RU82678U1 - OBSERVING SYSTEM FOR SPACE OBJECTS - Google Patents
OBSERVING SYSTEM FOR SPACE OBJECTS Download PDFInfo
- Publication number
- RU82678U1 RU82678U1 RU2008136791/22U RU2008136791U RU82678U1 RU 82678 U1 RU82678 U1 RU 82678U1 RU 2008136791/22 U RU2008136791/22 U RU 2008136791/22U RU 2008136791 U RU2008136791 U RU 2008136791U RU 82678 U1 RU82678 U1 RU 82678U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- space
- observation
- orbit
- ground
- Prior art date
Links
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
1. Система наблюдения за космическими объектами, содержащая, по меньшей мере, один наземный пункт приема информации, по меньшей мере, четыре космических аппарата наблюдения, равномерно размещенных на круговой солнечно-синхронной орбите обратного наклонения и снабженных системой угловой стабилизации и ориентации, системой электроснабжения, системой терморегулирования, аппаратурой передачи и приема данных, выполненной с возможностью осуществления связи с наземным пунктом приема информации и, по меньшей мере, с двумя соседними космическими аппаратами наблюдения, по меньшей мере, двумя оптико-электронными приборами, выполненными с возможностью обнаружения космических объектов и определения их угловых приборных координат, и процессором обработки данных, подключенным к выходам оптико-электронных приборов и к входу аппаратуры передачи и приема данных, а также аппаратуру определения положения центра масс космического аппарата наблюдения, отличающаяся тем, что космические аппараты наблюдения размещены на орбите с радиусом, имеющим значение не менее Rатм/cos(π/N), где Rатм - максимальный радиус Земли с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов наблюдения; и на каждом космическом аппарате наблюдения один оптико-электронный прибор установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, а второй оптико-электронный прибор установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении, противоположном направлению орбит�1. A system for observing space objects, comprising at least one ground-based information receiving point, at least four space observation devices uniformly placed on a circular solar-synchronous orbit of reverse inclination and equipped with a system of angular stabilization and orientation, an electric power supply system, a temperature control system, data transmission and reception equipment, configured to communicate with a ground-based information receiving point and at least two neighboring space by their monitoring devices, at least two optoelectronic devices made with the possibility of detecting space objects and determining their angular instrumental coordinates, and a data processor connected to the outputs of the optoelectronic devices and to the input of the data transmission and reception equipment, and apparatus for determining the position of the center of mass of the spacecraft observation device, characterized in that the spacecraft observation devices are placed in orbit with a radius of at least Ratm / cos (π / N), where Ratm is ma the maximum radius of the Earth with dense layers of its atmosphere; N is the number of space observation vehicles; and on each space observation device, one optical-electronic device is installed with the ability to observe a neighboring space observation device located in the direction of the orbital motion of the given space observation device, and the second optical-electronic device is installed with the possibility of observing a neighboring space observation device located in the opposite direction direction of orbits
Description
Полезная модель относится к космической технике и преимущественно может быть использована для обнаружения и определения параметров движения различных космических объектов при их наблюдении оптико-электронными средствами, размещенными на космических аппаратах.The utility model relates to space technology and can mainly be used to detect and determine the motion parameters of various space objects when they are observed by optoelectronic means placed on spacecraft.
Известны системы наблюдения земной поверхности из космоса (RU 5577 U1, 1997. RU 2059540 C1, 1996. RU 2058917 C1, 1996. RU 2076059 C1, 1997. RU 2118273 C1, 1998. RU 2227900 C2, 2003. Баринов К.Н., Бурдаев М.Н., Мамон П.А. Динамика и принципы построения орбитальных систем космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1975, с.51-53. Инженерный справочник по космической технике / Под ред. Солодова А.В. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.375-379, 408-410), которые в общей для них части содержат космические аппараты, размещенные на кратных геосинхронных круговых или эллиптических орбитах и снабженные оптико-электронной аппаратурой для наблюдения объектов на земной поверхности, радиоэлектронной аппаратурой передачи полученной видеоинформации и бортовыми системами электроснабжения, терморегулирования, угловой стабилизации и ориентации, а также наземные пункты приема, обработки, хранения и анализа полученной информации, снабженные, в том числе, радиоэлектронной аппаратурой приема видеоинформации.Known systems for observing the earth's surface from space (RU 5577 U1, 1997. RU 2059540 C1, 1996. RU 2058917 C1, 1996. RU 2076059 C1, 1997. RU 2118273 C1, 1998. RU 2227900 C2, 2003. Barin K.N. Burdaev MN, Mamon PA, Dynamics and principles of constructing orbital systems of spacecraft. - M .: Mashinostroenie, 1975, pp. 51-53. Engineering reference book for space technology / Edited by A. Solodov, A. - M .: Military publishing house of the Ministry of Defense of the USSR, 1977, p.375-379, 408-410), which in their common part contain spacecraft placed in multiple geosynchronous circular or elliptical orbits and equipped with an optical-electronic equipment for observing objects on the earth's surface, electronic equipment for transmitting the received video information and on-board power supply systems, temperature control, angular stabilization and orientation, as well as ground-based points for receiving, processing, storing and analyzing the received information, equipped with, among other things, electronic equipment for receiving video information .
Указанные известные системы обеспечивают наблюдение земной поверхности, но не позволяют осуществлять наблюдение космических объектов.These known systems provide observation of the earth's surface, but do not allow the observation of space objects.
Известны космическая система наблюдения за астрономическим объектами проекта HIPPAPCO (Sky and telescope, 1990, Vol.79, N 5, p.467, 496. New Scientist, 1990, Vol.127, N 1726, p.19) и космическая система картографирования небесной сферы (RU 2014252 C1, 1994), которые в общей для них части содержат, по меньшей мере, один космический аппарат, размещенный на высокоэллиптической орбите, имеющей, например, наклонение 51,6°, высоту перигея 1500 км и высоту апогея 120000 км, и выполненный с возможностью одноосной ориентации относительно направления на Солнце или звезду, а также вращения относительно этого направления, и наземный пункт приема, обработки и хранения информации, снабженный, в том числе, радиоэлектронной аппаратурой приема информации. Космический аппарат этих известных систем снабжен системой электроснабжения с панелями солнечных батарей, системой терморегулирования с радиатором, системой угловой стабилизации и ориентации с датчиками ориентации и исполнительными органами, астрометрическим телескопом с двумя наблюдательными трубами, оптические оси которых расположены под углом друг к другу, и общим для обеих The space observation system for astronomical objects of the HIPPAPCO project (Sky and telescope, 1990, Vol. 79, No. 5, p. 467, 496. New Scientist, 1990, Vol. 127, No. 1726, p. 19) and the celestial space mapping system are known spheres (RU 2014252 C1, 1994), which in their common part contain at least one spacecraft placed in a highly elliptical orbit having, for example, an inclination of 51.6 °, a height of perigee 1500 km and a height of apogee 120,000 km, and made with the possibility of uniaxial orientation relative to the direction of the Sun or star, as well as rotation relative to this The direction and the ground station for receiving, processing and storage of information provided, including electronic equipment receiving the information. The spacecraft of these known systems is equipped with a power supply system with solar panels, a temperature control system with a radiator, an angular stabilization and orientation system with orientation sensors and actuators, an astrometric telescope with two observation tubes, the optical axes of which are located at an angle to each other, and common to of both
наблюдательных труб приемником оптического излучения в виде матрицы приборов с зарядовой связью, блоком обработки сигнала изображения, выполненным с возможностью определения угловых приборных координат наблюдаемых астрономических объектов, блоком хранения полученной измерительной информации и радиоэлектронной аппаратурой передачи полученной информации.observation tubes by an optical radiation receiver in the form of a matrix of charge-coupled devices, an image signal processing unit, configured to determine the angular instrumental coordinates of observed astronomical objects, a storage unit for the received measurement information, and electronic equipment for transmitting the received information.
Данные известные системы обладают низкой оперативностью получения целевой информации, так как позволяют осуществить последовательно во времени наблюдение всей небесной сферы за 2-3 года, а также обеспечивают получение лишь двух угловых координат наблюдаемых объектов в выбранной за базовую сферической системе координат, но не позволяют осуществлять определение дальности до наблюдаемых объектов, являющейся их третьей координатой в трехмерном пространстве, что является необходимым при наблюдении за космическими объектами искусственного происхождения.These well-known systems have low efficiency in obtaining target information, since they allow the observation of the entire celestial sphere sequentially in time for 2-3 years, and also provide only two angular coordinates of the observed objects in the spherical coordinate system selected for the base, but do not allow determination the distance to the observed objects, which is their third coordinate in three-dimensional space, which is necessary when observing space objects artificially of origin.
Известная система наблюдения Midcourse Space Experiment, США (www.epizodsspace.testpilot.ru) обеспечивает наблюдение за космическими объектами искусственного происхождения, находящимися на высотах вплоть до высоты геостационарной орбиты, и содержит космический аппарат MSX, который размещен на солнечно-синхронной орбите с наклонением около 99° и высотой около 915 км и снабжен навигационным оборудованием, системой электроснабжения с двумя панелями солнечных батарей, системой терморегулирования, системой угловой стабилизации и ориентации с датчиками ориентации и исполнительными органами, 11 оптико-электронных приборов наблюдения, установленных с возможностью обзора в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты космического аппарата, процессором обработки сигнала изображения и хранения полученной измерительной информации и радиоэлектронной аппаратурой передачи полученной информации, и наземный пункт приема, обработки и хранения информации, снабженный, в том числе, радиоэлектронной аппаратурой приема информации. В качестве оптико-электронных приборов наблюдения использованы инфракрасный радиометр-спектрометр на основе криогенного телескопа с диаметром входного зрачка, равным 34 см, камеры видимого диапазона длин волн с диаметром входного зрачка, равным 15 см, и матрицей приборов с зарядовой связью в качестве приемника оптического излучения и спектрографические камеры, чувствительные к ультрафиолетовому и видимому оптическому излучению.The well-known observation system Midcourse Space Experiment, USA (www.epizodsspace.testpilot.ru) provides surveillance for space objects of artificial origin located at heights up to the height of the geostationary orbit, and contains the MSX spacecraft, which is placed in a sun-synchronous orbit with an inclination of about 99 ° and a height of about 915 km and is equipped with navigation equipment, a power supply system with two solar panels, a temperature control system, an angular stabilization and orientation system with orientation sensors and and authorities, 11 optical-electronic observation devices installed with the possibility of viewing in the direction perpendicular to the plane of the orbit of the spacecraft, a processor for processing the image signal and storing the received measurement information and electronic equipment for transmitting the received information, and a ground station for receiving, processing and storing information , including electronic equipment for receiving information. An infrared radiometer spectrometer based on a cryogenic telescope with an entrance pupil diameter of 34 cm, a visible wavelength range camera with an entrance pupil diameter of 15 cm, and an array of charge-coupled devices as an optical radiation detector were used as optical-electronic observation devices. and spectrographic cameras sensitive to ultraviolet and visible optical radiation.
Указанная известная система обеспечивает одновременное сопровождение траекторий до 100 космических объектов с определением всех трех их координат в пространстве. Однако, выполнение угловых измерений оптико-электронными приборами, установленными на борту одного космического аппарата, не позволяет The specified known system provides simultaneous tracking of trajectories of up to 100 space objects with the determination of all three of their coordinates in space. However, performing angular measurements with optoelectronic devices installed on board one spacecraft does not allow
обеспечить высокую точность последующего определения дальности до космического объекта, а также приводит к необходимости использования значительного по времени мерного интервала проведения угловых измерений, что снижает оперативность получения координатной информации.to ensure high accuracy of the subsequent determination of the distance to the space object, and also leads to the need to use a significant time-based interval for conducting angular measurements, which reduces the efficiency of obtaining coordinate information.
Известны системы наблюдения за космическими объектами искусственного происхождения Space Based Infrared System (SBIRS) Low Component, США, (www.fas.org), Space and Missile Tracking System (SMTS), США, (www.fas.org), Space Tracking and Surveillance System (STSS), США, (www.globalsecurity.org) и Space Based Space Surveillance (SBSS), США, (www.globalsecurity.org), которые в общей для них части содержат от 3 до 28 космических аппаратов, которые размещены на круговых орбитах с высотой 1350 км, расположенных в зависимости от количества космических аппаратов соответственно в трех или четырех плоскостях, и наземный пункт приема, обработки и хранения информации, снабженный, в том числе, радиоэлектронной аппаратурой приема информации. Каждый космический аппарат снабжен навигационным оборудованием, системой электроснабжения с двумя панелями солнечных батарей, системой терморегулирования, системой угловой стабилизации и ориентации с датчиками ориентации и исполнительными органами, радиоэлектронной аппаратурой передачи информации на наземный пункт приема, обработки и хранения информации и на другие космические аппараты этой системы, а также инфракрасным широкоугольным оптико-электронным средством обнаружения и оптико-электронным средством слежения с узким полем зрения, чувствительным к оптическому излучению инфракрасного и видимого диапазона длин волн и установленным в двухстепенном кардановом подвесе.Known systems for observing artificial objects of artificial origin Space Based Infrared System (SBIRS) Low Component, USA, (www.fas.org), Space and Missile Tracking System (SMTS), USA, (www.fas.org), Space Tracking and Surveillance System (STSS), USA (www.globalsecurity.org) and Space Based Space Surveillance (SBSS), USA (www.globalsecurity.org), which in their common part contain from 3 to 28 spacecraft that are located in circular orbits with an altitude of 1350 km, located depending on the number of spacecraft in three or four planes, respectively, and a ground station for receiving, processing and storing information, sleep buried, including electronic equipment for receiving information. Each spacecraft is equipped with navigation equipment, a power supply system with two solar panels, a temperature control system, an angular stabilization and orientation system with orientation sensors and executive bodies, electronic equipment for transmitting information to a ground receiving, processing and storage unit of information and to other spacecraft of this system as well as infrared wide-angle optoelectronic detection means and narrow-field optoelectronic tracking means vision sensitive to optical radiation of the infrared and visible wavelength range and installed in a two-stage gimbal.
Передача информации между космическими аппаратами этих систем позволяет осуществлять одновременное наблюдение оптико-электронными средствами обнаружения двух космических аппаратов одного и того же космического объекта, который находится в так называемой зоне двойного обзора, то есть области космического пространства, наблюдаемой в данный текущий момент времени оптико-электронными средствами двух космических аппаратов, и определение его углового положения относительно системы координат, выбранной за базовую. В результате этого с использованием информации о получаемых навигационным оборудованием координатах космических аппаратов, осуществляющих наблюдение, возникает возможность триангуляционным методом определить с высокой точностью дальность до наблюдаемого в зоне двойного обзора космического объекта на основании однократного определения его углового положения в базовой системе координат оптико-электронными средствами обнаружения двух космических аппаратов.The transfer of information between the spacecraft of these systems allows simultaneous observation by optical-electronic means of detecting two spacecraft of the same space object, which is located in the so-called double-vision zone, that is, the space region currently observed by the optical-electronic means of two spacecraft, and determining its angular position relative to the coordinate system selected as the base. As a result of this, using information about the coordinates of the spacecraft that are observing the navigation equipment, it is possible to determine with high accuracy the range to the space object observed in the double-view zone using the triangulation method based on a single determination of its angular position in the base coordinate system by optoelectronic detection means two spacecraft.
Вместе с тем, баллистическое построение космических аппаратов этих известных систем и расположение оптико-электронных средств обнаружения на борту не позволяет обеспечить количество зон двойного обзора, превышающее N/2, где N - количество космических аппаратов в системе наблюдения. Указанное обстоятельство существенным образом ограничивает объем космического пространства, наблюдаемого системой, в котором она позволяет оперативно и с высокой точностью определить координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.At the same time, the ballistic construction of the spacecraft of these known systems and the location of the optoelectronic detection means on board does not allow the number of double-vision zones to exceed N / 2, where N is the number of spacecraft in the observation system. This circumstance substantially limits the volume of outer space observed by the system, in which it allows you to quickly and accurately determine the coordinates of the observed space objects in three-dimensional space.
Наиболее близкой по технической сущности к настоящей полезной модели является орбитальная система контроля космического пространства (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.59-82). Указанная известная система, являющаяся ближайшим аналогом, содержит, по меньшей мере, один наземный пункт приема информации, сеть космических аппаратов наблюдения, которые размещены на круговых солнечно-синхронных орбитах одинакового радиуса и обратного наклонения, расположенных в двух или трех плоскостях, по 5-10 космических аппаратов наблюдения в каждой плоскости, и сеть космических аппаратов ретрансляции, размещенных на геостационарной орбите с возможностью создания каналов радиосвязи каждого космического аппарата наблюдения с наземным пунктом приема информации. Так, например, постоянное нахождение всех космических аппаратов наблюдения в зоне радиовидимости сети космических аппаратов ретрансляции возможно, если эта сеть содержит три космических аппарата ретрансляции, разнесенных в плоскости геостационарной орбиты по долготе на 90°. В зависимости от количества космических аппаратов наблюдения, размещенных в одной орбитальной плоскости, высота их орбиты составляет от 879 км до 5370 км при наклонении орбиты соответственно от 99° до 147°. Каждый космический аппарат наблюдения снабжен системой угловой стабилизации и ориентации, системой электроснабжения с аккумуляторными батареями и панелями солнечных батарей, системой терморегулирования, аппаратурой потребителя глобальной космической радионавигационной системы и системой передачи и приема данных, выполненной с возможностью осуществления радиосвязи с наземным пунктом приема информации, в том числе, через космический аппарат ретрансляции, и, по меньшей мере, с двумя соседними космическими аппаратами наблюдения, находящимися на той же орбите. В качестве аппаратуры для получения измерительной информации каждый космический аппарат наблюдения содержит две сборки по 8 оптико-электронных приборов в каждой, аналоговый процессор, процессор обработки изображения и процессор обработки данных. Каждый оптико-электронный прибор имеет угол поля зрения The closest in technical essence to the present utility model is the orbital control system of outer space (Polovnikov V.I. Orbital control systems of outer space and the effectiveness of their application. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, pp. 59-82). The specified known system, which is the closest analogue, contains at least one ground-based information receiving point, a network of space observation devices that are placed in circular sun-synchronous orbits of the same radius and reverse inclination, located in two or three planes, 5-10 each observation spacecraft in each plane, and a network of relay spacecraft placed in a geostationary orbit with the ability to create radio channels for each space observation vessel from earth point of reception of information. So, for example, the permanent presence of all observation spacecraft in the radio-visibility zone of a network of relay spacecraft is possible if this network contains three relay spacecraft, 90 ° apart in the plane of the geostationary orbit. Depending on the number of observation spacecraft placed in one orbital plane, their orbit altitude ranges from 879 km to 5370 km with orbital inclination from 99 ° to 147 °, respectively. Each space observation device is equipped with a system of angular stabilization and orientation, a power supply system with rechargeable batteries and solar panels, a temperature control system, consumer equipment of the global space radio navigation system, and a data transmission and reception system configured to perform radio communications with a ground-based information receiving point, including including, through the relay spacecraft, and with at least two adjacent space observation devices, in the same orbit. As an instrument for obtaining measurement information, each space observation device contains two assemblies of 8 optoelectronic devices in each, an analog processor, an image processor, and a data processor. Each optoelectronic device has a field of view angle
размером 10° и матрицу приборов с зарядовой связью, чувствительную к оптическому излучению от ультрафиолетового до инфракрасного диапазона длин волн, в качестве приемника оптического излучения. При этом сборки оптико-электронных приборов неподвижно установлены на корпусе космического аппарата наблюдения так, чтобы при его стабилизации в орбитальной подвижной системе координат оптические оси полей зрения каждой сборки были направлены в сторону, противоположную положению Солнца, под плоскость местного горизонта орбитальной подвижной системы координат и располагались под одинаковым углом к плоскости местного горизонта, равным 11°-40°, и под одинаковым углом к плоскости, перпендикулярной плоскости орбиты, равным 29°-42°, с противоположных сторон этой плоскости.10 ° in size and a charge-coupled instrument array sensitive to optical radiation from the ultraviolet to infrared wavelengths, as a receiver of optical radiation. In this case, the assemblies of optoelectronic devices are fixedly mounted on the body of the space observation device so that when it is stabilized in the orbital mobile coordinate system, the optical axis of the field of view of each assembly are directed in the direction opposite to the position of the Sun, under the plane of the local horizon of the orbital mobile coordinate system and are located at the same angle to the plane of the local horizon, equal to 11 ° -40 °, and at the same angle to the plane perpendicular to the plane of the orbit, equal to 29 ° -42 °, with olozhnyh sides of this plane.
Баллистическое построение орбитальной системы контроля космического пространства, являющейся ближайшим аналогом, и расположение оптико-электронных приборов на борту космических аппаратов наблюдения, входящих в ее состав, позволяют обеспечить количество зон двойного обзора, не превышающее N, где N - количество космических аппаратов наблюдения. Указанное обстоятельство существенным образом ограничивает объем космического пространства, наблюдаемого орбитальной системой контроля космического пространства, являющейся ближайшим аналогом, в котором она позволяет оперативно и с высокой точностью определить координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.The ballistic construction of the orbital control system for outer space, which is the closest analogue, and the location of optoelectronic devices on board the space observation devices included in it, can provide the number of double-vision zones not exceeding N, where N is the number of space observation devices. This circumstance significantly limits the volume of outer space observed by the orbital control system of outer space, which is the closest analogue in which it allows you to quickly and accurately determine the coordinates of the observed space objects in three-dimensional space.
Задачей настоящей полезной модели является увеличение объема космического пространства, контролируемого системой наблюдения за космическими объектами, за счет увеличения количества зон двойного обзора, в которых она позволяет оперативно и с высокой точностью определять координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.The objective of this utility model is to increase the volume of outer space controlled by a system for observing space objects by increasing the number of double-vision zones in which it allows you to quickly and accurately determine the coordinates of observed space objects in three-dimensional space.
Поставленная задача решается, согласно настоящей полезной модели, тем, что система наблюдения за космическими объектами, содержащая, в соответствии с ближайшим аналогом, по меньшей мере, один наземный пункт приема информации, по меньшей мере, четыре космических аппарата наблюдения, равномерно размещенных на круговой солнечно-синхронной орбите обратного наклонения и снабженных системой угловой стабилизации и ориентации, системой электроснабжения, системой терморегулирования, аппаратурой передачи и приема данных, выполненной с возможностью осуществления связи с наземным пунктом приема информации и, по меньшей мере, с двумя соседними космическими аппаратами наблюдения, по меньшей мере, двумя оптико-электронными приборами, выполненными с возможностью обнаружения космического объекта и определения его угловых приборных координат, и процессором обработки данных, подключенным к выходам The problem is solved, according to this utility model, in that a system for observing space objects, containing, in accordance with the closest analogue, at least one ground-based information receiving station, at least four space observation devices uniformly placed on a circular solar -synchronous orbit of reverse inclination and equipped with a system of angular stabilization and orientation, power supply system, thermal control system, equipment for transmitting and receiving data, made with possible the ability to communicate with a ground-based information receiving point and with at least two adjacent space observation devices, at least two optoelectronic devices capable of detecting a space object and determining its angular instrumental coordinates, and a data processor connected to the exits
оптико-электронных приборов и к входу аппаратуры передачи и приема данных, а также аппаратуру определения положения центра масс космического аппарата наблюдения, отличается от ближайшего аналога тем, что космические аппараты наблюдения размещены на орбите с радиусом, имеющим значение не менее Rатм/cos(π/N), где Rатм - максимальный радиус Земли с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов наблюдения; и на каждом космическом аппарате наблюдения один оптико-электронный прибор установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, а второй оптико-электронный прибор установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата наблюдения. При этом аппаратура определения положения центра масс космического аппарата наблюдения выполнена в виде бортовой аппаратуры потребителя космической радионавигационной системы, подключенной к процессору обработки данных, или в виде радиотехнического средства измерения параметров движения космических аппаратов, соединенного каналом передачи информации с наземным пунктом приема информации, а система наблюдения за космическими объектами снабжена космическими аппаратами ретрансляции, размещенными на геостационарной орбите с возможностью создания каналов радиосвязи с каждым космическим аппаратом наблюдения и с наземным пунктом приема информации.optoelectronic devices and to the input of the equipment for transmitting and receiving data, as well as the equipment for determining the position of the center of mass of the space observation device, differs from the closest analogue in that the space observation devices are placed in orbit with a radius of at least R atm / cos (π / N), where R atm is the maximum radius of the Earth with dense layers of its atmosphere; N is the number of space observation vehicles; and on each space observation device, one optical-electronic device is installed with the possibility of observing a neighboring space observation device located in the direction of the orbital motion of this space observation device, and a second optical-electronic device is installed with the possibility of observing a neighboring space observation device located in the opposite direction the direction of the orbital motion of the spacecraft. In this case, the equipment for determining the position of the center of mass of the space observation device is made in the form of on-board equipment of the consumer of the space radio navigation system connected to the data processing processor, or in the form of a radio-technical means for measuring the parameters of the motion of spacecraft connected by an information transmission channel to a ground-based information receiving point, and the observation system Behind space objects equipped with relay spacecraft placed in a geostationary orbit with possible awn create radio links with each spacecraft observations with ground-based data received.
Размещение космических аппаратов наблюдения на орбите с радиусом, имеющим значение не менее Rатм/соs(π/N) (где Rатм - максимальный радиус Земли с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов наблюдения) обеспечивает создание условий прямой видимости с борта каждого космического аппарата наблюдения двух соседних космических аппаратов наблюдения, один из которых расположен в направлении орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, а второй - в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата наблюдения.Placing observation spacecraft in orbit with a radius of at least R atm / cos (π / N) (where R atm is the maximum radius of the Earth with dense layers of its atmosphere; N is the number of space observation vehicles) provides direct line of sight conditions each spacecraft observing two adjacent spacecraft, one of which is located in the direction of orbital motion of the spacecraft, and the second in the direction opposite to the orbital the motion of this space observation vehicle.
Установка на каждом космическом аппарате наблюдения одного оптико-электронного прибора с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, а второго оптико-электронного прибора с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата наблюдения, расположенного в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата наблюдения, обеспечивает не только Installation on each spacecraft of observation of one optical-electronic device with the possibility of observing a neighboring spacecraft of observation located in the direction of the orbital motion of the given spacecraft of observation, and the second optical-electronic device with the possibility of observing a neighboring spacecraft of observation, located in the direction opposite to the direction of the orbital the movement of this space observation device, provides not only
возможность наблюдения с борта каждого космического аппарата наблюдения двух его соседних космических аппаратов наблюдения, но и образование зон двойного обзора космического пространства с бортов двух космических аппаратов наблюдения, входящих в заявляемую систему. При этом выбор радиуса орбиты космических аппаратов наблюдения с учетом максимального радиуса Rатм Земли с плотными слоями ее атмосферы обеспечивает наблюдение оптико-электронными приборами соседних космических аппаратов наблюдения на фоне космического пространства, а не на фоне плотных слоев атмосферы Земли, что препятствует их возможной засветке оптическим излучением, отраженным плотными слоями атмосферы Земли. Эти же отличительные признаки, как это будет рассмотрено ниже, обеспечивают образование зон двойного обзора, количество которых превышает количество зон двойного обзора, образующихся при использовании известной системы, являющейся ближайшим аналогом. Так, например, при количестве N космических аппаратов наблюдения, равном 4, количество зон двойного обзора составляет 2N, то есть 8. Количество зон двойного обзора равно 3 N при N=6 и 4 N при N=8.the possibility of observing from the board of each spacecraft observing two of its neighboring spacecraft observing, but also the formation of zones of double viewing of space from the sides of two spacecraft observing included in the inventive system. In this case, the choice of the orbit radius of the spacecraft observing, taking into account the maximum radius R atm of the Earth with dense layers of its atmosphere, provides observation by optoelectronic devices of neighboring spacecraft observing on the background of outer space, and not on the background of dense layers of the Earth’s atmosphere, which prevents their possible illumination by optical radiation reflected by the dense layers of the Earth’s atmosphere. These same distinguishing features, as will be discussed below, provide the formation of double-vision zones, the number of which exceeds the number of double-vision zones formed when using the known system, which is the closest analogue. So, for example, when the number N of spacecraft is 4, the number of double-vision zones is 2N, that is 8. The number of double-vision zones is 3 N at N = 6 and 4 N at N = 8.
В результате этого увеличивается объем космического пространства, контролируемого системой наблюдения за космическими объектами, за счет увеличения количества зон двойного обзора, в которых она позволяет оперативно и с высокой точностью определять координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.As a result of this, the volume of outer space, controlled by a system for observing space objects, increases due to an increase in the number of double-vision zones in which it allows you to quickly and accurately determine the coordinates of observed space objects in three-dimensional space.
Отмеченное свидетельствует о решении декларированной выше задачи настоящей полезной модели благодаря наличию у заявляемой системы наблюдения за космическими объектами перечисленных выше отличительных признаков.The aforementioned testifies to the solution of the stated objective of the present utility model due to the presence of the above distinguishing features of the inventive system for observing space objects.
На фиг.1 показано расположение в плоскости орбиты космических аппаратов наблюдения заявляемой системы наблюдения за космическими объектами, содержащей четыре космических аппарата наблюдения, где 1 - граница плотных слоев атмосферы, 2 - орбита, 3 - космический аппарат наблюдения, 4 - граница поля зрения и 5 - зона двойного обзора (для наглядности зоны двойного обзора заштрихованы).Figure 1 shows the location in the plane of the orbit of the spacecraft observing the inventive system for observing space objects containing four spacecraft, where 1 is the boundary of the dense layers of the atmosphere, 2 is the orbit, 3 is the spacecraft, 4 is the border of the field of view and 5 - double view zone (for clarity, the double view zones are shaded).
На фиг.2 показано расположение в плоскости орбиты космических аппаратов наблюдения заявляемой системы наблюдения за космическими объектами, содержащей шесть космических аппаратов наблюдения.Figure 2 shows the location in the plane of the orbit of the spacecraft observation of the inventive system for observing space objects containing six spacecraft observation.
На фиг.3 показано расположение в плоскости орбиты космических аппаратов наблюдения заявляемой системы наблюдения за космическими объектами, содержащей восемь космических аппаратов наблюдения.Figure 3 shows the location in the plane of the orbit of the spacecraft observation of the inventive system for observing space objects containing eight spacecraft observation.
На фиг.4 показана структурная схема заявляемой системы наблюдения за космическими объектами, где 6 - наземный пункт приема информации, 7 - космический аппарат ретрансляции и 8 - Земля.Figure 4 shows a structural diagram of the inventive system for observing space objects, where 6 is a ground-based information receiving station, 7 is a relay spacecraft and 8 is Earth.
На фиг.5 показан вид космического аппарата наблюдения со стороны положительного направления оси OY его связанной системы координат, где 9 - корпус, 10 - оптико-электронный прибор, 11 - солнечная батарея, 12 - привод, 13 - датчик ориентации на Солнце и 14 - приемо-передающая антенна.Figure 5 shows a view of the spacecraft from the positive direction of the OY axis of its associated coordinate system, where 9 is the body, 10 is an optoelectronic device, 11 is a solar battery, 12 is a drive, 13 is an orientation sensor to the Sun and 14 is transceiver antenna.
На фиг.6 показано расположение космических аппаратов наблюдения в плоскости орбиты с радиусом, имеющим значение Rатм/соs(π/N) (где Rатм - максимальный радиус Земли с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов наблюдения), при котором заявляемая система наблюдения за космическими объектами, содержащая четыре космических аппарата наблюдения, перестает быть работоспособной.Figure 6 shows the location of the spacecraft observation in the plane of the orbit with a radius of R atm / cos (π / N) (where R atm is the maximum radius of the Earth with dense layers of its atmosphere; N is the number of space observation devices), in which The claimed system for observing space objects containing four spacecraft is no longer operational.
Система наблюдения за космическими объектами содержит, по меньшей мере, один наземный пункт 6 приема информации, который выполнен по аналогии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.82) и снабжен радиопередающими устройствами для выдачи команд управления на космические аппараты 3 наблюдения, радиоприемными устройствами получения информации с космических аппаратов 3 наблюдения, вычислительными средствами обработки и хранения полученной информации и системой единого времени. Система наблюдения за космическими объектами содержит космические аппараты 7 ретрансляции, которые выполнены по аналогии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.80-82), размещены на геостационарной орбите с возможностью создания каналов связи каждого космического аппарата 3 наблюдения с наземным пунктом 6 приема информации и снабжены радиотехнической аппаратурой ретрансляции. По мнению авторов настоящей полезной модели, постоянное нахождение всех космических аппаратов 3 наблюдения в зоне радиовидимости космических аппаратов 7 ретрансляции обеспечивается при использовании трех космических аппаратов 7 ретрансляции, разнесенных в плоскости геостационарной орбиты по долготе на 90°.The system for observing space objects contains at least one ground-based point 6 for receiving information, which is made by analogy with the closest analogue (Polovnikov V.I. Orbital space monitoring systems and the effectiveness of their application. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, p. 82 ) and is equipped with radio transmitting devices for issuing control commands to spacecraft 3 observation, radio receiving devices for receiving information from spacecraft 3 observation, computing means for processing and storage of received information mation system and a single time. The monitoring system for space objects contains spacecraft 7 relay, which are made by analogy with the closest analogue (Polovnikov V.I. Orbital space monitoring systems and the effectiveness of their application. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, p.80-82), located at the geostationary orbit with the possibility of creating communication channels of each spacecraft 3 observation with ground-based point 6 for receiving information and equipped with radio relay equipment. According to the authors of this utility model, the constant presence of all spacecraft 3 observation in the radio visibility zone of spacecraft 7 relay is provided when using three spacecraft 7 relay, separated in the plane of the geostationary orbit by 90 ° in longitude.
Кроме того, система содержит от четырех до восьми космических аппарата 3 наблюдения, которые равномерно размещены на круговой солнечно-синхронной орбите 2 обратного наклонения с радиусом, имеющим значение не менее Rатм/соs(π/N), где Rатм - максимальный радиус Земли 8 с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов 3 наблюдения.In addition, the system contains from four to eight spacecraft 3 observations, which are uniformly placed on a circular sun-synchronous orbit 2 of the opposite inclination with a radius of at least R atm / cos (π / N), where R atm is the maximum radius of the Earth 8 with dense layers of its atmosphere; N is the number of spacecraft 3 observations.
При максимальном радиусе Rатм Земли 8 с плотными слоями атмосферы, равном 6520 км (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.47), для системы, содержащей четыре, шесть и восемь космических аппаратов 3 наблюдения, минимальный радиус орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения приблизительно составляет соответственно 9220, 7530 и 7060 км. По мнению авторов настоящей полезной модели, максимальная высота орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения не должна превышать 3000 км. При этом наклонение орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения однозначно определяется (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.59-68, таблица 10) для заданного значения высоты орбиты 2 из условия ее солнечной синхронности. При наилучшем осуществлении настоящей полезной модели линия узлов орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения перпендикулярна направлению на Солнце, но заявляемая система останется работоспособной и при отклонении линии узлов орбиты 2 от перпендикуляра к направлению на Солнце на угол до 40°.With a maximum radius of R atm of the Earth of 8 with dense atmospheric layers equal to 6520 km (Polovnikov V.I. Orbital space monitoring systems and the effectiveness of their application. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, p. 47), for a system containing four, six and eight spacecraft 3 observation, the minimum radius of the orbit 2 of the spacecraft 3 observation is approximately 9220, 7530 and 7060 km, respectively. According to the authors of this utility model, the maximum orbit height of 2 spacecraft 3 observation should not exceed 3000 km. Moreover, the inclination of the orbit of 2 spacecraft 3 observation is uniquely determined (Polovnikov V.I. Orbital space monitoring systems and the effectiveness of their application. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, pp. 59-68, table 10) for a given value of the height of the orbit 2 from the condition her solar synchronicity. In the best implementation of this utility model, the line of nodes of the orbit 2 of the spacecraft 3 of observation is perpendicular to the direction to the Sun, but the claimed system will remain operational even if the line of nodes of the orbit 2 from the perpendicular to the direction to the Sun deviates up to 40 °.
Каждый космический аппарат 3 наблюдения снабжен типовой по составу системой угловой стабилизации и ориентации (Инженерный справочник по космической технике / Под ред. Солодова А.В. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.204-208. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов и кораблей. - М.: Машиностроение, 1977, с.96-165), обеспечивающей возможность стабилизации космического аппарата 3 наблюдения в орбитальной подвижной системе координат, системой электроснабжения с аккумуляторными батареями и установленной на корпусе 9 солнечной батареей 11 с приводом 12 и датчиком 13 ориентации на Солнце, выполненной по аналогии с известными системами (Инженерный справочник по космической технике / Под ред. Солодова А.В. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.254-260), типовой по составу системой терморегулирования (Инженерный справочник по космической технике / Под ред. Солодова А.В. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.249-254) и аппаратурой передачи и приема данных, выполненной по аналогии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.80-82) и с возможностью осуществления радиосвязи с наземным пунктом 6 приема информации и, по меньшей мере, с двумя соседними космическими аппаратами 3 наблюдения с помощью приемопередающих антенн 14 как непосредственно, так и через космический аппарат 7 ретрансляции.Each spacecraft 3 observation is equipped with a typical composition of the system of angular stabilization and orientation (Engineering reference book for space technology / Ed. By Solodov A.V. - M .: Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, 1977, p.204-208. Razygraev A.P. Fundamentals of flight control of spacecraft and ships. - M.: Mashinostroenie, 1977, p.96-165), which provides the possibility of stabilization of the spacecraft 3 observation in the orbital mobile coordinate system, a power supply system with batteries and mounted on the housing 9 solar a battery 11 with a drive 12 and a sensor 13 for orientation to the Sun, made by analogy with known systems (Engineering reference book for space technology / Edited by A. Solodov - M .: Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, 1977, p. 254-260) , a typical thermal management system (Engineering reference book for space technology / Ed. by A. Solodov - M .: Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, 1977, p. 245-254) and data transmission and reception equipment, similar to the nearest analogue (Polovnikov V.I. Orbital space monitoring systems and their effectiveness. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, pp. 80-82) and with the possibility of radio communication with ground-based point 6 for receiving information and at least two adjacent spacecraft 3 observation using transceiver antennas 14 both directly and through the spacecraft 7 relaying.
Кроме того, для определения положения своего центра масс каждый космический аппарат 3 наблюдения может быть снабжен бортовой аппаратуры потребителя космической радионавигационной системы. Для определения положения центра масс космических аппаратов 3 наблюдения заявляемая система может быть снабжена наземным радиотехническим средством измерения параметров движения космических аппаратов, соединенным каналом передачи информации с наземным пунктом 6 приема информации.In addition, to determine the position of its center of mass, each spacecraft 3 observation can be equipped with on-board equipment of the consumer of the space radio navigation system. To determine the position of the center of mass of spacecraft 3 observation, the inventive system can be equipped with ground-based radio equipment for measuring the parameters of the motion of spacecraft, connected by a channel for transmitting information with the ground point 6 for receiving information.
Каждый космический аппарат 3 наблюдения снабжен, по меньшей мере, двумя оптико-электронными приборами 10, выполненными с возможностью обнаружения космических объектов и определения их угловых приборных координат, и процессором обработки данных, подключенным к выходам оптико-электронных приборов 10 и к входу аппаратуры передачи и приема данных. На каждом космическом аппарате 3 наблюдения один оптико-электронный прибор 10 установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата 3 наблюдения, расположенного в направлении орбитального движения данного космического аппарата 3 наблюдения, а второй оптико-электронный прибор 10 установлен с возможностью наблюдения соседнего космического аппарата 3 наблюдения, расположенного в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата 3 наблюдения. Для этого ось симметрии поля зрения в плоскости местного горизонта орбитальной подвижной системы координат каждого оптико-электронного прибора 10 расположена по отношению к плоскости орбиты 2 под углом, не превышающим половины углового размера поля зрения этого оптико-электронного прибора 10 в плоскости местного горизонта орбитальной подвижной системы координат, а край поля зрения каждого оптико-электронного прибора 10 расположен по отношению к направлению местной вертикали под углом в плоскости орбиты 2, имеющим значение не менее arcsin(Rатм/r), где Rатм - максимальный радиус Земли 8 с плотными слоями ее атмосферы; r - радиус орбиты 2 космического аппарата 3 наблюдения. По мнению авторов настоящей полезной модели, при наилучшем ее осуществлении ось симметрии поля зрения в плоскости местного горизонта орбитальной подвижной системы координат каждого оптико-электронного прибора 10 должна быть расположена в плоскости орбиты 2 космического аппарата 3 наблюдения, а нижняя граница 4 поля зрения должна лежать в плоскости, касательной к сфере, образуемой границей 1 плотных слоев атмосферы, с центром, расположенным в центре Земли 8, и радиусом, равным максимальному радиусу Rатм Земли 8 с плотными слоями ее атмосферы. Как считают авторы настоящей полезной модели, каждый оптико-электронный прибор 10 должен иметь угол поля зрения 20°×30° и пороговую чувствительность по световому потоку, соответствующую световому потоку от звезд Each spacecraft 3 observation is equipped with at least two optoelectronic devices 10, configured to detect space objects and determine their angular instrumental coordinates, and a data processor connected to the outputs of the optoelectronic devices 10 and to the input of the transmission equipment and receiving data. On each spacecraft 3 observation one optical-electronic device 10 is installed with the ability to observe the neighboring spacecraft 3 observation, located in the direction of the orbital motion of the spacecraft 3 observation, and the second optical-electronic device 10 is installed with the ability to observe the neighboring spacecraft 3 observation, located in the opposite direction to the orbital motion of the spacecraft 3 observation. For this, the axis of symmetry of the field of view in the plane of the local horizon of the orbital mobile coordinate system of each optoelectronic device 10 is located relative to the plane of the orbit 2 at an angle not exceeding half the angular size of the field of view of this optoelectronic device 10 in the plane of the local horizon of the orbital mobile system coordinates, and the edge of the field of view of each optoelectronic device 10 is located relative to the direction of the local vertical at an angle in the plane of orbit 2, having a value of at least arcsin (R a tm / r), where R atm is the maximum radius of the Earth 8 with dense layers of its atmosphere; r is the radius of the orbit 2 of the spacecraft 3 observation. In the opinion of the authors of this useful model, with its best implementation, the axis of symmetry of the field of view in the plane of the local horizon of the orbital mobile coordinate system of each optoelectronic device 10 should be located in the plane of the orbit 2 of the spacecraft 3 observation, and the lower boundary 4 of the field of view should lie in the plane tangent to the sphere formed by the boundary 1 of the dense layers of the atmosphere, with a center located in the center of the Earth 8, and a radius equal to the maximum radius R atm of the Earth 8 with dense layers of its atmosphere . According to the authors of this utility model, each optoelectronic device 10 should have a field of view angle of 20 ° × 30 ° and a threshold sensitivity for the light flux corresponding to the light flux from stars
+12 визуальной звездной величины. Каждый оптико-электронный прибор 10 снабжен, как и в ближайшем аналоге (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.75-78), объективом, приемником оптического излучения в виде матрицы приборов с зарядовой связью, например, типа ISD017A или KAF-4320, чувствительной к оптическому излучению от ультрафиолетового до инфракрасного диапазона длин волн, аналоговыми схемами считывания сигнала изображения, аналого-цифровыми преобразователями и процессором обработки изображения.+12 visual magnitude. Each optoelectronic device 10 is equipped, as in the closest analogue (Polovnikov VI, Orbital space monitoring systems and the effectiveness of their application. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, p. 75-78), a lens, an optical radiation receiver in the form of a matrix charge-coupled devices, for example, type ISD017A or KAF-4320, sensitive to optical radiation from ultraviolet to infrared wavelengths, analogue image signal sensing circuits, analog-to-digital converters and image processing processor.
Каждый космический аппарат 3 наблюдения снабжен процессором обработки данных, подключенным к выходам оптико-электронных приборов 10 и бортовой аппаратуры потребителя космической радионавигационной системы (в случае оснащения ею космических аппаратов 3 наблюдения), а также к входу аппаратуры передачи и приема данных. Процессор обработки данных может быть выполнен в соответствии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.76-78) и обладать аналогичными техническими характеристиками.Each spacecraft 3 observation is equipped with a data processor connected to the outputs of the optoelectronic devices 10 and on-board equipment of the consumer of the space radio navigation system (if equipped with spacecraft 3 observation), as well as to the input of the equipment for transmitting and receiving data. The data processor can be performed in accordance with the closest analogue (V. Polovnikov. Orbital space monitoring systems and the effectiveness of their application. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, p. 76-78) and have similar technical characteristics.
Необходимость выбора величины радиуса орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения, имеющей, как было указано выше, значение не менее Rатм/соs(π/N) (где Rатм - максимальный радиус Земли 8 с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов 3 наблюдения), подтверждается следующими соображениями, поясняемыми фиг.6.The need to select the radius of the orbit of 2 spacecraft 3 observation, having, as mentioned above, a value of at least R atm / cos (π / N) (where R atm is the maximum radius of the Earth 8 with dense layers of its atmosphere; N is the number of spacecraft 3 observations), is confirmed by the following considerations explained in Fig.6.
Условия прямой видимости с борта каждого космического аппарата 3 наблюдения двух соседних космических аппаратов 3 наблюдения, один из которых расположен в направлении орбитального движения данного космического аппарата 3 наблюдения, а второй - в направлении, противоположном направлению орбитального движения данного космического аппарата 3 наблюдения, могут быть обеспечены в случае, когда линии визирования соседних космических аппаратов 3 наблюдения не проходят через плотные слои атмосферы Земли 1, освещаемые Солнцем. В противном случае неизбежна засветка оптико-электронных приборов космического аппарата 3 наблюдения оптическим излучением, отраженным и рассеянным атмосферой Земли, которая не позволяет оптико-электронным приборам обнаружить соседние космические аппараты 3 наблюдения. Как иллюстрирует фиг.6, условия прямой видимости имеют место тогда, когда радиус орбиты 2 космических аппаратов 3 наблюдения превышает значение радиуса, при котором отрезки прямых, соединяющих каждые два соседних космических аппарата 3 наблюдения, касаются плотных слоев атмосферы Земли 1. В случае, показанном на фиг.6, когда отрезки прямых, соединяющих каждые два соседних космических аппарата 3 наблюдения, касаются The conditions of direct visibility from each spacecraft 3 observation of two adjacent spacecraft 3 observation, one of which is located in the direction of the orbital motion of the spacecraft 3 observation, and the second in the direction opposite to the direction of the orbital motion of this spacecraft 3 observation can be provided in the case when the line of sight of the neighboring spacecraft 3 observations do not pass through the dense layers of the atmosphere of the Earth 1, illuminated by the Sun. Otherwise, the illumination of the optoelectronic devices of the spacecraft 3 observation by optical radiation reflected and scattered by the Earth’s atmosphere, which does not allow the optoelectronic devices to detect neighboring spacecraft 3 observation. As illustrated in FIG. 6, the line of sight conditions occur when the radius of the orbit 2 of the spacecraft 3 observation exceeds the radius at which the segments of the lines connecting every two adjacent spacecraft 3 observation, touch the dense layers of the Earth’s atmosphere 1. In the case shown in Fig.6, when the segments of the lines connecting every two adjacent spacecraft 3 observation, touch
окружности, ограничивающей плотные слои атмосферы Земли 1, из-за равномерного размещения космических аппаратов 3 наблюдения на орбите значение угла между радиусами-векторами каждых двух соседних космических аппаратов 3 наблюдения равно 2π/N, где N - количество космических аппаратов 3 наблюдения. Тогда в равнобедренном треугольнике, образованном двумя радиусами-векторами двух соседних космических аппаратов 3 наблюдения и отрезком прямой, соединяющим эти два соседних космических аппарата 3 наблюдения (см. фиг.6), максимальный радиус Rатм Земли 1 с плотными слоями ее атмосферы, проведенный в точку касания отрезка прямой, соединяющей эти два соседних космических аппарата 3 наблюдения, с окружностью, ограничивающей на фиг.6 плотные слои атмосферы Земли 1, является высотой и медианой этого треугольника, а также биссектрисой угла между двумя его равными сторонами r. Поэтому решение любого из двух равных прямоугольных треугольников, образующих указанный равнобедренный треугольник, позволяет получить, что радиус орбиты r, являющийся гипотенузой двух равных прямоугольных треугольников, в этом случае равен Rатм/соs(π/N), где Rатм - максимальный радиус Земли 1 с плотными слоями ее атмосферы; N - количество космических аппаратов 3 наблюдения.of the circle bounding the dense layers of the Earth’s atmosphere 1, due to the uniform placement of the spacecraft 3 in orbit, the angle between the radius vectors of each two adjacent spacecraft 3 observation is 2π / N, where N is the number of spacecraft 3 observation. Then, in an isosceles triangle formed by two radius vectors of two neighboring spacecraft 3 observation and a straight line segment connecting these two neighboring spacecraft 3 observation (see Fig.6), the maximum radius R atm of the Earth 1 with dense layers of its atmosphere, carried out in the point of contact of the straight line segment connecting these two neighboring spacecraft 3 of observation, with the circle bounding the dense layers of the Earth’s atmosphere in FIG. 6, is the height and median of this triangle, as well as the bisector of the angle between the two mja its sides equal to r. Therefore, the solution of any of two equal right-angled triangles forming the indicated isosceles triangle allows us to obtain that the orbit radius r, which is the hypotenuse of two equal right-angled triangles, in this case is equal to R atm / cos (π / N), where R atm is the Earth’s maximum radius 1 with dense layers of its atmosphere; N is the number of spacecraft 3 observations.
Кроме того, решение любого из этих двух равных прямоугольных треугольников, образующих указанный равнобедренный треугольник, позволяет получить, что для предотвращения засветки поля зрения оптико-электронного прибора оптическим излучением, отраженным и рассеянным атмосферой Земли, край его поля зрения должен быть расположен по отношению к направлению местной вертикали под углом в плоскости орбиты 2, имеющим величину не менее указанного выше значения, равного arcsin(Rатм/r), где Rатм - максимальный радиус Земли 1 с плотными слоями ее атмосферы; r - радиус орбиты 2 космического аппарата 3 наблюдения.In addition, the solution of any of these two equal right-angled triangles forming the indicated isosceles triangle allows us to obtain that, in order to prevent the field of view of the optoelectronic device from being illuminated by optical radiation reflected and scattered by the Earth’s atmosphere, the edge of its field of view should be located relative to the direction of the local vertical at an angle in the plane of orbit 2, having a value not less than the above value equal to arcsin (R atm / r), where R atm is the maximum radius of the Earth 1 with dense layers of its atmosphere ry; r is the radius of the orbit 2 of the spacecraft 3 observation.
Заявляемая система наблюдения за космическими объектами работает следующим образом.The inventive system for observing space objects works as follows.
Космические аппараты 3 наблюдения движутся по круговой солнечно-синхронной орбите 2 обратного наклонения. Их системы угловой стабилизации и ориентации осуществляют стабилизацию космических аппаратов 3 наблюдения в орбитальной подвижной системе координат. Привод 12 на основании сигналов с датчика 13 ориентации на Солнце поддерживает положение солнечной батарей 11, при котором ее плоскость перпендикулярна направлению на Солнце. Космические аппараты 7 ретрансляции движутся по геостационарной орбите. В случае оснащения космических аппаратов 3 наблюдения бортовой аппаратурой потребителя космической радионавигационной системы последняя принимает сигналы от космических аппаратов космической радионавигационной системы, определяет на их основании Spacecraft 3 observation move in a circular solar-synchronous orbit 2 reverse inclination. Their angular stabilization and orientation systems stabilize the spacecraft 3 observation in the orbital moving coordinate system. The drive 12 based on the signals from the sensor 13 orientation to the Sun supports the position of the solar panels 11, in which its plane is perpendicular to the direction to the Sun. Relay spacecraft 7 move in a geostationary orbit. In the case of equipping spacecraft 3 observation with on-board equipment of the consumer of the space radio navigation system, the latter receives signals from spacecraft of the space radio navigation system, determines on their basis
координаты центра масс космических аппаратов 3 наблюдения и передает их в процессор обработки данных. В случае выполнения аппаратуры определения положения центра масс космического аппарата 3 наблюдения в виде наземного радиотехнического средства измерения параметров движения космических аппаратов, соединенного каналом передачи информации с наземным пунктом 6 приема информации, последнее осуществляет определение координат центра масс каждого космического аппарата 3 наблюдения, которые наземным пунктом 6 приема информации передаются на борт соответствующего космического аппарата 3 наблюдения непосредственно или через космический аппарат 7 ретрансляции и поступают в процессор обработки данных.the coordinates of the center of mass of the spacecraft 3 observation and transmits them to the data processor. In the case of the equipment for determining the position of the center of mass of the spacecraft 3 observation in the form of ground-based radio engineering means for measuring the motion parameters of spacecraft, connected by an information transmission channel to the ground information receiving station 6, the latter determines the coordinates of the center of mass of each spacecraft 3 observation, which ground station 6 information reception are transmitted on board the corresponding spacecraft 3 observation directly or via space Paratov relay 7 and fed to the data processor.
Каждый оптико-электронный прибор 10 каждого космического аппарата 3 наблюдения принимает оптическое излучение Солнца, отраженное находящимися в его поле зрения космическими объектами, преобразует его в электрический сигнал изображения и определяет угловые приборные координаты центров изображения наблюдаемых космических объектов по аналогии с ближайшим аналогом (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.78), которые поступают в процессор обработки данных, вычисляющий на их основании угловые координаты наблюдаемых космических объектов в инерциальной системе координат, выбранной за базовую для заявляемой системы. Полученные угловые координаты наблюдаемых космических объектов в инерциальной системе координат вместе со значениями моментов времени измерений и координатами центра масс космического аппарата 3 наблюдения в эти моменты времени с помощью аппаратуры передачи и приема данных передаются, по меньшей мере, на два соседних космических аппарата 3 наблюдения и поступают в их процессоры обработки данных.Each optoelectronic device 10 of each spacecraft 3 observation receives the optical radiation of the Sun, reflected in the field of view of space objects, converts it into an electrical image signal and determines the angular instrumental coordinates of the image centers of the observed space objects by analogy with the closest analogue (Polovnikov V. I. Orbital control systems for outer space and the effectiveness of their application. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, p. 78), which enter the data processing processor, calculating conductive based on their angular coordinates of the observed space objects in the inertial coordinate system selected for the base for the inventive system. The obtained angular coordinates of the observed space objects in the inertial coordinate system together with the values of the measurement times and the coordinates of the center of mass of the spacecraft 3 of observation at these times using at least two adjacent spacecraft 3 of observation are transmitted and received by the equipment and received into their data processors.
В соответствии с известными алгоритмами, используемыми, например, в ближайшем аналоге (Половников В.И. Орбитальные системы контроля космического пространства и эффективность их применения. - МО РФ, 2004, с.34-56), процессор обработки данных космического аппарата 3 наблюдения вычисляет триангуляционным методом на основании полученных координат центров масс двух космических аппаратов 3 наблюдения для определенного момента времени и угловых координат космических объектов в инерциальной системе координат, полученных при наблюдении с бортов этих двух космических аппаратов 3 наблюдения в тот же момент времени, три пространственные координаты наблюдаемых космических объектов, находящихся в зоне двойного обзора 5. По результатам многократного определения трех пространственных координат наблюдаемых космических объектов процессор обработки данных космического аппарата 3 наблюдения вычисляет в соответствии с In accordance with the known algorithms used, for example, in the closest analogue (Polovnikov V.I. Orbital space monitoring systems and the effectiveness of their application. - Ministry of Defense of the Russian Federation, 2004, p. 34-56), the data processor of the spacecraft 3 observation calculates by the triangulation method based on the obtained coordinates of the centers of mass of two spacecraft 3 observations for a specific point in time and the angular coordinates of space objects in the inertial coordinate system obtained from observation from these x two spacecraft 3 observations at the same time, three spatial coordinates of the observed space objects in the dual-view zone 5. Based on the results of multiple determination of the three spatial coordinates of the observed space objects, the data processor of the spacecraft 3 observation calculates in accordance with
известными алгоритмами, используемыми, например, в ближайшем аналоге, кеплеровские параметры орбиты наблюдаемых космических объектов. Полученные кеплеровские параметры орбиты наблюдаемых космических объектов аппаратурой передачи и приема данных космического аппарата 3 наблюдения передаются непосредственно или через космический аппарат 7 ретрансляции на наземный пункт 6 приема информации, где формируется база данных космических объектов.well-known algorithms used, for example, in the closest analogue, the Kepler parameters of the orbit of observable space objects. The obtained Kepler parameters of the orbit of the observed space objects by the equipment for transmitting and receiving data from the spacecraft 3 observation are transmitted directly or via the relay spacecraft 7 to the ground information receiving point 6, where the database of space objects is formed.
Как иллюстрируют чертежи, заявляемая система наблюдения за космическими объектами, имеющая в своем составе четыре, шесть, или восемь космических аппаратов 3 наблюдения, обеспечивает получение зон 5 двойного обзора, количество которых равно соответственно 8 (см. фиг.1), 18 (см. фиг.2) или 32 (см. фиг.3). Поэтому настоящая полезная модель обеспечивает увеличение объема космического пространства, контролируемого системой наблюдения за космическими объектами, за счет увеличения количества зон 5 двойного обзора, в которых она позволяет оперативно и с высокой точностью определять координаты наблюдаемых космических объектов в трехмерном пространстве.As the drawings illustrate, the inventive system for observing space objects, comprising four, six, or eight spacecraft 3 observation, provides zones 5 double review, the number of which is respectively 8 (see figure 1), 18 (see figure 2) or 32 (see figure 3). Therefore, the present utility model provides an increase in the volume of outer space controlled by the system for observing space objects by increasing the number of double-view zones 5 in which it allows you to quickly and accurately determine the coordinates of the observed space objects in three-dimensional space.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008136791/22U RU82678U1 (en) | 2008-09-09 | 2008-09-09 | OBSERVING SYSTEM FOR SPACE OBJECTS |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008136791/22U RU82678U1 (en) | 2008-09-09 | 2008-09-09 | OBSERVING SYSTEM FOR SPACE OBJECTS |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU82678U1 true RU82678U1 (en) | 2009-05-10 |
Family
ID=41020416
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008136791/22U RU82678U1 (en) | 2008-09-09 | 2008-09-09 | OBSERVING SYSTEM FOR SPACE OBJECTS |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU82678U1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445641C2 (en) * | 2010-03-03 | 2012-03-20 | Антон Адольфович Липовка | Method of tying coordinates of celestial radio sources to lipovka-kostko-lipovka (lkl) optical astrometric coordinate system |
| RU2542836C2 (en) * | 2013-07-09 | 2015-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" | Method of determination of state vector of passive space object |
| RU2591052C2 (en) * | 2014-01-21 | 2016-07-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method for detection and evaluation of radionavigation parameters of a signal scattered by air target and its implementation |
| RU2684253C1 (en) * | 2018-02-09 | 2019-04-04 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Space debris near the geostationary orbit detection and monitoring method |
-
2008
- 2008-09-09 RU RU2008136791/22U patent/RU82678U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445641C2 (en) * | 2010-03-03 | 2012-03-20 | Антон Адольфович Липовка | Method of tying coordinates of celestial radio sources to lipovka-kostko-lipovka (lkl) optical astrometric coordinate system |
| RU2542836C2 (en) * | 2013-07-09 | 2015-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" | Method of determination of state vector of passive space object |
| RU2591052C2 (en) * | 2014-01-21 | 2016-07-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method for detection and evaluation of radionavigation parameters of a signal scattered by air target and its implementation |
| RU2684253C1 (en) * | 2018-02-09 | 2019-04-04 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Space debris near the geostationary orbit detection and monitoring method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20180196122A1 (en) | Electromagnetic radiation source locating system | |
| Canalias et al. | Assessment of mission design including utilization of libration points and weak stability boundaries | |
| US7447591B2 (en) | Daytime stellar imager for attitude determination | |
| US9284074B2 (en) | Method, satellite, and a system or an arrangement with at least one satellite for detecting natural or artificial objects, and the use thereof in the execution of said method | |
| CN102928861B (en) | Target positioning method and device for airborne equipment | |
| US11079234B2 (en) | High precision—automated celestial navigation system | |
| JP5567805B2 (en) | Flying object detection method, system, and program | |
| US6622970B2 (en) | Method and apparatus for autonomous solar navigation | |
| JP2008137439A (en) | Monitor satellite | |
| RU2517800C1 (en) | Method of coelosphere coverage from space craft for surveillance of celestial bodies and coelosphere coverage space system for surveillance of celestial bodies and detection of solar system bodies to this end | |
| RU2654321C1 (en) | Method of determining coordinates of spacecraft by signals of navigation satellites and device for determining coordinates of spacecraft by signals of navigation satellites | |
| Eisenman et al. | The advancing state-of-the-art in second generation star trackers | |
| RU82678U1 (en) | OBSERVING SYSTEM FOR SPACE OBJECTS | |
| ES2716552T3 (en) | Space surveillance system for surveillance of the next space | |
| US20240025564A1 (en) | Monitoring system, monitoring satellite, and communication satellite | |
| US10317218B2 (en) | Planetary surveillance system | |
| US20200333140A1 (en) | Image data capturing arrangement | |
| Liebe et al. | Three-axis sun sensor for attitude determination | |
| Eisenman et al. | Mars exploration rover engineering cameras | |
| Liebe et al. | Spacecraft hazard avoidance utilizing structured light | |
| RU2775095C1 (en) | Method for viewing the geostationary region for detecting and observing space debris from a spacecraft | |
| Fujita et al. | Optical tracking and spectroscopic measurement of Hayabusa capsule reentry fireball | |
| Shugarov et al. | Space system for detecting hazardous celestial bodies approaching earth from the daytime sky (SODA) | |
| RU2645179C2 (en) | Probable satellite system for monitoring forest fire | |
| Kaplan | Current Directions in Navigation Technology |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20100910 |