RU2596194C1 - Spacecraft for calibrating radar stations - Google Patents
Spacecraft for calibrating radar stations Download PDFInfo
- Publication number
- RU2596194C1 RU2596194C1 RU2015112624/11A RU2015112624A RU2596194C1 RU 2596194 C1 RU2596194 C1 RU 2596194C1 RU 2015112624/11 A RU2015112624/11 A RU 2015112624/11A RU 2015112624 A RU2015112624 A RU 2015112624A RU 2596194 C1 RU2596194 C1 RU 2596194C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radio
- spacecraft
- microcontroller
- input
- output
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerials With Secondary Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкции космических аппаратов для калибровки РЛС.The invention relates to space technology, in particular to the design of spacecraft for radar calibration.
Известны различные варианты космических аппаратов, предназначенных для калибровки радиолокационных станций, например КА сферической формы с эталонной отражающей поверхностью [1] стр. 47-49. В США, начиная с 1964 г., для калибровки РЛС запускаются эталонные сферические искусственные спутники Земли [2] стр. 37. В СССР в различные периоды времени были созданы и использовались космические аппараты «Тайфун-2». В состав КА входят по 24 устройства отстрела со сферическими эталонными отражателями [3] стр. 198-200.There are various options for spacecraft designed to calibrate radar stations, for example spherical spacecraft with a reference reflective surface [1] p. 47-49. In the United States, starting in 1964, standard spherical artificial Earth satellites were launched to calibrate the radar [2] p. 37. In the USSR, Typhoon-2 spacecraft were created and used at various time periods. The spacecraft includes 24 shooting devices with spherical reference reflectors [3] p. 198-200.
Сферы являются удобными эталонными рассеивателями, ЭПР которых могут быть вычислены точно [4] стр. 204. Эталонная сфера обладает тем преимуществом для калибровки РЛС, что в силу симметрии величина ЭПР у нее постоянна [4] стр. 205.Spheres are convenient reference scatterers whose EPR can be calculated accurately [4] p. 204. The reference sphere has the advantage of calibrating the radar because, due to its symmetry, the EPR value is constant [4] p. 205.
Недостатком сферического КА с эталонной отражающей поверхностью является невозможность его использования для калибровки по величине ЭПР радиолокаторов, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, так как для таких радиолокаторов отражатель сферической формы невидим [5] стр. 103.A disadvantage of a spherical spacecraft with a reference reflective surface is the impossibility of using it for EPR calibration of radars operating on circular polarized waves during parallel reception of reflected signals, since a spherical reflector is invisible for such radars [5] p. 103.
Известен космический аппарат с эталонными отражателями для юстировки и калибровки комплексов наземного и космического базирования - патент RU 2481248 «Космический аппарат с эталонными отражателями». Данный КА с эталонными отражателями взят за прототип.Known spacecraft with reference reflectors for alignment and calibration of complexes of ground and space-based - patent RU 2481248 "Spacecraft with reference reflectors". This spacecraft with reference reflectors is taken as a prototype.
В прототипе для калибровки РЛС также используются сферические эталонные отражатели.The prototype also uses spherical reference reflectors to calibrate the radar.
Недостатком прототипа является невозможность применения предлагаемых сферических отражателей для калибровки по величине ЭПР радиолокаторов, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов. Другим недостатком прототипа для РЛС, работающих на волнах горизонтальной, вертикальной, а также круговой поляризации при ортогональном приеме отраженных сигналов, является малая ЭПР используемых сферических эталонных отражателей. Так, например, при диаметре сферы 25 см и длине волны РЛС 7 см ее ЭПР составит всего 0,04 м2, а при длине волны РЛС 1,9 м ЭПР такого сферического отражателя равна 0,013 м2 [1] стр. 49, таблица 2.1.3. Значительно увеличить ЭПР сферического отражателя, т.е. его радиус, невозможно из-за габаритных ограничений пусковой установки, размещаемой на борту космического аппарата.The disadvantage of the prototype is the inability to use the proposed spherical reflectors for calibration by the magnitude of the EPR of radars operating on circular polarized waves with parallel reception of reflected signals. Another disadvantage of the prototype for radars operating on waves of horizontal, vertical, as well as circular polarization with orthogonal reception of reflected signals is the small EPR of the spherical reference reflectors used. So, for example, with a sphere diameter of 25 cm and a radar wavelength of 7 cm, its EPR will be only 0.04 m 2 , and with a radar wavelength of 1.9 m, the EPR of such a spherical reflector is 0.013 m 2 [1] p. 49, table 2.1.3. Significantly increase the EPR of a spherical reflector, i.e. its radius is impossible due to the overall limitations of the launcher placed on board the spacecraft.
Технический результат предполагаемого изобретения заключается в повышении эффективности калибровки РЛС, расширении функциональных возможностей КА при калибровке радиолокаторов наземного и морского базирования, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, а также возможностей проводить калибровку по величине ЭПР высокопотенциальных РЛС на малых углах места (3-5) градусов и в режиме функционирования с пониженной мощностью излучения.The technical result of the proposed invention is to increase the efficiency of radar calibration, expand the functionality of the spacecraft when calibrating ground-based and sea-based radars operating on circular polarization waves with parallel reception of reflected signals, as well as the ability to calibrate the ESR value of high-potential radars at small elevation angles (3 -5) degrees and in the operating mode with reduced radiation power.
Указанный технический результат достигается тем, что корпус КА выполнен в виде прямой призмы 1, одна из граней 2 которой имеет радиоотражающую поверхность. Кроме того, корпус КА дополнен плоской прямоугольной пластиной 3 из радиоотражающего материала, шарнирно связанной с гранью прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность (см. фиг. 1). Причем плоская прямоугольная пластина 3 из радиоотражающего материала развернута относительно грани 2 прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность так, что образуется двугранный уголковый отражатель с гранями, развернутыми на угол α в диапазоне от (90-Δ) градусов до (90+Δ) градусов, где Δ - определяется из соотношения:The specified technical result is achieved in that the spacecraft body is made in the form of a
0<Δ<18λ/а,0 <Δ <18λ / a,
λ - длина волны калибруемой РЛС;λ is the wavelength of the calibrated radar;
a - размер грани уголкового отражателя (см. фиг. 1, фиг. 2).a is the face size of the corner reflector (see Fig. 1, Fig. 2).
При этом плоская прямоугольная пластина из радиоотражающего материала снабжена механизмом раскрытия 4 и узлом фиксации 5 (см. фиг. 2, фиг. 3). В КА дополнительно введены аппаратура командной радиолинии (АКРЛ), навигационная аппаратура потребителя (НАП) космических систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, бортовая вычислительная система (БВС), микроконтроллер, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации и узла фиксации с микроконтроллером.In this case, a flat rectangular plate of radio-reflecting material is equipped with a
Причем вход и выход АКРЛ информационно соединены с БВС, выход НАП подключен к первому входу бортовой вычислительной системы, первый выход бортовой вычислительной системы подключен к первому входу микроконтроллера, первый выход микроконтроллера подключен к первому входу блока сопряжения, первый выход блока сопряжения подключен к входу системы ориентации и стабилизации. Выход системы ориентации и стабилизации подключен ко второму входу блока сопряжения, второй выход блока сопряжения подключен ко второму входу микроконтроллера, второй выход микроконтроллера подключен ко второму входу бортовой вычислительной системы, которая управляет процессом ориентации КА относительно калибруемой РЛС. Кроме того, третий выход бортовой вычислительной системы подключен к третьему входу микроконтроллера, третий выход микроконтроллера подключен к третьему входу блока сопряжения, а третий выход блока сопряжения подключен к входу узла фиксации плоской прямоугольной пластины из радиоотражающего материала к прямой призме корпуса КА.Moreover, the ACRL input and output are informationally connected to the BVS, the NAP output is connected to the first input of the on-board computer system, the first output of the on-board computer system is connected to the first input of the microcontroller, the first output of the microcontroller is connected to the first input of the interface unit, the first output of the interface unit is connected to the input of the orientation system and stabilization. The output of the orientation and stabilization system is connected to the second input of the interface unit, the second output of the interface unit is connected to the second input of the microcontroller, the second output of the microcontroller is connected to the second input of the onboard computer system, which controls the process of orientation of the spacecraft relative to the calibrated radar. In addition, the third output of the on-board computer system is connected to the third input of the microcontroller, the third output of the microcontroller is connected to the third input of the interface unit, and the third output of the interface unit is connected to the input of the fixation unit of a flat rectangular plate of radio-reflecting material to the direct prism of the spacecraft body.
Кроме того, плоская прямоугольная пластина из радиоотражающего материала выполнена с возможностью ее раскладывания, при этом в транспортном положении она уложена и зафиксирована так, что прилегает к одной из граней прямой призмы, а в раскрытом положении развернута на угол α относительно грани прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность (см. фиг. 2, фиг. 3).In addition, a flat rectangular plate of radio-reflective material is made with the possibility of its folding, while in the transport position it is laid and fixed so that it is adjacent to one of the faces of a direct prism, and in the open position it is turned at an angle α relative to the face of a direct prism having a radio-reflective surface (see Fig. 2, Fig. 3).
Кроме того, узел фиксации плоской прямоугольной пластины из радиоотражающего материала к корпусу КА выполнен с электромеханической системой зачековки и расчековки.In addition, the fixation unit of a flat rectangular plate of radio-reflecting material to the spacecraft body is made with an electromechanical system for checking and stripping.
Кроме того, механизм раскрытия плоской радиоотражающей пластины выполнен, например, в виде пружинного привода.In addition, the mechanism for opening a flat radio-reflecting plate is made, for example, in the form of a spring drive.
Кроме того, грань прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность, и плоская прямоугольная пластина из радиоотражающего материала имеют одинаковые размеры.In addition, the face of a direct prism having a radio-reflective surface and a flat rectangular plate of radio-reflective material have the same dimensions.
Кроме того, плоская прямоугольная пластина имеет радиоотражающую поверхность с внутренней стороны образованного двугранного уголкового отражателя.In addition, the flat rectangular plate has a radio-reflective surface on the inside of the formed dihedral corner reflector.
Кроме того, внешняя сторона плоской радиоотражающей пластины покрыта тонкопленочными фотоэлектрическими преобразователями.In addition, the outer side of the flat radio-reflective plate is covered with thin-film photoelectric converters.
Кроме того, плоская радиоотражающая пластина снабжена механическим устройством фиксации раскрытого положения.In addition, the flat radio-reflecting plate is equipped with a mechanical device for fixing the open position.
Кроме того, грани прямой призмы корпуса КА, не имеющие радиоотражающей поверхности, покрыты фотоэлектрическими преобразователями.In addition, the faces of the direct prism of the spacecraft hull, which do not have a radio-reflecting surface, are coated with photoelectric converters.
Кроме того, в качестве навигационной аппаратуры потребителя для определения положения центра масс КА относительно калибруемой радиолокационной станции используют европейскую навигационную систему Galileo, либо систему Galileo совместно с навигационными системами «ГЛОНАСС» или GPS.In addition, the European navigation system Galileo, or the Galileo system in conjunction with the GLONASS or GPS navigation systems are used as the consumer’s navigation equipment to determine the position of the center of mass of the spacecraft relative to the calibrated radar station.
Кроме того, механизм раскрытия плоской радиоотражающей пластины выполнен из упругой ленты.In addition, the opening mechanism of the flat radio-reflecting plate is made of elastic tape.
Предлагаемый космический аппарат для калибровки РЛС поясняется чертежами фиг. 1 - фиг. 6.The proposed spacecraft for radar calibration is illustrated by the drawings of FIG. 1 - FIG. 6.
Фиг. 1 - общий вид КА с корпусом в виде прямой призмы, одна из граней которой имеет радиоотражающую поверхность, и плоской прямоугольной пластины из радиоотражающего материала в рабочем (орбитальном) положении.FIG. 1 is a general view of a spacecraft with a body in the form of a direct prism, one of the faces of which has a radio-reflecting surface, and a flat rectangular plate of radio-reflecting material in the working (orbital) position.
Фиг. 2 - вид сверху на КА с плоской радиоотражающей пластиной 3, где 4 - механизм раскрытия; 6 - шарнирное соединение; 7 - механическое устройство фиксации раскрытого положения плоской радиоотражающей пластины.FIG. 2 is a top view of a spacecraft with a flat radio-reflecting
Фиг. 3 - вид сверху на КА в транспортном положении перед запуском на орбиту вокруг Земли, где 4 - механизм раскрытия; 5 - узел фиксации к грани прямой призмы корпуса КА; 6 - шарнирное соединение.FIG. 3 is a top view of the spacecraft in the transport position before launching into orbit around the Earth, where 4 is the disclosure mechanism; 5 - fixation unit to the face of the direct prism of the spacecraft; 6 - swivel.
На фиг. 4 представлена блок-схема информационной взаимосвязи аппаратуры командной радиолинии, бортовой вычислительной системы, навигационной аппаратуры потребителя, микроконтроллера, блока сопряжения системы ориентации и стабилизации и узлом фиксации, содержащая:In FIG. 4 is a block diagram of an informational relationship of command line equipment, an on-board computer system, consumer navigation equipment, a microcontroller, an orientation and stabilization system interface unit and a fixing unit, comprising:
- аппаратуру командной радиолинии (АКРЛ);- command radio equipment (AKRL);
- микроконтроллер (МК);- microcontroller (MK);
- бортовую вычислительную систему (БВС);- On-board computer system (BVS);
- навигационную аппаратуру потребителя (НАП);- consumer navigation equipment (NAP);
- блок сопряжения (БС);- interface unit (BS);
- систему ориентации и стабилизации (СОИС);- orientation and stabilization system (SOIS);
- узел фиксации (УФ).- fixing unit (UV).
Информационная взаимосвязь между аппаратурой командной радиолинии, бортовой вычислительной системой, навигационной аппаратурой потребителя, микроконтроллером, блоком сопряжения системы ориентации и стабилизации и узлом фиксации осуществляется по линиям информационного обмена (на чертеже обозначены тонкой сплошной линией).The information interconnection between the command radio line equipment, the on-board computer system, the consumer navigation equipment, the microcontroller, the orientation and stabilization system interface unit and the fixation unit is carried out via information exchange lines (indicated by a thin solid line in the drawing).
Вход и выход АКРЛ информационно подключены к БВС. Выход НАП подключен к первому входу бортовой вычислительной системы, первый выход бортовой вычислительной системы подключен к первому входу микроконтроллера, первый выход микроконтроллера подключен к первому входу БС, первый выход БС подключен к входу СОИС. Выход СОИС подключен ко второму входу БС, второй выход БС подключен ко второму входу микроконтроллера, второй выход микроконтроллера подключен ко второму входу бортовой вычислительной системы, которая управляет процессом ориентации КА относительно калибруемой РЛС. Третий выход бортовой вычислительной системы подключен к третьему входу микроконтроллера, третий выход микроконтроллера подключен к третьему входу БС, третий выход БС подключен к входу УФ.ACRL input and output are informationally connected to the BVS. The NAP output is connected to the first input of the on-board computer system, the first output of the on-board computer system is connected to the first input of the microcontroller, the first output of the microcontroller is connected to the first input of the BS, the first output of the BS is connected to the SOIS input. The SOIS output is connected to the second input of the BS, the second output of the BS is connected to the second input of the microcontroller, the second output of the microcontroller is connected to the second input of the onboard computer system, which controls the process of orientation of the spacecraft relative to the calibrated radar. The third output of the on-board computer system is connected to the third input of the microcontroller, the third output of the microcontroller is connected to the third input of the BS, the third output of the BS is connected to the UV input.
Фиг. 5 - относительное положение КА и калибруемой РЛС после раскрытия плоской радиоотражающей пластины, где 8 - биссектриса угла двугранного уголкового отражателя, образованного плоской радиоотражающей пластиной совместно с радиоотражающей поверхностью грани прямой призмы корпуса КА; 9 - основной лепесток индикатрисы рассеяния образованного уголкового отражателя; 10 - максимум основного лепестка индикатрисы рассеяния образованного УО; 11 - линия визирования калибруемой РЛС 12.FIG. 5 is the relative position of the spacecraft and the calibrated radar after the disclosure of a flat radio-reflecting plate, where 8 is the bisector of the angle of the dihedral angular reflector formed by a flat radio-reflecting plate together with the radio-reflecting surface of the face of the direct prism of the spacecraft’s hull; 9 - the main lobe of the scattering indicatrix of the formed corner reflector; 10 - maximum of the main lobe of the scattering indicatrix formed by the RO; 11 - line of sight calibrated
Фиг. 6 - схема проведения сеанса калибровки РЛС, где 8 - биссектриса угла двугранного уголкового отражателя, образованного плоской радиоотражающей пластиной совместно с радиоотражающей поверхностью грани прямой призмы корпуса КА; 11 - линия визирования калибруемой РЛС 12; 10 - максимум основного лепестка индикатрисы рассеяния УО, образованного плоской радиоотражающей пластиной совместно с радиоотражающей поверхностью грани прямой призмы корпуса КА.FIG. 6 is a diagram of a radar calibration session, where 8 is the bisector of the angle of the dihedral angle reflector formed by a flat radio-reflecting plate together with the radio-reflecting surface of the face of the direct prism of the spacecraft; 11 - line of sight calibrated
Предлагаемый космический аппарат для калибровки радиолокационной станции содержит корпус, выполненный в виде прямой призмы 1, одна из граней которой имеет радиоотражающую поверхность 2 (см. фиг. 1). Внутри корпуса КА установлены приборный отсек, двигательная установка, системы ориентации и стабилизации, аппаратура командной радиолинии, бортовая вычислительная система, навигационная аппаратура потребителя космических систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, микроконтроллер, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации и узла фиксации с микроконтроллером (на чертеже не показаны).The proposed spacecraft for calibrating a radar station contains a housing made in the form of a
На боковом ребре прямой призмы установлена плоская прямоугольная пластина, шарнирно соединенная с корпусом КА так, что ось поворота плоской прямоугольной пластины расположена параллельно боковому ребру прямой призмы. При этом плоская прямоугольная пластина из радиоотражающего материала развернута относительно грани прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность, на угол α, образуя двугранный уголковый отражатель (см. фиг. 1, фиг. 2).A flat rectangular plate is mounted on the side edge of the direct prism, pivotally connected to the spacecraft body so that the axis of rotation of the flat rectangular plate is parallel to the side edge of the direct prism. In this case, a flat rectangular plate of radio-reflecting material is deployed relative to the edge of a direct prism having a radio-reflecting surface, at an angle α, forming a dihedral corner reflector (see Fig. 1, Fig. 2).
Величина угла α находится в диапазоне от (90-Δ) градусов до (90+Δ) градусов, где Δ - определяется из соотношения:The angle α is in the range from (90-Δ) degrees to (90 + Δ) degrees, where Δ is determined from the ratio:
0<Δ<18 λ/а,0 <Δ <18 λ / a,
λ - длина волны калибруемой РЛС;λ is the wavelength of the calibrated radar;
а - размер грани уголкового отражателя.and - the size of the face of the corner reflector.
Плоская прямоугольная пластина из радиоотражающего материала снабжена механизмом раскрытия 4 и узлом фиксации 5 к корпусу КА (см. фиг. 2, фиг. 3).A flat rectangular plate of radio-reflecting material is equipped with an
Функционирование КА для калибровки РЛС по величине ЭПР происходит следующим образом: на время выведения КА на орбиту плоская прямоугольная пластина из радиоотражающего материала в транспортном положении уложена и зафиксирована так, что прилегает к одной из граней прямой призмы корпуса КА (фиг. 3). Таким образом, обеспечивается минимальный объем, занимаемый КА перед выводом на целевую орбиту.The functioning of the spacecraft for calibrating the radar according to the EPR value is as follows: for the time the spacecraft was put into orbit, a flat rectangular plate of radio-reflecting material was placed in the transport position and fixed so that it adjoins one of the faces of the direct prism of the spacecraft body (Fig. 3). Thus, the minimum space occupied by the spacecraft before being put into the target orbit is ensured.
После выведения КА на целевую орбиту для управления КА используют наземный комплекс управления с командной радиолинией и бортовую аппаратуру командной радиолинии КА. Причем с наземного комплекса управления по командной радиолинии передают на КА координаты радиолокационной станции, подлежащей калибровке по величине эффективной поверхности рассеяния. Затем с помощью приемников навигационной системы типа «ГЛОНАСС» и/или GPS и бортовой вычислительной системы определяют текущие координаты центра масс КА, углы текущей пространственной ориентации КА. С помощью бортовой вычислительной системы определяют положение центра масс КА относительно переданных с наземного комплекса управления координат калибруемой радиолокационной станции, а также ориентацию осей связанной системы координат КА относительно линии визирования калибруемой радиолокационной станции. Одновременно бортовая вычислительная система производит расчет и вычисляет пространственное положение биссектрисы угла 8 двугранного уголкового отражателя относительно линии визирования 11 калибруемой радиолокационной станции 12 на текущий момент времени. При расчете используются координаты (в связанной системе координат КА) середины ребра и положение биссектрисы угла двугранного уголкового отражателя, образованного плоской радиоотражающей пластиной совместно с радиоотражающей поверхностью грани прямой призмы корпуса КА, введенные в бортовую вычислительную систему до запуска КА на орбиту.After putting the spacecraft into the target orbit, the ground control complex with the command radio line and the onboard equipment of the spacecraft command radio line are used to control the spacecraft. Moreover, the coordinates of the radar station to be calibrated by the magnitude of the effective scattering surface are transmitted to the spacecraft from the ground control complex via a command radio link. Then, using the receivers of a navigation system of the GLONASS and / or GPS type and the on-board computer system, the current coordinates of the spacecraft's center of mass and the angles of the current spatial orientation of the spacecraft are determined. Using the on-board computer system, the position of the center of mass of the spacecraft relative to the coordinates of the calibrated radar station transmitted from the ground control complex is determined, as well as the orientation of the axes of the associated coordinate system of the spacecraft relative to the line of sight of the calibrated radar station. At the same time, the on-board computer system calculates and calculates the spatial position of the bisector of
Полученные расчетные данные с первого выхода бортовой вычислительной системы поступают на первый вход микроконтроллера, формирующего команды управления, которые с первого выхода микроконтроллера поступают на первый вход БС, а затем с первого выхода БС поступают на вход СОИС. СОИС осуществляет разворот КА и совмещение положения биссектрисы угла двугранного уголкового отражателя с линией визирования калибруемой радиолокационной станции.The calculated data from the first output of the on-board computer system are fed to the first input of the microcontroller, which forms control commands, which from the first output of the microcontroller go to the first input of the BS, and then from the first output of the BS arrive at the input of the SOIS. SOIS implements a spacecraft rotation and alignment of the angle bisector of the dihedral angle reflector with the line of sight of the calibrated radar station.
Выход СОИС подключен ко второму входу БС, второй выход БС подключен ко второму входу микроконтроллера, второй выход микроконтроллера подключен ко второму входу бортовой вычислительной системы, которая управляет процессом ориентации КА относительно калибруемой РЛС в режиме реального времени.The SOIS output is connected to the second input of the BS, the second output of the BS is connected to the second input of the microcontroller, the second output of the microcontroller is connected to the second input of the onboard computer system, which controls the process of orientation of the spacecraft relative to the calibrated radar in real time.
При совмещении положения биссектрисы угла двугранного уголкового отражателя с линией визирования калибруемой РЛС с третьего выхода бортовой вычислительной системы на третий вход микроконтроллера поступает сигнал, который преобразуется микроконтроллером и с третьего выхода микроконтроллера поступает на третий вход БС, а с третьего выхода БС сигнал поступает на вход УФ, в результате срабатывания УФ плоская радиоотражающая пластина освобождается от фиксации к корпусу КА и раскрывается при помощи механизмов раскрытия, образуя таким образом двугранный уголковый отражатель (фиг. 5). При этом угол α между гранями уголкового отражателя находится в диапазоне от (90-Δ) градусов до (90+Δ) градусов, где Δ - определяется из соотношения:When combining the position of the bisector of the angle of the dihedral angular reflector with the line of sight of the calibrated radar from the third output of the on-board computer system, a signal is transmitted to the third input of the microcontroller and converted from the third output of the microcontroller to the third input of the BS, and from the third output of the BS the signal goes to the UV input , as a result of UV triggering, a flat radio-reflecting plate is released from fixation to the spacecraft body and is opened using opening mechanisms, thus forming azom dihedral corner reflector (FIG. 5). The angle α between the faces of the corner reflector is in the range from (90-Δ) degrees to (90 + Δ) degrees, where Δ - is determined from the ratio:
0<Δ<18 λ/а,0 <Δ <18 λ / a,
λ - длина волны калибруемой РЛС,λ is the wavelength of the calibrated radar,
а - размер грани уголкового отражателя, образованного гранью прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность, и плоской прямоугольной пластиной из радиоотражающего материала.and - the size of the face of the corner reflector formed by the face of a direct prism having a radio-reflective surface, and a flat rectangular plate of radio-reflective material.
Затем при помощи механических устройств фиксации раскрытого положения плоские радиоотражающие пластины жестко фиксируются при заданном угле а. При этом наклеенные на оборотную сторону плоских радиоотражающих пластин тонкопленочные фотопреобразователи служат дополнительным источником электроэнергии для КА.Then, using mechanical devices for fixing the open position, the flat radio-reflecting plates are rigidly fixed at a given angle a. At the same time, thin-film photoconverters glued to the back of flat radio-reflecting plates serve as an additional source of electric power for the spacecraft.
В дальнейшем информационное взаимодействие бортовой вычислительной системы, навигационной аппаратуры потребителя, микроконтроллера, блока сопряжения, системы ориентации и стабилизации КА обеспечивает удержание совмещения биссектрисы угла образованного двугранного уголкового отражателя с линией визирования калибруемой радиолокационной станции до момента окончания сеанса калибровки РЛС, координаты которой переданы с наземного комплекса управления КА.In the future, the information interaction of the onboard computer system, consumer navigation equipment, microcontroller, interface unit, spacecraft orientation and stabilization system ensures that the angle bisector of the formed dihedral angle reflector is kept aligned with the sight line of the calibrated radar station until the end of the radar calibration session, the coordinates of which were transmitted from the ground-based complex spacecraft control.
Причем основной лепесток индикатрисы рассеяния двугранного уголкового отражателя, образованного гранью прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность, и плоской прямоугольной пластиной из радиоотражающего материала, в течение сеанса калибровки направлен на калибруемую радиолокационную станцию, а максимум основного лепестка индикатрисы рассеяния двугранного уголкового отражателя совпадает с линией визирования калибруемой радиолокационной станции.Moreover, the main lobe of the scattering indicatrix of a dihedral angular reflector formed by the face of a direct prism having a radio-reflecting surface and a flat rectangular plate of radio-reflecting material is directed to a calibrated radar station during the calibration session, and the maximum of the main lobe of the scattering indicatrix of a dihedral angular reflector coincides with the line of sight of the calibrated radar station.
Использование КА, элементы конструкции которого образуют на целевой орбите двугранный уголковый отражатель с гранями, развернутыми на заданный угол α в диапазоне от (90-Δ) градусов до (90+Δ) градусов, позволяет достичь «уплощения» формы основного лепестка индикатрисы рассеяния уголкового отражателя в горизонтальной плоскости. Тем самым сектор углов индикатрисы рассеяния уголкового отражателя в горизонтальной плоскости, в котором его ЭПР является практически постоянной величиной, составляет 20°(±10°), [5] стр. 150, рис. 4.7, кривые 2, 3.Using a spacecraft, the structural elements of which form a dihedral angular reflector in the target orbit with faces turned at a given angle α in the range from (90-Δ) degrees to (90 + Δ) degrees, it is possible to achieve “flattening” of the shape of the main lobe of the scattering indicatrix of the corner reflector in the horizontal plane. Thus, the angle sector of the scattering indicatrix of the angular reflector in the horizontal plane, in which its EPR is almost constant, is 20 ° (± 10 °), [5] p. 150, fig. 4.7, curves 2, 3.
Следует отметить, что с увеличением ЭПР эталонного отражателя эффективность калибровки растет [9] стр. 65. Так, в качестве примера, значение ЭПР предлагаемого КА в направлении РЛС, работающей на длине волны 7 см, с учетом уменьшения ее значения на 3 дБ за счет отклонения угла между гранями УО от прямого для «уплощения» формы основного лепестка, при величине грани уголкового отражателя 100 см составит 2500 м2, что более чем в 800 раз больше ЭПР сферического отражателя диаметром 200 см [1] стр. 49, таблица 2.1.3. Такой размер имел калибровочный КА «Юг» в составе РКК «Тайфун» [1] стр. 49, [9] стр. 65.It should be noted that with an increase in the ESR of the reference reflector, the calibration efficiency increases [9] p. 65. So, as an example, the value of the ESR of the proposed spacecraft in the direction of the radar operating at a wavelength of 7 cm, taking into account a decrease in its value by 3 dB due to the deviation of the angle between the faces of the MA from the straight to “flatten” the shape of the main lobe, with the face of the corner reflector 100 cm, will be 2500 m 2 , which is more than 800 times the EPR of a spherical reflector with a diameter of 200 cm [1] p. 49, table 2.1. 3. Such a size had the calibration spacecraft "South" as part of the RSC "Typhoon" [1] p. 49, [9] p. 65.
Применение предлагаемого КА с УО, образованным гранью прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность, и плоской прямоугольной пластиной из радиоотражающего материала и углом α между ними, заданным в определенном диапазоне градусов, значительно улучшает условия калибровки существующих и перспективных радиолокационных средств. Так, увеличение ЭПР предлагаемого КА с УО более чем в 800 раз позволяет увеличить дальность, на которой возможно калибровать РЛС по величине ЭПР, в 5,3 раза по сравнению со сферическим отражателем диаметром 200 см. Это в свою очередь приведет к тому, что КА с УО будет устойчиво наблюдаться на малых углах места (3-5) градусов, на которых необходимо калибровать высокопотенциальные РЛС дальнего обнаружения [1] стр. 48.The use of the proposed spacecraft with a UO formed by the face of a direct prism having a radio-reflecting surface and a flat rectangular plate of radio-reflecting material and an angle α between them, set in a certain range of degrees, significantly improves the calibration conditions of existing and future radar tools. Thus, an increase in the EPR of the proposed spacecraft with SV more than 800-fold makes it possible to increase the range at which it is possible to calibrate the radar by the value of the EPR by 5.3 times in comparison with a spherical reflector with a diameter of 200 cm. This, in turn, will cause the spacecraft with MA, it will be stably observed at small elevation angles (3-5) degrees, at which it is necessary to calibrate high-potential early warning radars [1] p. 48.
Кроме того, значительное увеличение ЭПР калибровочного КА позволит увеличить высоту орбиты запускаемого космического аппарата, что в свою очередь значительно увеличит время существования его на орбите [1] стр. 48.In addition, a significant increase in the EPR of a calibration spacecraft will increase the orbit altitude of the launched spacecraft, which in turn will significantly increase its lifetime in orbit [1] p. 48.
Более того, применение предлагаемого КА с УО позволит проводить калибровку по величине ЭПР высокопотенциальных РЛС в режиме функционирования с пониженной мощностью излучения (так называемого «энергосберегающего режима»).Moreover, the application of the proposed spacecraft with UO will make it possible to calibrate the EPR value of high-potential radars in the operating mode with reduced radiation power (the so-called "energy-saving mode").
Таким образом, предлагаемая конструкция КА для калибровки РЛС и информационная взаимосвязь аппаратуры командной радиолинии, бортовой вычислительной системы, навигационной аппаратуры потребителя, микроконтроллера, блока сопряжения системы ориентации и стабилизации КА позволяет получить свойства, отличные от свойств известных решений, а именно:Thus, the proposed design of the spacecraft for calibrating the radar and the informational relationship between the equipment of the command radio line, the on-board computer system, the navigation equipment of the consumer, the microcontroller, the interface unit of the orientation and stabilization system of the spacecraft allows you to get properties that are different from the properties of known solutions, namely:
- проведение сеансов калибровки РЛС наземного и морского базирования, координаты которых передают с наземного комплекса управления КА;- conducting land and sea-based radar calibration sessions, the coordinates of which are transmitted from the ground-based spacecraft control complex;
- высокоэффективную поверхность рассеяния (большую ЭПР) за счет использования уголкового отражателя;- a highly efficient scattering surface (large EPR) due to the use of an angular reflector;
- постоянное значение ЭПР в направлении калибруемой РЛС за счет ориентации основного лепестка индикатрисы рассеяния УО на РЛС и сохранения заданной ориентации в течение сеанса калибровки.- a constant value of the EPR in the direction of the calibrated radar due to the orientation of the main lobe of the scattering indicatrix UO on the radar and preservation of the specified orientation during the calibration session.
В том числе, введение информационных линий связи бортовой вычислительной системы, НАП космических систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, микроконтроллера, блока сопряжения с системой ориентации и стабилизации обеспечивает:Including the introduction of information lines of communication of the on-board computer system, NAP of the GLONASS and / or GPS space systems, a microcontroller, an interface unit with an orientation and stabilization system provides:
- определение положения центра масс КА относительно местоположения заданной калибруемой радиолокационной станции;- determining the position of the center of mass of the spacecraft relative to the location of a given calibrated radar station;
- определение пространственного положения биссектрисы угла двугранного уголкового отражателя относительно линии визирования калибруемой радиолокационной станции на текущий момент времени;- determination of the spatial position of the bisector of the angle of the dihedral corner reflector relative to the line of sight of the calibrated radar station at the current time;
- удержание с помощью системы ориентации и стабилизации КА совмещения биссектрисы угла уголкового отражателя с линией визирования калибруемой радиолокационной станции до момента окончания сеанса калибровки.- keeping using the spacecraft orientation and stabilization system of combining the bisector of the angle of the corner reflector with the line of sight of the calibrated radar station until the end of the calibration session.
В результате сохраняется ориентация максимума основного лепестка индикатрисы рассеяния УО вдоль линии визирования калибруемой радиолокационной станции и, следовательно, постоянное значение ЭПР уголкового отражателя в направлении РЛС в течение сеанса калибровки РЛС по величине эффективной поверхности рассеяния.As a result, the orientation of the maximum of the main lobe of the scattering indicatrix of the RS along the line of sight of the calibrated radar station is preserved and, therefore, the ESR value of the angular reflector in the direction of the radar is constant during the radar calibration session by the magnitude of the effective scattering surface.
При точности ориентации и стабилизации КА не более 0,5 градуса [1] стр. 259, [6] стр. 412, изменение ЭПР КА с УО в направлении максимума основного лепестка индикатрисы рассеяния УО не превышает 0,5 дБ, что обеспечит требуемую точность измерения ЭПР по отраженному сигналу не хуже 1 дБ [1] стр. 50.With the accuracy of orientation and stabilization of the spacecraft no more than 0.5 degrees [1] p. 259, [6] p. 412, the change in the EPR of the spacecraft from the EO in the direction of the maximum of the main lobe of the EO scattering indicatrix does not exceed 0.5 dB, which will provide the required accuracy EPR measurements from the reflected signal no worse than 1 dB [1] p. 50.
Это позволяет сделать вывод о возможности использования предлагаемого КА для калибровки радиолокаторов наземного и морского базирования, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, а также проведения калибровки по величине ЭПР высокопотенциальных РЛС на малых углах места (3-5) градусов и в режиме функционирования с пониженной мощностью излучения (так называемого «энергосберегающего режима»).This allows us to conclude that it is possible to use the proposed spacecraft for calibrating ground and sea-based radars operating on circular polarized waves with parallel reception of reflected signals, as well as calibrating the high-potential radar at small elevation angles (3-5) degrees and in the mode functioning with reduced radiation power (the so-called "energy-saving mode").
Источники информацииInformation sources
1. Малые космические аппараты информационного обеспечения / под ред. Фатеева В.Ф. М.: Радиотехника. 2010. С. 47-50, с. 259.1. Small spacecraft information support / ed. Fateeva V.F. M .: Radio engineering. 2010.S. 47-50, p. 259.
2. Леонов А.И., Леонов С.А., Нагулинко Ф.В. и др. Испытания РЛС / под ред. Леонова А.И. М.: Радио и связь. 1990. С. 37.2. Leonov A.I., Leonov S.A., Nagulinko F.V. et al. Tests of the radar / ed. Leonova A.I. M .: Radio and communication. 1990.S. 37.
3. Ракеты и космические аппараты КБ «Южное» / под ред. Конюхова С.Н. Днепропетровск. ГКБ «Южное» им. М.К. Янгеля. 2000. С. 198-200.3. Missiles and spacecraft Design Bureau "South" / ed. Konyukhova S.N. Dnepropetrovsk. GKB "South" them. M.K. Yangel. 2000.S. 198-200.
4. Майзельс Е.Н., Торгованов В.А. Измерение характеристик рассеяния радиолокационных целей / под ред. Колосова М.А. М.: Советское радио. 1972. С. 144-145, с. 193-194, с. 204-213.4. Maisels E.N., Torgovanov V.A. Measurement of scattering characteristics of radar targets / ed. Kolosova M.A. M .: Soviet radio. 1972. S. 144-145, p. 193-194, p. 204-213.
5. Кобак В.О. Радиолокационные отражатели / под ред. Леонтьевского О.Н. М.: Советское радио. 1975. С. 103, с. 139, с. 144, с. 146, с. 150, с. 152, с. 235.5. Kobak V.O. Radar Reflectors / Ed. Leontievsky O.N. M .: Soviet radio. 1975.S. 103, p. 139, p. 144, p. 146, p. 150, p. 152, p. 235.
6. Бакитько Р.В., Болденков Е.Н., Булавский Н.Т. и др. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / под ред. Перова А.И., Харисова В.Н. М.: Радиотехника. 2010. С. 412.6. Bakitko R.V., Boldenkov E.N., Bulavsky N.T. and other GLONASS. The principles of construction and operation / ed. Perova A.I., Kharisova V.N. M .: Radio engineering. 2010.S. 412.
7. Майсеня Л.И. Справочник по математике: основные понятия и формулы. Минск: Выш. шк. 2011. С. 201-203.7. Maisenya L.I. Handbook of mathematics: basic concepts and formulas. Minsk: Ab. school 2011.S. 201-203.
8. Патент RU №2481248, 27.12.2011. Космический аппарат с эталонными отражателями / Савельев Б.И. Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения".8. Patent RU No. 2481248, 12/27/2011. Spacecraft with Reference Reflectors / Savelyev B.I. Open joint-stock company "Military-Industrial Corporation" Scientific-Production Association of Mechanical Engineering ".
9. Фатеев В.Ф. Современный взгляд на развитие космического эшелона информационных средств ВКО. Воздушно-космическая оборона. 2014. №1. С. 65.9. Fateev V.F. A modern view of the development of the space echelon of EKO information tools. Aerospace defense. 2014. No1. S. 65.
Claims (11)
0<Δ<18λ/a,
λ - длина волны калибруемой РЛС;
a - размер грани уголкового отражателя,
кроме того, плоская прямоугольная пластина из радиоотражающего материала снабжена механизмом раскрытия и узлом фиксации к прямой призме корпуса КА, дополнительно в КА введены аппаратура командной радиолинии (АКРЛ), навигационная аппаратура потребителя (НАП) космических систем "ГЛОНАСС" и/или GPS, бортовая вычислительная система (БВС), микроконтроллер, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации и узла фиксации с микроконтроллером, причем вход и выход АКРЛ информационно подключены к БВС, выход НАП подключен к первому входу БВС, первый выход БВС подключен к первому входу микроконтроллера, первый выход микроконтроллера подключен к первому входу блока сопряжения, первый выход блока сопряжения подключен к входу системы ориентации и стабилизации, выход системы ориентации и стабилизации подключен ко второму входу блока сопряжения, второй выход блока сопряжения подключен ко второму входу микроконтроллера, второй выход микроконтроллера подключен ко второму входу БВС, которая управляет процессом ориентации КА относительно калибруемой РЛС, кроме того, третий выход БВС подключен к третьему входу микроконтроллера, третий выход микроконтроллера подключен к третьему входу блока сопряжения, а третий выход блока сопряжения подключен к входу узла фиксации плоской прямоугольной пластины из радиоотражающего материала к прямой призме корпуса КА.1. A spacecraft (SC) for calibrating radar stations (RLS), comprising a housing with an instrument compartment, a propulsion system, orientation and stabilization systems, solar panels, characterized in that the spacecraft housing is made in the form of a direct prism, one of the faces of which has a radio-reflective surface, and on the side edge of the direct prism a flat rectangular plate of radio-reflecting material is mounted pivotally connected to the spacecraft body so that the axis of rotation of the flat rectangular plate of radio-reflecting material is It is laid parallel to the side edge of the direct prism, while a flat rectangular plate of radio-reflective material is rotated relative to the face of the direct prism having a radio-reflective surface, at an angle α, forming a dihedral corner reflector, and the angle α is in the range from (90-Δ) degrees to ( 90 + Δ) degrees, where Δ - is determined from the ratio:
0 <Δ <18λ / a,
λ is the wavelength of the calibrated radar;
a is the face size of the corner reflector,
in addition, a flat rectangular plate of radio-reflecting material is equipped with an opening mechanism and a fixing unit to the direct prism of the spacecraft hull; additionally, command radio line equipment (AKRL), consumer navigation equipment (NAP) of the GLONASS and / or GPS space systems, on-board computing are introduced into the spacecraft system (BVS), a microcontroller, an interface unit for the orientation and stabilization system, and a fixation unit with a microcontroller, the ACRL input and output being informationally connected to the BVS, the NAP output is connected to the first BVV input, first the BVS output is connected to the first input of the microcontroller, the first output of the microcontroller is connected to the first input of the interface unit, the first output of the interface unit is connected to the input of the orientation and stabilization system, the output of the orientation and stabilization system is connected to the second input of the interface unit, the second output of the interface unit is connected to the second input microcontroller, the second output of the microcontroller is connected to the second input of the BVS, which controls the process of orientation of the spacecraft relative to the calibrated radar, in addition, the third output of the BVS under it is connected to the third input of the microcontroller, the third output of the microcontroller is connected to the third input of the interface unit, and the third output of the interface unit is connected to the input of the fixation unit of a flat rectangular plate of radio-reflecting material to the direct prism of the spacecraft body.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015112624/11A RU2596194C1 (en) | 2015-04-07 | 2015-04-07 | Spacecraft for calibrating radar stations |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015112624/11A RU2596194C1 (en) | 2015-04-07 | 2015-04-07 | Spacecraft for calibrating radar stations |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2596194C1 true RU2596194C1 (en) | 2016-08-27 |
Family
ID=56892072
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015112624/11A RU2596194C1 (en) | 2015-04-07 | 2015-04-07 | Spacecraft for calibrating radar stations |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2596194C1 (en) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2481248C1 (en) * | 2011-12-27 | 2013-05-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Spacecraft with reference reflectors |
RU2535661C1 (en) * | 2013-07-11 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" | Method of calibrating radar station based on minisatellite with reference radar cross-section |
RU2544908C1 (en) * | 2013-09-09 | 2015-03-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" | Spacecraft for calibrating radar station based on radar cross-section |
-
2015
- 2015-04-07 RU RU2015112624/11A patent/RU2596194C1/en active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2481248C1 (en) * | 2011-12-27 | 2013-05-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Spacecraft with reference reflectors |
RU2535661C1 (en) * | 2013-07-11 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" | Method of calibrating radar station based on minisatellite with reference radar cross-section |
RU2544908C1 (en) * | 2013-09-09 | 2015-03-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" | Spacecraft for calibrating radar station based on radar cross-section |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR102196733B1 (en) | Ultra-Light, Compact Unmanned Mobile Antenna Gimbal and Synthetic Aperture Radar System including the same | |
Rao | GPS/GNSS Antennas | |
US9778368B2 (en) | Satellite navigation using side by side antennas | |
US7095376B1 (en) | System and method for pointing and control of an antenna | |
AU2005308393B2 (en) | Phased array planar antenna for tracking a moving target and tracking method | |
JPS63266378A (en) | Radar system for primary and secondary aeronautical monitor | |
US9337536B1 (en) | Electronically steerable SATCOM antenna | |
RU2535661C1 (en) | Method of calibrating radar station based on minisatellite with reference radar cross-section | |
ES2886478T3 (en) | Method and system for estimating the direction of a satellite in the phase of transfer from an initial orbit to a mission orbit | |
Robishaw et al. | The measurement of polarization in radio astronomy | |
RU2640167C1 (en) | Multifunctional space craft | |
RU2674432C1 (en) | Radar station with the active phased antenna array calibration method | |
RU2596194C1 (en) | Spacecraft for calibrating radar stations | |
RU2544908C1 (en) | Spacecraft for calibrating radar station based on radar cross-section | |
US11901630B1 (en) | Confocal phased array fed reflector antenna beam stabilization | |
Valle et al. | P-band feedarray for BIOMASS | |
RU2570126C2 (en) | Positioning-calibrating spaceship | |
Linnes et al. | Ground antenna for space communication system | |
Lestarquit et al. | Autonomous formation flying RF sensor development for the PRISMA mission | |
RU2573420C1 (en) | Method of calibrating radar station using spacecraft with reference reflection characteristics | |
Enderle et al. | A simple and low cost two-antennas concept for the tracking of a sounding rocket trajectory using GPS | |
Ramakrishnan | Enhancing satellite navigation for low earth and geostationary orbit missions | |
JP7499975B2 (en) | Positioning method | |
Choi et al. | CATR test for ka band multi-beam antenna | |
Wolfley et al. | Three-dimensional anti-jamming array processing for GNSS-based navigational aid inspection |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |