СПОСОБ ДИСТАНЦИОННОГО КОНТРОЛЯ И УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИМ КОМПЛЕКСОМ НА СТАРТОВОЙ ПОЗИЦИИ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2001 года по МПК B64G5/00 F42B15/00 

Изобретение относится к командно-измерительным средствам ракетно-космических комплексов и может применяться для бесконтактного дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом во всех случаях, когда объект контроля и управления находится в радиогерметичном объеме.

Известен способ контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции (СП) (см., например, описание к патенту РФ N 2108540, МКИ F 42 B 15/00, 1998 г.). По этому способу осуществляется обмен сигналами между бортовой и наземной частями ракетного комплекса при нахождении ракеты в транспортно-пусковом контейнере. Однако данный способ не позволяет осуществлять бесконтактный обмен сигналами между наземной и бортовой частями комплекса, что не дает возможности проводить его испытания на СП в полетной конфигурации.

Наиболее близким к данным изобретениям техническим решением является система дистанционного контроля и управления запуском ракет со СП (см., например, описание патента США N 3680749 МКИ F 41 G 7/00, НКИ 244-3.14 (прототип)), включающая в себя бортовую телекомандную систему и наземную командно-измерительную станцию, объединенные радиочастотными каналами сигналов телеметрии и команд. Эта система устанавливается на необслуживаемой СП и обеспечивает запуск ракет по командам, поступающим по радиочастотным линиям связи. Каждая принятая системой по радиоканалу команда соотносится с телеметрической информацией о состоянии систем и агрегатов ракеты. При отклонении одного из контролируемых параметров от заранее установленных значений запуск ракеты не осуществляется. В этой системе радиоканалами оснащена наземная часть системы, устанавливаемая на СП, поэтому обмен сигналами команд и телеметрии с бортовым оборудованием ракеты осуществляется только через наземную аппаратуру рассматриваемой системы. Из этого следует, что предстартовая подготовка ракеты к запуску производится в конфигурации, отличной от полетной. Это обусловлено наличием фидерных связей между рассматриваемой системой и ракетой, а также наличием в составе ракеты контрольно-измерительных электрорадиоцепей, которые должны быть отстыкованы и отключены/переключены при старте ракеты.

В частности, отмена запуска ракеты может быть обусловлена как нарушениями в работе бортовых систем и агрегатов ракеты, так и нарушениями в работе оборудования рассматриваемой системы. Тем самым снижается уровень предстартовой подготовки. Недостатком данной системы является также невозможность ее применения в случае нахождения полезной нагрузки ракетоносителя (космического аппарата (КА)) в составе космической головной части (КГЧ) на стартовой позиции (СП) как при подведенном, так и при отведенном агрегате обслуживания, когда КА находится в радиогерметичном объеме.

Задачей предлагаемого изобретения является создание способа и системы для его осуществления, обеспечивающих технический результат, заключающийся в том, что осуществляются постоянный дистанционный бесконтактный контроль и управление КА в составе КГЧ на СП как при подведенном, так и при отведенном агрегате обслуживания для испытаний КА в полетной конфигурации в процессе предстартовой подготовки ракетно-космического комплекса.

Указанная задача решается тем, что в способе дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на СП, включающем в себя обмен радиочастотными сигналами телеметрии и команд между бортовой телекомандной системой и наземной командно-измерительной станцией (НКИС), причем сигналы команд формируют по результатам анализа телеметрической информации о состоянии бортовых систем и агрегатов, согласно изобретению бортовой антенной телекомандной системы КА возбуждают электромагнитное поле сигналов телеметрии в полости КГЧ между КА и головным обтекателем (ГО), при отведенном от КГЧ на СП агрегате обслуживания возбужденное электромагнитное поле посредством радиопрозрачного окна (РПО) в ГО переизлучают в направлении антенного поста (АП) НКИС, а при подведенном к КГЧ на СП агрегате обслуживания переизлученное РПО электромагнитное поле ретранслируют сквозь металлоконструкции агрегата обслуживания в направлении АП НКИС, канализируют радиосигналы телеметрии к месту размещения собственно НКИС, при этом характеристики радиосигнала телеметрии сопрягают с входными характеристиками НКИС и передают эти сигналы на вход НКИС, после чего сформированные по результатам анализа телеметрической информации радиосигналы команд сопрягают с электрическими характеристиками радиочастотного фидера до АП, передают радиосигналы команд по этому фидеру на АП, где радиосигналы команд усиливают, затем излучают в направлении КГЧ и в зависимости от того, подведен или отведен агрегат обслуживания от КГЧ на СП электромагнитное поле радиосигналов команд или ретранслируют сквозь металлоконструкции агрегата обслуживания на РПО в ГО, или воспринимают непосредственно РПО, возбуждая электромагнитное поле радиосигналов команд в полости КГЧ, и принимают бортовой антенной телекомандной системы КА, при этом обмен радиочастотными сигналами осуществляют в дуплексном режиме с разделением радиосигналов телеметрии и команд по частоте и/или ортогональным поляризациям.

Данная задача решается также тем, что в системе дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на СП, включающей в себя бортовую телекомандную систему и НКИС, объединенные радиочастотными каналами сигналов телеметрии и команд, в соответствии с изобретением, в систему контроля и управления введена бортовая антенна, которая установлена на КА, размещенном внутри ГО КГЧ, причем в обтекателе выполнено РПО прямоугольной формы с продольными и поперечными размерами более нескольких длин волн рабочего диапазона телекомандной системы, размещенное таким образом, что в продольном направлении КГЧ центр РПО размещен на одном уровне с фазовым центром бортовой антенны, а в азимутальном направлении центр РПО в ГО расположен на линии визирования, соединяющей продольную ось КГЧ с АП НКИС, принимающим/передающим радиосигналы телеметрии и команд.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором приведена блок-схема предложенного способа и системы для его реализации.

КА 1 размещен внутри ГО 2 КГЧ ракетоносителя 3, установленного на СП. Телекомандной системой 4, установленной на борту КА 1, осуществляют сбор телеметрической информации о состоянии систем и агрегатов КА, формируют радиочастотные сигналы телеметрии и посредством бортовой антенны 5 телекомандной системы 4 возбуждают электромагнитное поле сигналов телеметрии в полости КГЧ между КА 1 и ГО 2.

Эта полость представляет собой объемный резонатор произвольной формы, например, удлиненный тороидальный резонатор, эквивалентная схема которого может быть представлена как соединение емкости с закороченной коаксиальной линией.

В рассматриваемом объемном резонаторе:
- имеется бесконечное множество дискретных собственных частот, поэтому при изменении подводимой радиочастоты наблюдают ряд резонансов; если резонансные кривые являются достаточно острыми, то при каждом из резонансов подчеркивается только один из видов собственных колебаний;
- для некоторых отличающихся между собой типов колебаний собственные частоты близки или совпадают; такие типы колебаний называют вырожденными, и в этом случае возможны двухгорбые участки резонансных кривых;
- резонанс на том или ином виде колебаний обусловлен не только изменением подводимой радиочастоты, но и размерами объемного резонатора, аналогично настройке колебательного контура в резонанс путем изменения емкости и/или индуктивности;
- знание структуры поля возбуждаемых колебаний позволяет ориентироваться в ряде вопросов, связанных с изменением размеров резонатора, прорезанием отверстий в стенках ГО; например, при прорезании отверстия в каком-либо месте ГО происходит не только излучение из резонатора, но и изменение его собственной частоты и добротности;
- конкретные электродинамические характеристики объемного резонатора для каждой конкретной КГЧ получают на основе экспериментальных исследований.

При отведенном от КГЧ на СП агрегате обслуживания 6 возбужденное в полости КГЧ между КА 1 и ГО 2 электромагнитное поле сигналов телеметрии посредством РПО 7 (вмонтированной в ГО 2 крышки, выполненной из радиопрозрачного в заданном диапазоне радиочастот диэлектрика) в стенке ГО 2 переизлучают непосредственно в направлении АП 8 НКИС 9.

При подведенном к КГЧ на СП агрегате обслуживания 6 переизлученное РПО электромагнитное поле ретранслируют в направлении АП НКИС сквозь металлоконструкции агрегата обслуживания 6 посредством пассивного ретранслятора 10, электрические характеристики которого обеспечивают сохранение энергетических потенциалов радиоканалов приема/передачи в зонах размещения РПО 7 и АП 8 НКИС 9, аналогичных случаю отведенного от КГЧ на СП агрегата обслуживания.

В продольном направлении КГЧ центр РПО 7 в ГО 2 размещают на одном уровне с фазовым центром бортовой антенны 5. В азимутальном направлении центр РПО 7 в ГО 6 размещают на линии визирования (связи), соединяющей продольную ось КГЧ с АП 8 НКИС 9, принимающим/передающим радиосигналы. Размещение РПО 7 на одном уровне с бортовой антенной 5 телекомадной системы 4 обусловлено тем, что вблизи устройства возбуждения объемного резонатора структура поля нарушается из-за возникновения вырожденных волн, что приводит к некоторому изменению резонансных частот и росту амплитуды возбуждаемого электромагнитного поля относительно регулярного участка резонатора, и, следовательно, обеспечивается максимально высокая связь электромагнитного поля в полости резонатора между КА 1 и ГО 2 с окружающим КГЧ пространством. Форму РПО 7 выбирают приблизительно прямоугольной. Размеры РПО в продольном и поперечном направлениях на основе экспериментальных исследований выбирают величиной более нескольких длин волн рабочего диапазона с тем, чтобы получить в раскрыве РПО 7 такое распределение фазы возбуждающего поля, при котором основной лепесток диаграммы направленности (ДН) РПО расширяется, вместо нулей в ДН появляются минимумы (нули ДН "заплывают"), основной лепесток ДН сливается с боковыми, ДН остается приблизительно симметричной относительно линии визирования, проходящей через центр РПО, причем минимумы в ДН не должны быть менее минус 15 дБ относительно максимального уровня ДН, так как изменение направления переизлучения РПО при нахождении КГЧ на СП невозможно.

На АП 8 радиосигналы телеметрии принимают, усиливают посредством малошумящего усилителя 11, по радиочастотному фидеру 12 канализируют к месту размещения НКИС 9, предварительно сопрягают характеристики радиосигнала с входными характеристиками НКИС 9 посредством ячейки блока сопряжения 13 и передают этот радиосигнал на вход НКИС 9, причем при большой длине (более 200 рабочих длин волн) радиочастотного фидера 12 от АП 8 до блока сопряжения 14 парируют дисперсионные характеристики этого фидера 12, например, за счет конвертирования канализируемой радиочастоты.

На НКИС 9 выполняют обработку принимаемых радиосигналов, анализ полученной информации и по результатам этого анализа формируют радиосигналы команд.

Радиосигналы команд посредством ячейки 15 блока сопряжения 14 сопрягают с электрическими характеристиками фидера 12, передают их по этому фидеру 12 на АП 8, где эти радиосигналы усиливают посредством усилителя мощности 16 и излучают в направлении КГЧ на СП. В зависимости от того, подведен или отведен агрегат обслуживания к КГЧ на СП, электромагнитное поле радиосигналов команд или ретранслируют сквозь металлоконструкции агрегата обслуживания 8 посредством пассивного ретранслятора 10 на РПО 7 в ГО 2, или воспринимают непосредственно РПО 7. РПО возбуждает электромагнитное поле радиосигналов команд в полости между КА 1 и ГО 2, которое воспринимают бортовой антенной 5 телекомандной системы 4 КА 1.

Телекомандная система 4 КА 1 принимает радиосигналы команд, затем формирует и передает управляющие команды на исполнительные устройства КА 1.

Контроль и управление КА 1 при его нахождении в составе КГЧ на СП осуществляют в дуплексном режиме с разделением сигналов команд и телеметрии по частоте и/или ортогональным поляризациям.

Предложенные способ и устройство контроля и управления были испытаны при нахождении КА на космодроме в процессе предстартовой подготовки на техническом комплексе и СП для целого ряда космических аппаратов, что позволило осуществить полномасштабные испытания этих КА в полетной конфигурации.

Изобретение относится к командно-измерительным средствам ракетно-космических комплексов и может быть использовано в случае, когда объект контроля и управления находится в радиогерметичном объеме на стартовой позиции. Согласно изобретению осуществляют обмен радиосигналами телеметрии и команд между бортовой телекомандной системой и наземной командно-измерительной станцией. Для этого бортовой антенной космического аппарата (КА) возбуждают электромагнитное поле сигналов телеметрии в полости между КА и головным обтекателем ракеты-носителя. Через радиопрозрачное окно в обтекателе это поле либо переизлучают в направлении наземного антенного поста (при отведенном агрегате обслуживания), либо ретранслируют сквозь металлоконструкции подведенного агрегата обслуживания. Аналогично радиосигналы команд с наземной станции излучают и ретранслируют в направлении КА, возбуждая электромагнитное поле радиосигналов команд в указанной полости и принимая его бортовой антенной КА. Обмен сигналами осуществляют в дуплексном режиме с разделением сигналов телеметрии и команд по частоте и/или ортогональным поляризациям. Радиопрозрачное окно выполняют прямоугольной формы с размерами более нескольких длин волн рабочего диапазона и размещают соответственно положениям бортовой антенны КА и антенного поста. Изобретение обеспечивает дистанционные контроль и управление в полетной конфигурации в процессе предстартовой подготовки. 2 с.п.ф-лы, 1 ил.

1. Способ дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции, включающий в себя обмен радиочастотными сигналами телеметрии и команд между бортовой телекомандной системой и наземной командно-измерительной станцией, причем сигналы команд формируют по результатам анализа телеметрической информации о состоянии бортовых систем и агрегатов, отличающийся тем, что бортовой антенной телекомандной системы космического аппарата возбуждают электромагнитное поле сигналов телеметрии в полости космической головной части между космическим аппаратом и головным обтекателем, при отведенном от космической головной части на стартовой позиции агрегате обслуживания возбужденное электромагнитное поле посредством радиопрозрачного окна головного обтекателя переизлучают в направлении наземной командно-измерительной станции, а при подведенном к космической головной части на стартовой позиции агрегате обслуживания переизлученное радиопрозрачным окном электромагнитное поле ретранслируют в направлении антенного поста наземной командно-измерительной станции и канализируют радиосигналы телеметрии к месту размещения наземной командно-измерительной станции, при этом характеристики радиосигнала телеметрии сопрягают с входными характеристиками наземной командно-измерительной станции и передают сигнал телеметрии на вход наземной командно-измерительной станции, после чего сформированные по результатам анализа телеметрической информации радиосигналы команд сопрягают с электрическими характеристиками радиочастотного фидера до антенного поста, передают радиосигналы команд по этому фидеру на антенный пост, где радиосигналы команд усиливают, затем излучают в направлении космической головной части и в зависимости от того, подведен или отведен агрегат обслуживания от космической головной части на стартовой позиции, электромагнитное поле радиосигналов команд ретранслируют сквозь металлоконструкции агрегата обслуживания на радиопрозрачное окно в головном обтекателе или воспринимают непосредственно радиопрозрачным окном, посредством которого возбуждают электромагнитное поле радиосигналов команд в полости космической головной части и принимают его бортовой антенной телекомандной системы космического аппарата, при этом обмен радиочастотными сигналами осуществляют в дуплексном режиме с разделением радиосигналов телеметрии и команд по частоте и/или ортогональным поляризациям. 2. Система дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом на стартовой позиции, включающая в себя бортовую телекомандную систему и наземную командно-измерительную станцию, объединенные радиочастотными каналами сигналов телеметрии и команд, отличающаяся тем, что в указанную систему контроля и управления введена бортовая антенна, которая установлена на космическом аппарате, размещенном внутри головного обтекателя космической головной части, причем в этом обтекателе выполнено радиопрозрачное окно прямоугольной формы с продольными и поперечными размерами более нескольких длин волн рабочего диапазона, размещенное так, что в продольном направлении космической головной части центр радиопрозрачного окна размещен на одном уровне с фазовым центром бортовой антенны, а в азимутальном направлении центр радиопрозрачного окна в головном обтекателе расположен на линии визирования, соединяющей продольную ось космической головной части с антенным постом наземной командно-измерительной станции, принимающим/передающим радиосигналы телеметрии и команд.