угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объекта

Формула изобретения

Угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объекта, находящегося на поверхности Земли, с помощью космического аппарата, стабилизируемого вращением вдоль вертикальной оси, заключающийся в том, что при появлении сигнала передатчика аварийного объекта на просматриваемой с космического аппарата полосе на поверхности Земли измеряют частоту Доплера беззапросным методом, находят пространственное положение космического аппарата в момент, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю, измеряют в этот момент времени угол между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью датчика горизонта с привязкой измерения к бортовому времени, вычисляют координаты подспутниковой точки в момент указанного измерения, при этом измерения проводят два раза и по координатам двух подспутниковых точек и двум измерениям угла между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью датчика горизонта определяют местоположение аварийного объекта на поверхности Земли, отличающийся тем, что для измерения частоты Доплера беззапросным методом используют два канала обработки, в которых принимаемый сигнал преобразуют по частоте с использованием бортового задающего генератора, при этом в первом канале обработки напряжение задающего генератора сдвигают по фазе на 90°, выделяют напряжения разностной частоты, усиливают и ограничивают их по амплитуде, преобразуют в клиппированные напряжения прямоугольной формы, клиппированное напряжение первого канала обработки преобразуют в последовательность коротких положительных импульсов, временное положение которых соответствует моментам перехода напряжения через нулевой уровень с положительной производной, а клиппированное напряжение второго канала обработки инвертируют по фазе на 180°, полученными короткими положительными импульсами квантуют положительные соседние напряжения клиппированного напряжения второго канала обработки, сравнивают их между собой и автоматически в цифровой форме определяют не только величину доплеровской частоты, но и ее знак, при нулевом значении доплеровской частоты, что соответствует прохождению космическим аппаратом точки траверза, формируют импульс управления для разрешения дальнейшей обработки принимаемого сигнала.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемый способ относится к космической технике и может быть использован на космических аппаратах, находящихся на орбите искусственного спутника Земли, кроме геостационарной, стабилизируемых вращением вдоль вертикальной оси.

Известны способы и системы определения координат аварийного объекта (патенты РФ №№2.155.352, 2.158.003, 2.040.860, 2.59.423, 2.174.092, 2.193.990, 2.201.601, 2.206.902, 2.226.479, 2.240.950; патенты США №№4.161.730, 4.646.090, 4.947.177; Скубко Р.А. и др. Спутник у штурвала. - Л.: Судостроение, 1989. - 168 с. и другие).

Из известных способов и систем наиболее близким к предлагаемому является "Угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объекта" (патент РФ №2.174.092, В64G 1/10, 1999), который и выбран в качестве прототипа.

Согласно известному способу производят поиск такого пространственного положения приемной антенны спутника при наличии факта работы передатчика аварийного объекта, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю. В этот момент измеряют угол между осью приемной антенны и осью датчика горизонта. Координаты подспутниковой точки трассы космического аппарата в момент измерения вычисляются. Измерения проводят два раза. По координатам двух подспутниковых точек и двум измерениям указанного угла определяют местоположение аварийного объекта.

Известный способ обеспечивает однозначное определение и повышение точности вычисления координат аварийного объекта, находящегося на поверхности Земли, а также расширение площади просматриваемой поверхности и увеличение отношения сигнал/шум в приемной радиолинии.

Для реализации известного способа на аварийном объекте размещается передатчик сигналов, обладающий высокой стабильностью частоты. На борту космического аппарата (КА) размещается измерительное устройство, имеющее в своем составе высокостабильный эталон частоты, частота которого равна частоте аварийного передатчика или отличается от нее на строго фиксированную величину. Сравнение частот принимаемых колебаний с частотой эталона позволяет установить величину доплеровского смещения частоты и по нему определить скорость.

Однако при этом необходимо обеспечить весьма высокую стабильность частоты передатчика и эталонного генератора.

Действительно, только для того, чтобы заметить доплеровское изменение частоты, возникающее при движении КА со скоростью V, необходимо обеспечить относительную нестабильность частоты излучаемого колебания не ниже чем

где c - скорость распространения радиоволн.

При условии, что V=8 км/с, имеем

Если же требуется не только заменить доплеровское смещение частоты, но и измерить модуль скорости с погрешностью V, то нестабильность частоты должна быть еще значительно снижена, а именно по крайней мере в (V/ V) раз. Общая нестабильность частоты излучаемых колебаний должна составлять

Таким образом, для измерения малых значений доплеровской частоты F_д и фиксации ее нулевого значения при прохождении КА точки траверза стабильность частоты передатчика аварийного объекта должна быть весьма высокой. Это обстоятельство и является недостатком известного способа и препятствием на пути широкого использования беззапросного метода измерения доплеровской частоты.

Технической задачей изобретения является повышение точности измерения малых значений доплеровской частоты и фиксации ее нулевого значения путем предварительного понижения частоты принимаемых колебаний с помощью гетеродинирования в двух каналах обработки.

Поставленная задача решается тем, что согласно угломестно-временному доплеровскому способу определения координат аварийного объекта, находящегося на поверхности Земли с помощью космического аппарата, стабилизированного вращением вдоль вертикальной оси, заключающемуся в том, что при появлении сигнала передатчика аварийного объекта на просматриваемой с космического аппарата полосе на поверхности Земли измеряют частоту Доплера беззапросным методом, находят пространственное положение космического аппарата в момент, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю, измеряют в этот момент времени угол между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью датчика горизонта с привязкой измерения к бортовому времени, вычисляют координаты подспутниковой точки в момент указанного измерения, при этом измерения проводят два раза и по координатам двух подспутниковых точек и двум измерениям угла между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью датчика горизонта определяют местонахождение аварийного объекта на поверхности Земли, для измерения частоты Доплера беззапросным методом используют два канала обработки, в которых принимают сигнал, преобразуют по частоте с использованием задающего генератора, при этом в первом канале обработки напряжение задающего генератора сдвигают по фазе на 90°, выделяют напряжения разностной частоты, усиливают и ограничивают их по амплитуде, преобразуя в клиппированные напряжения прямоугольной формы, клиппированное напряжение первого канала обработки преобразуют в последовательность коротких положительных импульсов, временное положение которых соответствует моментам перехода напряжения через нулевой уровень с положительной производной, а клиппированное напряжение второго канала обработки инвертируют по фазе на 180°, полученными короткими положительными импульсами квантуют положительные соседние напряжения клиппированного напряжения второго канала обработки, сравнивают их между собой и автоматически в цифровой форме определяют не только величину доплеровской частоты, но и ее знак, при нулевом значении доплеровской частоты, что соответствует прохождению космическим аппаратом точки траверза, формируют импульс управления для разрешения дальнейшей обработки принимаемого сигнала.

Геометрическая схема расположения КА и двух подспутниковых точек показана на фиг.1 и 2. Структурная схема бортовой аппаратуры КА изображена на фиг.3.

Бортовая аппаратура КА содержит корпус 1, импульсный инфракрасный датчик 2 горизонта и последовательно включенные приемную антенну 3, размещенную на одной оси противоположно инфракрасному датчику 2 горизонта, механическая ось которой не совпадает с осью вращения КА, приемное устройство 5, второй вход которого соединен с выходом бортового задающего генератора 19, измеритель 6 частоты Доплера, устройство 4 сравнения, заторможенный блокинг-генератор 7, схему И 9, второй вход которой через схему И 8 соединен с вторыми выходами приемного устройства 5 и блокинг-генератора 7, вентиль 10, схему 14 коммутации, магнитное запоминающее устройство 15, передатчик 16, второй вход которого соединен со вторым выходом схемы 14 коммутации, и передающую антенну 17. Ко второму выходу бортового задающего генератора 19 последовательно подключены бортовое временное устройство 18 и вентиль 11, второй вход которого соединен со вторым выходом схемы И 9, а выход подключен к второму входу схемы 14 коммутации. К выходу импульсного инфракрасного датчика 2 горизонта подключен счетчик 13 импульсов, второй вход которого соединен с выходом генератора 12 импульсов, а выход соединен со вторым входом вентиля 10.

Измеритель 6 частоты Доплера содержит два канала обработки, каждый их которых состоит из последовательно подключенных к первому выходу приемного устройства 5, смесителя 22 (23), второй вход которого соединен с первым выходом бортового задающего генератора 19 через фазовращатель 21 на 90° (и непосредственно), усилителя 24 (25) разностной частоты и усилителя-ограничителя 26 (27). К выходу усилителя-ограничителя 26 последовательно подключены формирователь 28 импульсов, первая схема И 30, второй вход которого соединен с выходом усилителя-ограничителя 27, и суммирующий вход реверсивного счетчика 32, выход которого подключен к входу устройства 4 сравнения. К выходу усилителя-ограничителя 27 последовательно подключены фазоинвертор 29 на 180° и вторая схема И 31, второй вход которой соединен с выходом формирователя 28 импульсов, а выход подключен к вычитающему входу реверсивного счетчика 32.

Предлагаемый способ осуществляется следующим образом.

Поступательное движение КА по орбите осуществляется с линейной скоростью V. Небольшой отрезок орбиты вблизи от точки А траверза будем считать отрезком прямой линии. Ось вращения КА отклонена от местной вертикали, она не совпадает с механической осью приемной антенны 3. Импульсный датчик 2 горизонта размещен на одной оси противоположно приемной антенне 3 (фиг.1, 2).

Поступательное движение КА, ось вращения которого отклонена от местной вертикали, обеспечивает перемещение линии сканирования диаграммы направленности приемной антенны 3 и последовательный просмотр полосы на поверхности Земли вдоль орбиты космического аппарата. Частота вращения КА выбирается из условия просмотра поверхности Земли без пропуска. Приемная антенна 3 выбирается такой, чтобы ось диаграммы направленности совпадала с механической осью антенны. Для устранения неоднозначности механическая ось приемной антенны 3 космического аппарата сдвигается относительно оси вращения на угол , равный ширине диаграммы направленности приемной антенны (фиг.1, 2).

При появлении сигнала

u _c(t)=U_ccos( _ct+ _c), 0 t T_c,

где U_c , _c, _c, T_c - амплитуда, несущая частота, начальная фаза и длительность сигнала

передатчика 20 аварийного объекта в просматриваемой полосе на поверхности Земли, он с выхода приемника 5 поступает на первый вход смесителей 22 и 23 измерителя 6 частоты Доплера, на второй вход которых подается напряжение бортового задающего генератора 19 через фазовращатель 21 на 90° и непосредственно соответственно:

u_г1(t)=U_Г·sin( _гt+ _г),

u_г2 (t)=U_Г·cos( _гt+ _г),

где U_Г , _Г, _Г - амплитуда, частота и начальная фаза напряжения задающего генератора 19.

На выходе смесителей 22 и 23 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителями 24 и 25 выделяются напряжения разностной частоты, т.е. частоты расстройки (частоты биений):

u_p1(t)=U _p·sin( _pt+ _p),

u_p2 (t)=U_p·cos( _pt+ _p),

где

K₁ - коэффициент передачи смесителей;

_р= _c- _Г - промежуточная частота;

_р= _с- _Г,

которые поступают на входы усилителей-ограничителей 26 и 27 соответственно. При этом если частота _с принимаемого сигнала выше частоты _Г задающего генератора 19, то напряжения разностной частоты u_p1(t) и u _p2(t), выделяемые усилителями 24 и 25 разностной частоты, будут сдвинуты относительно друг друга на 90°, в противном случае на -90°. Следовательно, фазовый сдвиг на разностной частоте _р меняется скачком на 180° при изменении знака расстройки.

Измерение разностной частоты _р производится электронно-счетным методом. Для этого напряжения разностной частоты u _p1(t) и u_p2(t) преобразуются с помощью усилителей-ограничителей 26 и 27 в клиппированные напряжения прямоугольной формы. Причем напряжение прямоугольной формы с выхода усилителя-ограничителя 26 с помощью формирователя 28 импульсов преобразуется в последовательность коротких положительных импульсов, временное положение которых соответствует моментам перехода напряжения через нулевой уровень с положительной производной. Напряжение прямоугольной формы с выхода усилителя-ограничителя 27 инвертируется по фазе на 180° с помощью фазоинвертора 29. Полученные короткие положительные импульсы поступают на первые входы схем совпадения И 30 и И 31, на вторые входы которых подается напряжение прямоугольной формы с выхода усилителя-ограничителя 27. Короткие положительные импульсы появляются на выходе той схемы совпадения И 30 и И 31, на выходе которой моменты появления коротких положительных импульсов совпадают с положительным значением прямоугольного напряжения, а их количество будет определяться частотой расстройки _р. При этом показания реверсивного счетчика 32 будут соответствовать величине и знаку данной расстройки (доплеровской частоты).

Таким образом, измеритель 6 частоты Доплера позволяет автоматически определять не только величину доплеровской частоты, но и ее знак.

Достоинством данного измерителя является высокая точность измерения и представление результата измерения в двоичном коде.

При достижении частоты Доплера значения, равного нулю, механическая ось приемной антенны 3 находится в точке траверза. В этот момент устройством 4 сравнения формируется импульс управления для разрешения дальнейшей обработки принимаемого сигнала. В этот же момент времени измеряется значение угла между осью датчика 2 горизонта и положением механической оси приемной антенны 3 (угла ). Измерения привязываются к бортовому времени устройством 18 и записываются в магнитное запоминающее устройство 15 или передаются через передатчик 16 на наземный приемный пункт. Для определения координат аварийного объекта необходимо измерить угол и вычислить координаты подспутниковой точки. По координатам двух подспутниковых точек и двум измеренным углам ₁ и ₂ однозначно определяется местоположение аварийного объекта.

Вычисление координат аварийного объекта возможно на борту КА при наличии бортовой цифровой вычислительной машины либо на наземном приемном пункте.

В исходном состоянии до попадания сигнала с передатчика 20 аварийного объекта в диаграмму направленности приемной антенны 3 на выходе приемника 5 сигнал отсутствует. На выходе схемы совпадения И 8 - нуль. Схема совпадения И 9 закрыта, на выходах схемы совпадения И 9 - нуль. Импульсный или инфракрасный датчик 2 горизонта в момент пересечения трассы космического аппарата вырабатывает импульс, который обнуляет счетчик 13 импульсов. С генератора 12 импульсов импульсы поступают на счетчик 13. Схема совпадения И 9 закрыта, вентили 10, 11 - закрыты.

При появлении сигнала с передатчика 20 аварийного объекта в полосе земной поверхности, просматриваемой диаграммой направленности приемной антенны 3, появляется сигнал на выходе приемника 5. На выходе схемы совпадения И 8 - единица. При достижении значения частоты Доплера на выходе измерителя 6, равного нулю, открывается устройство 4 сравнения, которое формирует импульс управления. Последний запускает заторможенный блокинг-генератор 7, на выходах схемы совпадения И 9 появляется единица. Открываются вентили 10, 11. Информация о значении угла (количество импульсов, записанных в счетчик 13 импульсов) и времени измерения записывается через схему 14 коммутации на магнитное запоминающее устройство 15. В зоне приема наземного пункта управления космическим аппаратом информация сбрасывается с магнитного запоминающего устройства 15 через передатчик 16 и передающую антенну 17.

При срабатывании импульсного датчика 2 горизонта система возвращается в исходное состояние.

Последовательность описанных выше операций позволяет однозначно определять координаты аварийного объекта, сократить время его поиска, увеличить площадь просматриваемой поверхности Земли за счет сканирования приемной диаграммы направленности, увеличить соотношение сигнал/шум приемной радиолинии за счет использования приемных антенн с узкой диаграммой направленности.

Таким образом, предлагаемый способ по сравнению с прототипом и другими техническими решениями аналогичного назначения обеспечивает повышение точности измерения малых значений доплеровской частоты и фиксацию ее нулевого значения. Это достигается путем предварительного понижения частоты принимаемых колебаний с помощью гетеродинирования в двух каналах обработки. Достоинством предлагаемого способа является также представление результата измерения в двоичном коде.

В системе, реализующей предложенный способ, не проявляется каких-либо специфических жестких требований к стабильности несущей частоты _с, излучаемой передатчиком аварийного объекта. Это является ее существенным преимуществом.