RU2706844C1

RU2706844C1 - Method of determining direction to space object

Info

Publication number: RU2706844C1
Application number: RU2019104443A
Authority: RU
Inventors: Михаил Викторович Яковлев
Original assignee: Михаил Викторович Яковлев
Priority date: 2019-02-18
Filing date: 2019-02-18
Publication date: 2019-11-21

Abstract

FIELD: astronautics.

SUBSTANCE: invention relates to motion control of spacecrafts (SC) and can be used for SC navigation in far space. Method involves laser beam scanning a given area of space by reflecting beam from a mirror on a turntable installed in electromechanical suspension. Platform move in azimuth and elevation is set by system of electromagnets, powered by current in form of a saw-toothed pulse train. Direction to the space object (SO) is determined from the parameters of the scanning pulses at which the signal reflected from the SO laser radiation is detected. Intensity of laser radiation in the source is modulated with a harmonic oscillation; laser radiation reflected from the space object is detected by a photomultiplier, and registered signals are amplified by a radio device tuned to the frequency of harmonic oscillations of radiation in the source.

EFFECT: higher range of controlled SO.

1 cl

Description

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано для навигации космических аппаратов в дальнем космосе.The invention relates to the field of spacecraft (SC) motion control and can be used to navigate spacecraft in deep space.

Известно защищенное патентом изобретение-аналог: патент №2506547, заявка 2012140350/28 МПК G01J 1/44, 2012 год, «Приемник импульсных оптических сигналов» (Вильнер В.Г., Волобуев В.Г., Почтарев В.Л., Рябокуль Б.К.). Изобретение относится к технике приема импульсного оптического излучения, преимущественно к приемникам импульсных лазерных дальномеров и подобных устройств для измерения временных интервалов между оптическими импульсами. Приемник импульсных оптических сигналов, содержащий фотоприемник с источником смещения и нагрузкой, подключенной к усилителю, усилитель выполнен в виде двух транзисторных повторителей с общей нагрузкой, вход одного из повторителей подключен к нагрузке фотоприемника, а вход второго повторителя имеет возможность подключения к внешнему источнику сигнала, причем параллельно входам транзисторных повторителей введены ключи, связанные с коммутатором, управляющим их замыканием и размыканием в противофазе. Технический результат заключается в повышении точности временной привязки принятого сигнала и, соответственно, высокой точности измерений с помощью приборов, в которых используется такой приемник. Недостатком изобретения является невозможность его использования при больших расстояниях между космическими аппаратами, поскольку регистрируются отраженные сигналы лазерного излучения.Known invention protected by patent: patent No. 2506547, application 2012140350/28 IPC G01J 1/44, 2012, “Receiver of pulsed optical signals” (Vilner V.G., Volobuev V.G., Pochtarev V.L., Ryabokul B.K.). The invention relates to techniques for receiving pulsed optical radiation, mainly to receivers of pulsed laser rangefinders and similar devices for measuring time intervals between optical pulses. A pulse optical signal receiver comprising a photodetector with a bias source and a load connected to the amplifier, the amplifier is made in the form of two transistor repeaters with a common load, the input of one of the repeaters is connected to the load of the photodetector, and the input of the second repeater has the ability to connect to an external signal source, and parallel to the inputs of the transistor repeaters introduced keys associated with the switch, controlling their closure and opening in antiphase. The technical result consists in increasing the accuracy of the timing of the received signal and, accordingly, the high accuracy of measurements using instruments that use such a receiver. The disadvantage of the invention is the impossibility of its use at large distances between spacecraft, since the reflected signals of laser radiation are recorded.

Известно заявленное изобретение-аналог: патент №2619168, от 12.05.2017, заявка №2015152105, МПК B64G 3/00, 2015 год, «Способ определения направления на активный объект, преднамеренно сближающийся с космическим аппаратом» (Яковлев М.В., Яковлева Т.М., Яковлев Д.М.), согласно которому принимают сигналы, излучаемые приближающимся активным объектом, измеряют амплитуду и выполняют обработку принимаемых сигналов. Для приема сигналов применяют детекторы плоской формы. Детекторы располагают на поверхности сферической оболочки ортогонально радиус-вектору из центра сферической оболочки к точке касания с детектором. Внутри сферической оболочки помещают материал - поглотитель излучения. Направление на активный приближающийся объект определяют по радиус-вектору, направленному на детектор с максимальной амплитудой регистрируемого сигнала. Недостатком способа является отсутствие излучающих элементов, что не обеспечивает возможность его использования в качестве космического маяка.The claimed invention is known as analogous: patent No. 2619168, dated 12.05.2017, application No. 2015152105, IPC B64G 3/00, 2015, “A method for determining the direction of an active object deliberately approaching a spacecraft” (M. Yakovlev, Yakovleva T.M., Yakovlev D.M.), according to which the signals emitted by the approaching active object are received, the amplitude is measured and the received signals are processed. To receive signals, flat-shaped detectors are used. The detectors are placed on the surface of the spherical shell orthogonally to the radius vector from the center of the spherical shell to the point of contact with the detector. Inside the spherical shell material is placed - an absorber of radiation. The direction of the active approaching object is determined by the radius vector directed to the detector with the maximum amplitude of the recorded signal. The disadvantage of this method is the absence of radiating elements, which does not provide the possibility of its use as a space beacon.

Известно защищенное патентом изобретение-аналог: патент №2639609, МПК G02B 26/10,G05D 1/00, 2017 год, «Способ управления лазерным лучом» (Яковлев М.В., Яковлева Т.М., Яковлев Д.М.), согласно которому в магнитное поле помещают платформу с зеркалом на одной стороне, проводником электрического тока и поворотным механизмом на противоположной стороне, причем проводник электрического тока выполняют в виде кольцевых витков, расположенных по периметру платформы, поворотный механизм устанавливают в центре тяжести платформы, магнитное поле формируют системой электромагнитов, ток кольцевых витков и электромагнитов регулируют из условия отражения лазерного луча от зеркала в заданном направлении. Недостаток изобретения заключается в том, что оно не позволяет осуществлять регистрацию сигналов лазерного излучения, отраженных от контролируемых космических объектов.Known invention protected by patent: Patent No. 2639609, IPC G02B 26/10, G05D 1/00, 2017, “A method for controlling a laser beam” (Yakovlev M.V., Yakovleva T.M., Yakovlev D.M.) according to which a platform with a mirror on one side, an electric current conductor and a rotary mechanism on the opposite side is placed in a magnetic field, the electric current conductor being in the form of circular turns located around the platform perimeter, the rotary mechanism is installed in the center of gravity of the platform, a magnetic field is formed system ele ctromagnets, the current of the ring turns and electromagnets is controlled from the condition of reflection of the laser beam from the mirror in a given direction. The disadvantage of the invention is that it does not allow registration of laser radiation signals reflected from controlled space objects.

Известно защищенное патентом изобретение-аналог: патент №2462731, МПК G01S 1/70, B64G 1/36, 2011 год, «Сканирующий лазерный маяк космических аппаратов» (Старовойтов Е.И.), согласно которому предложен сканирующий лазерный маяк, содержащий корпус и источник лазерного излучения, установленный в сканирующем блоке в карданном подвесе. В устройство введена оптическая анаморфотная система, установленная в сканирующем блоке на одной оптической оси с источником лазерного излучения. При этом ось карданного подвеса перпендикулярна упомянутой оптической оси, а оптическая анаморфотная система представляет собой в сечении, перпендикулярном направлению сканирования, широкоугольный объектив типа «рыбий глаз». Качающийся привод, находящийся в механической связи со сканирующим блоком, выполнен качающимся в плоскости сканирования. Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов. Технический результат заключается в обеспечении возможности обнаружения пассивного космического аппарата в половине телесного угла на дистанциях до 160 км при наведении на него активного космического аппарата. Недостаток изобретения заключается в недостаточно высокой оперативности определения направления на космический объект, что связано с необходимостью применения механических устройств.Known invention protected by patent: patent No. 2462731, IPC G01S 1/70, B64G 1/36, 2011, "Scanning laser beacon of spacecraft" (Starovoitov EI), according to which a scanning laser beacon containing a housing and a laser light source mounted in a scanning unit in a gimbal. An anamorphic optical system is introduced into the device, installed in the scanning unit on the same optical axis as the laser radiation source. In this case, the axis of the gimbal is perpendicular to the mentioned optical axis, and the optical anamorphic system is in cross section perpendicular to the scanning direction, a wide-angle fisheye lens. The swinging drive, which is in mechanical communication with the scanning unit, is made swinging in the scanning plane. The invention relates to the field of optical means for measuring the relative proximity of spacecraft. The technical result consists in providing the possibility of detecting a passive spacecraft in half of the solid angle at distances of up to 160 km when the active spacecraft is hovering over it. The disadvantage of the invention lies in the insufficiently high efficiency of determining the direction to a space object, which is associated with the need to use mechanical devices.

Известно защищенное патентом изобретение-прототип: патент №2676999, МПК B64G 1/64, 2018 год, «Способ определения направления на космический объект» (Яковлев М.В.), согласно которому управляют направлением лазерного луча за счет поворота, расположенной в магнитном поле, платформы с зеркалом на одной стороне, проводником электрического тока и поворотным механизмом на противоположной стороне, причем проводник электрического тока выполняют в виде кольцевых витков, расположенных по периметру платформы, поворотный механизм устанавливают в центре тяжести платформы, магнитное поле формируют системой электромагнитов, ток кольцевых витков и электромагнитов регулируют из условия сканирования лазерным лучом заданной области космического пространства, а направление на космический объект определяют по отраженному от него сигналу лазерного излучения, причем ток кольцевых витков поддерживают постоянным, ток электромагнитов задают в виде последовательности импульсов, обеспечивающих развертку лазерного луча по азимутальному углу и углу места, а направление на космический объект определяют по параметрам импульсов развертки, при которых зарегистрирован сигнал отраженного лазерного излучения. Недостатком способа-прототипа является ограниченная дальность приема отраженного сигнала лазерного излучения при определении направления на космический объект.Known patent-protected invention is the prototype: patent No. 2676999, IPC B64G 1/64, 2018, “Method for determining the direction to a space object” (M. Yakovlev), according to which the direction of the laser beam is controlled by rotation located in a magnetic field , platforms with a mirror on one side, an electric current conductor and a rotary mechanism on the opposite side, and the electric current conductor is made in the form of ring turns located around the perimeter of the platform, the rotary mechanism is installed in the center of the cord The platform’s components, the magnetic field is formed by a system of electromagnets, the current of the ring turns and electromagnets is controlled from the condition of scanning a given area of outer space with a laser beam, and the direction to the space object is determined by the laser radiation signal reflected from it, and the current of the ring turns is kept constant, in the form of a sequence of pulses providing a scan of the laser beam in the azimuthal angle and elevation angle, and the direction to the space object is determined dissolved in the parameters scan pulse, which is registered at the signal reflected laser radiation. The disadvantage of the prototype method is the limited range of reception of the reflected signal of the laser radiation when determining the direction to the space object.

Целью предлагаемого изобретения является повышение дальности контролируемых космических объектов.The aim of the invention is to increase the range of controlled space objects.

Указанная цель достигается в заявляемом способе определения направления на космический объект, согласно которому управляют направлением лазерного луча за счет поворота расположенной в магнитном поле платформы с зеркалом на одной стороне, проводником электрического тока и поворотным механизмом на противоположной стороне, проводник электрического тока выполняют в виде кольцевых витков, расположенных по периметру платформы, поворотный механизм устанавливают в центре тяжести платформы, магнитное поле формируют системой электромагнитов, ток кольцевых витков и электромагнитов регулируют из условия сканирования лазерным лучом заданной области космического пространства, направление на космический объект определяют по отраженному от него сигналу лазерного излучения, причем ток кольцевых витков поддерживают постоянным, ток электромагнитов задают в виде последовательности импульсов, обеспечивающих развертку лазерного луча по азимутальному углу и углу места, а направление на космический объект определяют по параметрам импульсов развертки, при которых зарегистрирован сигнал отраженного лазерного излучения. Интенсивность лазерного излучения в источнике модулируют гармоническим колебанием, отраженное от космического объекта лазерное излучение регистрируют фотоумножителем, зарегистрированные сигналы усиливают радиотехническим устройством, настроенным на частоту гармонических колебаний излучения в источнике.This goal is achieved in the inventive method for determining the direction to a space object, according to which the direction of the laser beam is controlled by rotating the platform located in the magnetic field with a mirror on one side, an electric current conductor and a rotary mechanism on the opposite side, the electric current conductor is made in the form of ring turns located along the perimeter of the platform, the rotary mechanism is installed in the center of gravity of the platform, the magnetic field is formed by an electromagnet system s, the current of the circular turns and electromagnets is controlled from the condition of scanning a given area of outer space with a laser beam, the direction to the space object is determined by the laser radiation signal reflected from it, and the current of the circular turns is kept constant, the current of the electromagnets is set in the form of a sequence of pulses providing a sweep of the laser beam azimuthal angle and elevation angle, and the direction to the space object is determined by the parameters of the scanning pulses for which n signal of reflected laser radiation. The intensity of the laser radiation in the source is modulated by harmonic oscillation, the laser radiation reflected from the space object is recorded by a photomultiplier, the recorded signals are amplified by a radio engineering device tuned to the frequency of harmonic oscillations of the radiation in the source.

Обоснование реализуемости заявляемого способа заключается в следующем. Длительность и период следования импульсов тока электромагнитов, обеспечивающих развертку лазерного луча по азимутальному углу и углу места, определяют по известным значениям угла расходимости лазерного излучения, ожидаемой дальности приема сигналов отраженного лазерного излучения и из условия сплошного покрытия лазерным излучением контролируемой области космического пространства. Сигнал лазерного излучения, отраженный от космического аппарата, регистрируют в реальном масштабе времени с задержкой относительно излучения в источнике, равной удвоенному времени распространения лазерного луча от источника до искомого космического объекта. Регистрацию отраженного лазерного излучения выполняют с помощью фотоумножителя, который обладает значительно большей чувствительностью в сравнении с полупроводниковыми детекторами. Зарегистрированные фотоумножителем сигналы дополнительно усиливают радиотехническим устройством (резонансный усилитель), настроенным на частоту гармонических колебаний интенсивности лазерного излучения в источнике. Выделение полезного сигнала по резонансной частоте позволяет исключить помеховые сигналы различной природы. Порядковые номера импульсов тока электромагнитов, обеспечивающих развертку лазерного луча по азимутальному углу и углу места и соответствующих направлению лазерного луча на искомый космический объект, определяют по моменту прихода отраженного сигнала с учетом его задержки относительно импульсов излучения в источнике. Величина задержки оценивается для ожидаемой дальности обнаружения искомого космического объекта.The rationale for the feasibility of the proposed method is as follows. The duration and repetition period of current pulses of electromagnets that ensure the scanning of the laser beam in the azimuthal angle and elevation angle is determined by the known values of the angle of divergence of the laser radiation, the expected range of reception of the signals of the reflected laser radiation, and from the condition of continuous coverage of the controlled area of outer space by laser radiation. The laser radiation signal reflected from the spacecraft is recorded in real time with a delay relative to the radiation in the source equal to twice the propagation time of the laser beam from the source to the desired space object. Registration of reflected laser radiation is performed using a photomultiplier, which has a significantly higher sensitivity compared to semiconductor detectors. The signals registered by the photomultiplier are additionally amplified by a radio engineering device (resonant amplifier) tuned to the frequency of harmonic oscillations of the laser radiation intensity in the source. The selection of the useful signal at the resonant frequency eliminates interference signals of various nature. The sequence numbers of the current pulses of the electromagnets, which ensure the scanning of the laser beam along the azimuthal angle and elevation angle and corresponding to the direction of the laser beam to the desired space object, are determined by the moment of arrival of the reflected signal, taking into account its delay relative to the radiation pulses in the source. The delay value is estimated for the expected detection range of the desired space object.

Таким образом, практическая значимость и техническая возможность реализации заявляемого способа определения направления на космический объект не вызывает сомнений.Thus, the practical relevance and technical feasibility of the proposed method for determining the direction of a space object is not in doubt.

Claims

The method of determining the direction to a space object, according to which the direction of the laser beam is controlled by rotating the platform located in the magnetic field with a mirror on one side, an electric current conductor and a rotary mechanism on the opposite side, the electric current conductor is made in the form of ring turns located around the perimeter of the platform , the rotary mechanism is installed in the center of gravity of the platform, the magnetic field is formed by a system of electromagnets, the current of the ring turns and the electromagnet they regulate from the conditions of scanning a given region of outer space with a laser beam, the direction to the space object is determined by the laser radiation signal reflected from it, the current of the ring turns being kept constant, the current of the electromagnets is set in the form of a sequence of pulses ensuring the scanning of the laser beam in the azimuthal angle and elevation and the direction to the space object is determined by the parameters of the scanning pulses at which the reflected laser radiation signal is detected, moreover, the intensity of the laser radiation in the source is modulated by harmonic oscillation, the laser radiation reflected from the space object is recorded by a photomultiplier, the recorded signals are amplified by a radio engineering device tuned to the frequency of harmonic oscillations of the radiation in the source.