которого соединен со вторыми входами второго приемника ответного сигнала fотв. ГИС и второго блока измерения доплеровского смещения частоты fдоп. ГИС соответственно, в состав ВИС2 входят вторая приемная антенна, выход которой соединен с первым входом третьего приемника ответного сигнала fотв. ГИС, третий блок измерения доплеровской частоты fдоп. ГИС, первый вход которого соединен с выходом третьего приемника ответного сигнала fотв. ГИС, а выход соединен с баллистическим центром, третий генератор точных частот, выход которого соединен со вторыми входами третьего приемника ответного сигнала fотв. ГИС и третьего блока измерения доплеровского смещения частоты fдоп. ГИС соответственно, в состав бортового приемоответчика входят первая приемопередающая антенна, последовательно соединенные приемник запросного сигнала fзап. ГИС, преобразователь частот, бортовой передатчик, выход которого соединен с входом первой приемопередающей антенны, вход приемника запросного сигнала fзап. 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.The system of radio-technical Doppler goniometric measurements of the spacecraft includes an on-board transponder, a main measurement station (GIS), a first slave measuring station (VIS1), a second slave measuring station (VIS2), a ballistic center, and a GIS equipped with a second transceiver antenna, transmitter, and the first coherent synthesizer frequency shift, the first exact frequency generator, the first output of which is connected to the first inputs of the transmitter and the first coherent frequency shift synthesizer, the output of the transmitter Ika is connected to the input of the second transceiver antenna, also the first receiver of the response signal f resp. GIS, the first unit for measuring Doppler frequency offset f add. GIS, the input of which is connected to the output of the first receiver of the response signal f resp. GIS, the input of which is connected to the output of the second transceiver antenna, the first output of the first unit for measuring the Doppler frequency offset f add. The GIS is connected to the second input of the first coherent frequency shift synthesizer, the output of which is connected to the second input of the transmitter, the third input of the first coherent frequency shift synthesizer is connected to the second output of the first exact frequency generator, the second output of the first Doppler frequency shift measurement unit f add. A GIS is connected to a ballistic center,
Аналог заявленного способа и системы представлен на фиг.1, где:An analogue of the claimed method and system is presented in figure 1, where:
1. Бортовой трехканальный передатчик;1. On-board three-channel transmitter;
2. Приемник запросного сигнала fзап. ВИС1;2. The receiver of the request signal f app. VIS1;
3. Приемник запросного сигнала fзап. ВИС2;3. The receiver of the request signal f app. VIS2;
4. Приемник запросного сигнала fзап. ГИС;4. The receiver of the request signal f app. GIS
5. Преобразователь частот;5. The frequency converter;
6. Первый приемник ответного сигнала fотв. ГИС;6. The first receiver of the response signal f resp. GIS
7. Приемник ответного сигнала fотв. ВИС1;7. The receiver of the response signal f resp. VIS1;
8. Приемник ответного сигнала fотв. ВИС2;8. The receiver of the response signal f resp. VIS2;
9. Измеритель доплеровского смещения частоты fдоп. ГИС;9. The meter Doppler frequency offset f add. GIS
10. Измеритель доплеровского смещения частоты fдоп. ВИС1;10. The meter Doppler frequency offset f add. VIS1;
11. Измеритель доплеровского смещения частоты fдоп. ВИС2;11. The meter Doppler frequency offset f add. VIS2;
12. Измеритель разности доплеровских смещений частот
13. Первый генератор точных частот;13. The first generator of exact frequencies;
14. Первый когерентный синтезатор сдвига частот;14. The first coherent frequency shift synthesizer;
15. Передатчик15. Transmitter
16. Запросный сигнал fзап. ГИС;16. Request signal f app . GIS
17. Ответный сигнал fотв. ГИС;17. The response signal f resp. GIS
18. Ответный сигнал fотв. ВИС1;18. The response signal f resp. VIS1;
19. Ответный сигнал fотв. ВИС2;19. The response signal f resp. VIS2;
20. Запросный сигнал fзап. ВИС1;20. The request signal f app . VIS1;
21. Запросный сигнал fзап. ВИС2;21. The request signal f app . VIS2;
22. Бортовой приемоответчик;22. On-board transponder;
23. Первая ведомая измерительная станция (ВИС1);23. The first slave measuring station (VIS1);
24. Второй приемник ответного сигнала fотв. ГИС;24. The second receiver of the response signal f resp. GIS
25. Второй генератор точных частот;25. The second generator of exact frequencies;
26. Второй когерентный синтезатор сдвига частот;26. The second coherent frequency shift synthesizer;
27. Второй передатчик;27. The second transmitter;
28. Вторая ведомая измерительная станция (ВИС2);28. The second slave measuring station (VIS2);
29. Третий приемник ответного сигнала fотв. ГИС;29. The third receiver of the response signal f resp. GIS
30. Третий генератор точных частот;30. The third generator of exact frequencies;
31. Третий когерентный синтезатор сдвига частот;31. Third coherent frequency shift synthesizer;
32. Третий передатчик;32. Third transmitter;
33. Главная измерительная станция (ГИС);33. The main measuring station (GIS);
34. Первая приемопередающая антенна;34. The first transceiver antenna;
35. Вторая приемопередающая антенна;35. The second transceiver antenna;
36. Третья приемопередающая антенна;36. Third transceiver antenna;
37. Четвертая приемопередающая антенна;37. Fourth transceiver antenna;
Заявляемая радиотехническая система доплеровских угломерных измерений представлена на фиг.2, где:The inventive radio system of Doppler goniometric measurements is presented in figure 2, where:
38. Бортовой приемоответчик;38. Onboard transponder;
39. Бортовой передатчик;39. Airborne transmitter;
40. Приемник запросного сигнала fзап. ГИС;40. The receiver of the request signal f app. GIS
41. Преобразователь частот;41. Frequency converter;
42. Запросный сигнал fзап. ГИС;42. Request signal f app . GIS
43. Ответный сигнал fотв. ГИС;43. The response signal f resp. GIS
44. Главная измерительная станция (ГИС);44. The main measuring station (GIS);
45. Первый приемник ответного сигнала fотв. ГИС;45. The first receiver of the response signal f resp. GIS
46. Первый блок измерения доплеровского смещения частоты fдоп. ГИС;46. The first unit for measuring Doppler frequency shift f add. GIS
47. Первый генератор точных частот;47. The first generator of exact frequencies;
48. Когерентный синтезатор сдвига частот;48. Coherent frequency shift synthesizer;
49. Передатчик;49. Transmitter;
50. Первая ведомая измерительная станция (ВИС1);50. The first slave measuring station (VIS1);
51. Второй приемник ответного сигнала fотв. ГИС;51. The second receiver of the response signal f resp. GIS
52. Второй блок измерения доплеровского смещения частоты fдоп. ГИС;52. The second unit for measuring the Doppler frequency shift f add. GIS
53. Второй генератор точных частот;53. The second generator of exact frequencies;
54. Вторая ведомая измерительная станция (ВИС2);54. The second slave measuring station (VIS2);
55. Третий приемник ответного сигнала fотв. ГИС;55. The third receiver of the response signal f resp. GIS
56. Третий блок измерения доплеровского смещения частоты fдоп. ГИС;56. The third unit for measuring Doppler frequency offset f add. GIS
57. Третий генератор точных частот;57. The third generator of exact frequencies;
58. Первая приемопередающая антенна;58. The first transceiver antenna;
59. Вторая приемопередающая антенна;59. The second transceiver antenna;
60. Первая приемная антенна;60. The first receiving antenna;
61. Вторая приемная я антенна.61. The second receiving antenna.
Алгоритм вычислений в баллистическом центре представлен на фиг.3.The calculation algorithm in the ballistic center is presented in figure 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):The inventive radio engineering system of Doppler goniometric measurements includes an on-
- 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.- of the three ISs, only one - the GIS (44) operates in the interrogation mode of measuring Doppler frequency offset, and the other two VIS1 (50) and VIS2 (54) operate in non-query mode.
Формируют запросный сигнал fзап. ГИС (42) первым генератором опорных частот (47), далее передают этот сигнал с передатчика (49) на бортовой приемоответчик (38).Form a request signal f app. GIS (42) by the first reference frequency generator (47), then this signal is transmitted from the transmitter (49) to the airborne transponder (38).
Бортовой приемоответчик ретранслирует на Землю высокостабильный по частоте сигнал fотв. ГИС (43) с бортового передатчика (38), сформированный из запросного сигнала ГИС (42), поступающего на приемник сигнала fзап. ГИС (40), затем на преобразователь частот (41) и затем на бортовой передатчик (39).The airborne transponder relays to the Earth a highly stable frequency signal f resp. GIS (43) from the airborne transmitter (38), formed from the GIS request signal (42), arriving at the signal receiver f app. GIS (40), then to the frequency converter (41) and then to the on-board transmitter (39).
- ретранслированный сигнал fотв. ГИС (43) одновременно принимают первым приемником сигнала fотв. ГИС (45), входящим в состав ГИС, вторым приемником сигнала fотв. ВИС1 (51) и третьим приемником сигнала fотв. ВИС2 (55), входящими в состав ВИС 1 и ВИС 2, далее эти сигналы поступают на первый, второй и третий блоки измерения доплеровского смещения частоты fдоп. ГИС (46, 52, 56), входящие в состав ГИС, ВИС1 и ВИС2 соответственно, также на второй и третий блоки измерения fдоп. 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 fдоп. ГИС (46, 52, 56), а также расстояние от ГИС до КA (R1) передают в баллистический центр.- relayed signal f resp. GIS (43) simultaneously receive the first receiver of the signal f resp. GIS (45), which is part of the GIS, the second receiver of the signal f resp. VIS1 (51) and the third signal receiver f resp. VIS2 (55), which are part of VIS 1 and VIS 2, then these signals are fed to the first, second and third units of measuring the Doppler frequency offset f add. GIS (46, 52, 56), which are part of GIS, VIS1 and VIS2, respectively, also on the second and third measurement units f add. GIS receives accurate frequency signals from the second and third exact frequency generators (53, 57), which are part of VIS 1 and VIS 2. The obtained values of the Doppler frequency shift of the received signal from the outputs of the first, second and third units of the Doppler frequency shift measurement f add. GIS (46, 52, 56), as well as the distance from the GIS to KA (R 1 ) transmit to the ballistic center.
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 fотв. ГИС (43), формируемого бортовым приемоответчиком 38, определяется стабильностью частоты запросного сигнала ГИС (42), которая определяется высокой стабильностью частоты первого генератора опорных частот ГИС (47).Although VIS1 and VIS2 measure the Doppler frequency offset in a non-request mode, however, the measurement errors at VIS1, VIS2 and GIS are the same, since the signal frequency stability is f resp. A GIS (43) generated by an
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.The frequency standard of the second and third reference frequency generators (53, 57) used in VIS1 and VIS2 for measuring the Doppler frequency shift in unquestioned mode has the same high stability.
Результаты измерений доплеровского смещения частоты с ГИС
Полученные данные, характеризующие угловые параметры движения КА, используют для точного определения орбиты движения КА (см. Фиг.3)The obtained data characterizing the angular parameters of the motion of the spacecraft, is used to accurately determine the orbit of the motion of the spacecraft (see Figure 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.Due to the fact that with the claimed method of measuring angular coordinates, there is no need to use special equipment for measuring the difference of radial frequency offsets in the onboard transceiver and in the GIS, VIS1 and VIS2, and also because VIS1 and VIS2 work only in the receiving mode, the cost of creating and operation of the inventive system is much lower than the prototype system.
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).The described method and system for measuring the difference in radial velocities can most effectively be used for trajectory measurements of lunar spacecraft. But it is also advisable to use interplanetary spacecraft (MCA) for trajectory measurements.
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.The new method and system will give the best results for determining the angular parameters of the spacecraft’s motion at the initial stage of the spacecraft’s flight (up to 1-2 min), where the ratio of bases and range to the spacecraft, the orbit (trajectory) of which allows three geographically separated IS involved in the measurements.
Таким образом, заявленные способ и система обеспечивают упрощение конструкции и эксплуатации системы траекторных измерений разности радиальных скоростей КА.Thus, the claimed method and system provide a simplification of the design and operation of the system of trajectory measurements of the difference in the radial speeds of the spacecraft.
ЛитератураLiterature
1. Молотов Е.П. Наземные радиотехнические системы управления космическими аппаратами. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2004.1. Molotov EP Terrestrial radio control systems for spacecraft. M .: FIZMATLIT, 2004.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013121615/11A RU2526401C1 (en) | 2013-05-07 | 2013-05-07 | Method for radar doppler angular measurements of spacecraft and system for realising said method |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013121615/11A RU2526401C1 (en) | 2013-05-07 | 2013-05-07 | Method for radar doppler angular measurements of spacecraft and system for realising said method |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2526401C1 true RU2526401C1 (en) | 2014-08-20 |
Family
ID=51384833
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013121615/11A RU2526401C1 (en) | 2013-05-07 | 2013-05-07 | Method for radar doppler angular measurements of spacecraft and system for realising said method |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2526401C1 (en) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2660676C1 (en) * | 2017-01-17 | 2018-07-09 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Doppler measurement of aircraft speed |
RU2749878C1 (en) * | 2020-11-06 | 2021-06-18 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining orthogonal components of velocity vectors and method for determining coordinates of two space vehicles using earth stations |
RU2750228C1 (en) * | 2020-11-06 | 2021-06-24 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining orthogonal components of velocity vector and method for determining space vehicle coordinates using earth stations |
RU2750753C1 (en) * | 2020-11-06 | 2021-07-02 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining orthogonal components of velocity vector and method for determining space vehicle coordinates using earth stations |
RU2750983C1 (en) * | 2020-11-06 | 2021-07-07 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining orthogonal components of velocity vectors and method for determining coordinates of two space vehicles using earth stations |
RU2791153C1 (en) * | 2022-04-05 | 2023-03-03 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная орденов Жукова и Ленина Краснознаменная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining the orthogonal components of the velocity vectors of two spacecraft using earth stations and a radiating reference station |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5594454A (en) * | 1994-04-13 | 1997-01-14 | The Johns Hopkins University | Global positioning system (GPS) linked satellite and missile communication systems |
WO1999040692A1 (en) * | 1998-02-06 | 1999-08-12 | The Government Of The United States Of America,_Represented By The Secretary Of The Navy | Orbit/covariance estimation and analysis (ocean) determination for satellites |
US5995039A (en) * | 1996-09-20 | 1999-11-30 | The Johns Hopkins University | Method and apparatus for precise noncoherent doppler tracking of a spacecraft |
RU2182341C2 (en) * | 1995-11-14 | 2002-05-10 | Сантр Насьональ Д'Этюд Спасьяль | Global space system for determination of position and radio navigation, radio beacon and receiver used in given system |
RU2323860C1 (en) * | 2006-09-20 | 2008-05-10 | Сорокин Виктор Леонидович | Method of distinguishing of distances between spaceship and determination stations |
RU2390730C1 (en) * | 2009-04-06 | 2010-05-27 | Сергей Васильевич Стрельников | Method for ephemeral control of spacecraft global navigation satellite system |
-
2013
- 2013-05-07 RU RU2013121615/11A patent/RU2526401C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5594454A (en) * | 1994-04-13 | 1997-01-14 | The Johns Hopkins University | Global positioning system (GPS) linked satellite and missile communication systems |
RU2182341C2 (en) * | 1995-11-14 | 2002-05-10 | Сантр Насьональ Д'Этюд Спасьяль | Global space system for determination of position and radio navigation, radio beacon and receiver used in given system |
US5995039A (en) * | 1996-09-20 | 1999-11-30 | The Johns Hopkins University | Method and apparatus for precise noncoherent doppler tracking of a spacecraft |
WO1999040692A1 (en) * | 1998-02-06 | 1999-08-12 | The Government Of The United States Of America,_Represented By The Secretary Of The Navy | Orbit/covariance estimation and analysis (ocean) determination for satellites |
RU2323860C1 (en) * | 2006-09-20 | 2008-05-10 | Сорокин Виктор Леонидович | Method of distinguishing of distances between spaceship and determination stations |
RU2390730C1 (en) * | 2009-04-06 | 2010-05-27 | Сергей Васильевич Стрельников | Method for ephemeral control of spacecraft global navigation satellite system |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. Под ред. А.И.ПЕТРОВА, В.Н.ХАРИСОВА. "Радиотехника". М. 2005, с.12-17, 319-324. * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2660676C1 (en) * | 2017-01-17 | 2018-07-09 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Doppler measurement of aircraft speed |
RU2749878C1 (en) * | 2020-11-06 | 2021-06-18 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining orthogonal components of velocity vectors and method for determining coordinates of two space vehicles using earth stations |
RU2750228C1 (en) * | 2020-11-06 | 2021-06-24 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining orthogonal components of velocity vector and method for determining space vehicle coordinates using earth stations |
RU2750753C1 (en) * | 2020-11-06 | 2021-07-02 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining orthogonal components of velocity vector and method for determining space vehicle coordinates using earth stations |
RU2750983C1 (en) * | 2020-11-06 | 2021-07-07 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining orthogonal components of velocity vectors and method for determining coordinates of two space vehicles using earth stations |
RU2791153C1 (en) * | 2022-04-05 | 2023-03-03 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная орденов Жукова и Ленина Краснознаменная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determining the orthogonal components of the velocity vectors of two spacecraft using earth stations and a radiating reference station |
RU2801257C1 (en) * | 2023-02-24 | 2023-08-04 | Владимир Витальевич Севидов | Method for determining the orthogonal components of the velocity vector of a spacecraft using an earth station and a radiating reference reference station |
RU2822690C1 (en) * | 2023-10-30 | 2024-07-11 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образований "Военная орденов Жукова и Ленина Краснознаменная академия связи имени Маршала Советского Собза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Method of determining orthogonal components of velocity vectors of two spacecraft using earth stations and emitting supporting reference station |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2526401C1 (en) | Method for radar doppler angular measurements of spacecraft and system for realising said method | |
EP1910860B1 (en) | A positioning system and method | |
CN101738598B (en) | Method for performing real-time measurement on track and position of satellite or aircraft | |
RU112446U1 (en) | PASSIVE RADIOELECTRONIC COMPLEX FOR ONE-POINT DETERMINATION OF HORIZONTAL COORDINATES AND OBJECTS OF MOTION OF THE OBJECT BY THE LINE-FILTRATION CALMAN-BUSSI METHOD | |
RU2708883C1 (en) | Method of determining orbit parameters of an artificial earth satellite using receiving-transmitting supporting reference stations | |
US11237277B2 (en) | Techniques for determining geolocations | |
JPS61108982A (en) | Position measuring system of mobile station | |
CN110914708A (en) | Satellite system for navigation and/or geodetic surveying | |
RU2525343C1 (en) | Method for simultaneous determination of six motion parameters of spacecraft when making trajectory measurements and system for realising said method | |
RU2643168C2 (en) | Method of height, aircraft actual velocity and aircraft velocity vector inclination measurement in relation to horizon, on-board radar device using method | |
RU2537818C1 (en) | Method for spacecraft flight path correction and device for its implementation | |
RU2367910C1 (en) | Method for building of orbit-based functional addition to global navigation system | |
RU2275650C1 (en) | Method for location of space vehicles | |
WO2008054482A2 (en) | Solar system positioning system | |
RU2599984C1 (en) | Differential-range method and ground-space system for measuring spatial coordinates of aircraft based on radio signals of radio radiation of on-board radioelectronic equipment thereof | |
Salih et al. | The suitability of GPS receivers update rates for navigation applications | |
CN103278836A (en) | Aircraft positioning method based on two-forwarding system | |
US20140354481A1 (en) | 406 mhz receiver measuring toa and foa for use in determining the position of an emergency beacon | |
RU2580827C1 (en) | Method for angular orientation of object | |
RU2624912C1 (en) | Radio interferometric method for studying near and far space objects and system for its realisation | |
RU123176U1 (en) | METHOD AND SYSTEM FOR DETERMINING THE LOCATION OF A NAVIGATION SPACE VEHICLE | |
RU2305044C2 (en) | Device for controlling trains traffic by means of artificial earth satellites | |
RU2768557C1 (en) | Method for measuring the gravitational acceleration of a space vehicle | |
RU2490665C1 (en) | System for locating mobile object based on global navigation satellite system signals | |
RU2457629C1 (en) | Phase radio-navigation system |