СИСТЕМА КОСМИЧЕСКОЙ ОПТИЧЕСКОЙ СВЯЗИ МЕЖДУ КООПЕРИРУЕМЫМ ОБЪЕКТОМ И ОБЪЕКТОМ-КОРРЕСПОНДЕНТОМ Российский патент 2006 года по МПК H04B10/22 

Изобретение предназначено для применения в космической технике, может быть использовано для космической оптической связи и, в частности, в устройствах космических оптических систем связи между объектами, в качестве которых могут быть искусственные спутники Земли, космические аппараты, орбитальные станции и т.д., при этом одним из объектов может быть стационарный или подвижный наземный пункт, воздушное или водное судно.

Известны оптические системы связи, в том числе космические, в которых на каждом объекте-носителе установлены взаимодействующие между собой комплексы приемно-передающей аппаратуры (КППА) [1, 2]. В этих системах источник сообщений посылает информационные электрические сигналы на вход оптического передатчика (ОПРД) КППА данного объекта. ОПРД этими сигналами модулирует поток сигналов оптической несущей, который через оптическую систему излучается в канал связи. Канал связи в зависимости от типа системы оптической связи реализуется каналообразующей средой, в качестве которой может быть свободное пространство (открытое космическое пространство, атмосфера Земли и т.п.) или связующая конструктивно сформированная среда (оптическое световодное волокно). Излученные оптические сигналы распространяются в канале связи, достигают оптической системы КППА другого объекта, собираются оптической системой этого КППА в пучок и подаются далее на вход оптического приемника (ОПРМ), в котором детектируются фотодетектором. Фотодетектор преобразует оптические сигналы в электрические, которые направляются в устройства их обработки, осуществляющие, например, усиление и фильтрацию сигналов для выделения передаваемых сообщений.

Системы оптической связи используют электромагнитные излучения оптического диапазона с длиной волны единицы и доли мкм. Диаграммы направленности излучения оптических сигналов этих систем имеют углы раствора, составляющие единицы мкрад.

В системах оптической связи [2], в которых канал связи между КППА представляет собой свободное пространство (космическое пространство, атмосфера), требуется вначале осуществить операции по организации связи между КППА. Для этого первоначально КППА на каждом из объектов производят взаимный поиск оптических сигналов, посылаемых КППА другого объекта. После обнаружения и "захвата" приходящих оптических сигналов каждый КППА осуществляет в течение определенных временных интервалов работу в режиме высокоточного слежения и наведения с замкнутой обратной связью по управлению. Продолжительность этих интервалов времени может достигать, например, в системах космической оптической связи между космическими объектами на геостационарной орбите, нескольких месяцев и даже лет. Если по какой-либо причине происходит нарушение в работе таких систем оптической связи, в результате чего на входе в оптическую систему какого-либо КППА пропадают оптические сигналы, то для восстановления функционирования системы необходимо как можно быстрее повторить операции взаимного поиска и "захвата" оптического излучения, посылаемого другим КППА.

Таким образом, в составе комплексов приемно-передающей аппаратуры системы оптической связи, предназначенной для работы в свободном пространстве, имеются средства поиска и "захвата", а также наведения и слежения.

В известных системах космической оптической связи, в которых каналообразующей средой является космическое пространство, процесс поиска и "захвата" между КППА осуществляется по командам, поступающим от ЭВМ, находящихся на каждом объекте. Этот процесс начинается в заранее установленное время и производится по расчетным данным о направлении (эфемеридам) линии, соединяющей оба КППА, в это установленное время. Назовем один из объектов кооперируемым, другой - объектом-корреспондентом. Для КППА, установленного на кооперируемом объекте, рассчитываются эфемериды направления на объект-корреспондент, а для КППА, установленного на объекте-корреспонденте, - эфемериды направления на кооперируемый объект. По этим эфемеридам осуществляется предварительная выставка визирной оси каждого КППА в положение, соответствующее моменту начала их взаимного поиска при организации оптической связи между ними. В процессе поиска и "захвата" не используются вспомогательные каналы связи радиодиапазона. Для выработки необходимых данных о направлении линии, соединяющей оба КППА, в момент начала их взаимного поиска используются средства, не входящие в состав КППА. Эти данные поступают в КППА от средств объекта-носителя КППА. Они вырабатываются либо непосредственно на данном объекте, либо наземным комплексом управления с последующей передачей на объект в виде кодовых сообщений, называемых уставками.

Формирование этих данных осуществляется на основании определения параметров траекторий объектов, между которыми планируется установить связь в оптическом диапазоне.

При расчете эфемерид направления линии, соединяющей оба КППА, помимо параметров траекторий космических объектов используется информация об ориентации строительных осей космических объектов в пространстве, относительно которых известным образом расположены базовые оси КППА космической оптической линии связи. Если указанные эфемериды рассчитываются на наземном пункте, то принимается во внимание определенный режим ориентации космического объекта, который также задается с наземного пункта. Если эти эфемериды рассчитываются на борту космического объекта, то учитывается его режим ориентации, осуществляемый бортовой системой управления движением космического объекта.

В свою очередь, определение параметров траекторий этих объектов производится по результатам траекторных измерений, которые ведутся средствами наземного измерительного комплекса.

Для минимизации времени вхождения в связь, то есть организации оптической связи между объектами, оснащенными КППА, стремятся по возможности уменьшить ошибку поиска излучения КППА другого объекта, в связи с чем траекторные измерения для определения параметров траекторий космических объектов проводят как можно ближе к моменту начала работы системы космической оптической связи. Это вызывает дополнительные трудности в работе космических и наземных средств из-за сокращения времени на проведение подготовительных операций к сеансу оптической связи.

В то же время проведение траекторных измерений и определение параметров траекторий космических объектов как можно ближе к моменту начала работы системы космической оптической связи особенно важно для связи, например, между космическим объектом на геостационарной орбите (ГСО) и космическим объектом на низкой околоземной орбите. Если между объектами, находящимися, например, на ГСО и стабилизированными относительно друг друга, постоянно имеется прямая видимость и продолжительность сеанса оптической связи может быть неограниченной, то между объектом на ГСО и объектом на низкой околоземной орбите оптическая связь возможна только кратковременно в зонах их взаимной видимости, когда отсутствует затенение канала связи Землей. Поэтому связь между этими объектами может осуществляться только сеансами. И к каждому такому сеансу связи необходимо провести цикл подготовительных работ по определению эфемерид направлений предварительной выставки визирных осей каждого КППА в положение, соответствующее моменту начала их взаимного поиска при организации оптической связи между ними.

Погрешности (точности) знания направления линии, соединяющей оба КППА, в момент начала их взаимного поиска создают ошибку поиска в системе. Суммарная ошибка поиска зависит от точности знания местоположения каждого объекта системы космической оптической связи, то есть от точности знания параметров их траекторий, от точности знания их ориентации в пространстве, определяемой точностью управления движением как подвижных частей КППА, так и самих объектов, а также от возмущающих факторов окружающей среды.

Обычно в практике работы космических средств после проведения наземными средствами траекторных измерений и определения параметров траектории космического объекта, соответствующих по времени периоду проведения этих измерений, дальнейшая эволюция значений параметров траектории определяется на основе прогноза движения космического объекта, который осуществляется с учетом разработанной модели возмущающих воздействий на его движение. Возмущающие воздействия зависят от состояния атмосферы и окружающего космического пространства и достаточно быстро изменяются для того, чтобы эти изменения можно было учесть в модели возмущающих воздействий. Возникающая вследствие этого разница между текущими и прогнозируемыми значениями параметров траектории космического объекта дает ошибку прогноза его движения, которая интенсивно нарастает в процессе полета. К этой ошибке добавляется ошибка самих траекторных измерений, которая дает составляющую ошибки прогноза движения космического объекта, тоже увеличивающуюся со временем полета. В результате через сравнительно короткое время суммарная величина ошибки прогноза движения космического объекта достигает критической величины и вызывает необходимость проведения новых траекторных измерений.

Точно так же вследствие погрешностей работы бортовых приборов и агрегатов системы управления движением нарастает в процессе полета ошибка данных об ориентации космического объекта. Поэтому перед началом сеанса оптической связи с помощью бортовых астронавигационных приборов производится уточняющая корректировка данных об ориентации космического объекта, чтобы уменьшить ошибку поиска излучения КППА другого объекта.

Операции по уточнению параметров траекторий космических объектов и их ориентации в пространстве приходится проводить не только при изначальной организации оптической связи между двумя объектами, а и при смене объекта-корреспондента или кооперируемого объекта. Например, низкоорбитальный кооперируемый объект работал с одним объектом-корреспондентом, расположенным на геостационарной орбите, а затем тут же, без перерыва, переключается на работу с другим объектом-корреспондентом, расположенным в другой точке геостационарной орбиты, образуя новую пару связывающихся между собой объектов. В этом случае в зависимости от того, насколько к данному моменту времени точны данные прогноза параметров траектории и ориентации этих объектов, может потребоваться их уточнение для обоих объектов или для одного из них.

Совершение операций по уточнению параметров траектории космических объектов и их ориентации в пространстве является необходимым также и при подготовке к работе целевой аппаратуры космических объектов, которая может не совпадать по времени с подготовкой к работе КППА космической оптической системы связи. Поэтому сокращение этих операций до минимума за счет решения задач определения навигационных элементов (геометрических величин, характеризующих положение космического объекта и направление его движения [3]) автономно, на борту космического объекта, в темпе его полета, в текущий момент времени, приобретает особую актуальность.

Таким образом, в процессе работы известных систем космической оптической связи требуется постоянное привлечение других средств, не входящих в состав этих систем, для обеспечения их навигационной информацией. Поэтому, несмотря на обладание неоспоримыми достоинствами по помехозащищенности, электромагнитной совместимости, высокой скорости передачи информации, минимальным массовым и энергетическим затратам, известные системы космической оптической связи требуют значительных дополнительных затрат как по объему (трудоемкости) работ для навигационного обеспечения их функционирования, так и в стоимостном выражении. Такая особенность эксплуатации известных систем космической оптической связи не позволяет использовать в должной мере их достоинства, а главное - не позволяет повысить оперативность доставки потребителям необходимой информации при одновременной минимизации затрат.

Известна система космической оптической связи между двумя космическими объектами по проекту SILEX (Semicondutor Laser Intersallite Link Experiment), осуществляемому по заказу Европейского космического агентства с середины 1980-х годов. В настоящее время эта система находится в опытной эксплуатации [4, 5].

Указанная система, являющаяся прототипом предлагаемого технического решения, содержит два КППА. Один КППА находится на низкоорбиталъном искусственном спутнике дистанционного зондирования Земли SPOT-4, который является кооперируемым объектом. Другой КППА - на экспериментальном космическом аппарате Artemis, являющемся объектом-корреспондентом и находящемся на геостационарной орбите. Оба КППА, называемые оптическими терминалами, имеют в основном единую конструкцию и идентичную большую часть оборудования. Как и обычно, каждый из упомянутых оптических терминалов содержит соответственно оптический передатчик, оптический приемник, оптическую систему, систему наведения и слежения. Оптический терминал имеет автономность работы в течение одних суток. Причем так называемое грубое наведение для приведения визирной оси оптического терминала к какой-либо заранее заданной позиции, что требуется во время предварительного нацеливания визирной оси перед началом сеанса связи, осуществляется по рассчитанным на борту космического аппарата эфемеридам. Сами же эфемериды рассчитываются на основании переданных с наземного комплекса управления параметров траекторий космических аппаратов, между которыми предполагается организовать оптическую связь. Одни сутки - это тот срок, как следует из практики работы с космическими средствами, в течение которого точность прогноза движения космических объектов может находиться в допустимых для работы системы лазерной связи пределах. Для снижения ошибки поиска и получения удовлетворительной точности значений эфемерид направления визирной оси оптического терминала через 24 часа необходимо передать на борт обоих космических объектов, кооперируемого и объекта-корреспондента, новые, уточненные значения параметров их траекторий.

Таким образом, в известном прототипе предполагается, что необходимое навигационное обеспечение его функционирования вырабатывается бортовыми средствами космических объектов или наземными средствами, не входящими в состав КППА, требует для обеспечения своей работы систематического, по крайней мере раз в сутки, проведения траекторных измерений и уточнения значений параметров траекторий космических объектов, на которых установлены КППА.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение возможности определения непосредственно бортовым КППА параметров траектории одного космического объекта в процессе его орбитального полета с помощью другого объекта, используя для этого определение навигационных параметров, а именно углов направления в пространстве принимаемого от КППА другого объекта излучения, что дает возможность определять параметры траектории космического объекта непрерывно, в темпе его полета, позволяя увеличить точность определения указанных параметров в любой текущий момент времени, автономно, без привлечения других средств, не входящих в состав комплексов приемно-передающей аппаратуры системы космической оптической связи.

Задачей данной системы является также обеспечение возможности автономного определения навигационных параметров, а именно параметров траектории космического объекта, в случае необходимости дублирования дальномерной системы, используемой для определения параметров траектории космического объекта, например, при выходе ее из строя.

Кроме того, задачей изобретения является обеспечение возможности определения на борту космического объекта ориентации в пространстве его строительных осей, в темпе полета, в любой текущий момент времени, автономно, без привлечения других средств, не входящих в состав КППА системы космической оптической связи.

Поставленные задачи решаются следующим образом.

В известную систему космической оптической связи между кооперируемым объектом и объектом-корреспондентом, содержащую на каждом объекте комплекс приемно-передающей аппаратуры, который имеет в своем составе оптический передатчик, оптический приемник, оптическую систему, систему слежения, блок сигналов единого времени, при этом вход оптического приемника соединен с оптической системой, выход оптического передатчика соединен с оптической системой, вход системы слежения соединен с оптической системой, согласно изобретению в комплекс приемно-передающей аппаратуры на кооперируемом объекте и объекте-корреспонденте введены соответственно:

преобразователь аналог-код,

блок определения угла отклонения принимаемого излучения от визирной оси КППА за определенный интервал времени,

блок определения параметров траектории и ориентации осей космического объекта,

при этом

выход системы слежения соединен с преобразователем аналог-код;

выход преобразователя аналог-код соединен с одним входом блока определения угла отклонения принимаемого излучения от визирной оси КППА за определенный интервал времени, с другим входом которого соединен блок сигналов единого времени;

выход блока определения угла отклонения принимаемого излучения от визирной оси КППА за определенный интервал времени соединен с блоком определения параметров траектории и ориентации осей космического объекта.

На фиг.1 изображено:

1 - оптическая система (ОС);

2 - оптический передатчик (ОПРД);.

3 - оптический приемник (ОПРМ);

4 - система слежения (СС);

5 - преобразователь аналог-код (ПАК);

6 - блок определения углов отклонения принимаемого излучения от визирной оси КППА за определенный интервал времени (БОУО);

7 - блок определения параметров траектории и ориентации осей космического объекта (БОПТОО);

8 - блок сигналов единого времени (БСЕВ);

9 - комплекс приемно-передающей аппаратуры на кооперируемом объекте (КППАКО);

10 - оптическая система (ОС);

11 - оптический передатчик (ОПРД);.

12 - оптический приемник (ОПРМ);

13 - система слежения (СС);

14 - преобразователь аналог-код (ПАК);

15 - блок определения углов отклонения принимаемого излучения от визирной оси КППА за определенный интервал времени (БОУО);

16 - блок определения параметров траектории и ориентации осей космического объекта (БОПТОО);

17 - блок сигналов единого времени (БСЕВ);

18 - комплекс приемно-передающей аппаратуры на кооперируемом объекте (КППАКО);

19 - канал связи (КС);

20 - принимаемое излучение от объекта-корреспондента (ПРМИОК);

21 - принимаемое излучение от кооперируемого объекта (ПРМИКО).

Предлагаемая система космической оптической связи состоит из двух идентичных комплексов приемно-передающей аппаратуры, один из которых (9) установлен на кооперируемом объекте, другой (18) - на объекте-корреспонденте, при этом как минимум один из объектов является космическим.

В состав комплексов приемно-передающей аппаратуры 9 и 18 входят соответственно оптические системы 1 и 10, оптические передатчики 2 и 11, оптические приемники 3 и 12, системы слежения 4 и 13, преобразователи аналог-код 5 и 14, блоки определения углов отклонения принимаемого излучения от визирной оси КППА за определенный интервал времени 6 и 15, блоки определения параметров траектории и ориентации осей космического объекта 7 и 16, блоки сигналов единого времени 8 и 17.

Оба состава комплексов приемно-передающей аппаратуры 9 и 18 могут вести определение параметров траектории и ориентации в пространстве строительных осей объекта независимо.

Приведем описание функционирования системы космической оптической связи при решении задачи определения непосредственно бортовым КППА параметров траектории и ориентации строительных осей космического объекта в процессе орбитального полета на примере двух космических объектов. При этом ограничимся описанием работы комплекса приемно-передающей аппаратуры 9, установленного на кооперируемом космическом объекте, т.к. функционирование комплекса приемно-передающей аппаратуры 18, установленного на космическом объекте-корреспонденте, является аналогичным.

После начала работы КППА на обоих объектах, взаимного поиска, "захвата" и перехода в режим слежения в КС 19 навстречу друг другу распространяются излучения в оптическом диапазоне длин волн, посылаемые каждым из КППА объектов. Принимаемое пришедшее по КС 19 излучение от объекта-корреспондента попадает в ОС 1 (пример реализации приведен в [2]), формируется в ней в пучок ПРМИОК 20 и, проходя по ней, направляется также в СС 4, представляющую собой замкнутую систему, реализующую принцип управления по отклонению. Устройство СС 4, состоящее в общем случае [6] из чувствительного элемента (ЧЭ), исполнительного элемента (ИЭ) и промежуточного элемента (ПЭ), служащего для усиления или преобразования сигнала ЧЭ, конструктивно может быть представлено в следующем, например, виде. В качестве ЧЭ используется квадрантный фотодетектор с соответствующими электронными устройствами, формирующими управляющее напряжение для ИЭ системы. В качестве ИЭ служит устройство, содержащее, например, оптический элемент в оправе, закрепленный в карданном подвесе и имеющий возможность совершать вращательные движения относительно двух взаимно перпендикулярных осей, привод оптического элемента в оправе, выполненный, например, в виде электродинамического механизма, состоящего из электромагнитных обмоток на оправе оптического элемента, расположение которых совпадает с осями его поворота, и четырех систем постоянных магнитов, датчик угла поворота оптического элемента в оправе от исходного нулевого положения, выполненного в виде, например, фотоэлектрического индикатора, состоящего из двух фотодиодов и двух светодиодов, световые потоки которых перекрываются флажками, жестко соединенными с оправой оптического элемента. Блок управления приводом оптического элемента в оправе, выполненный, например, на базе операционных усилителей, является ПЭ. Пришедший из ОС 1 в СС 4 ПРМИОК 20 попадает на оптический элемент в оправе и посылается далее на вход ЧЭ. В случае отсутствия отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси КППА ПРМИОК 20 придет к ЧЭ по его визирной оси, то есть попадет в центр ЧЭ. В случае отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси КППА, а значит и от визирной оси ЧЭ, ЧЭ выработает сигналы управления в двух взаимно перпендикулярных направлениях, пропорциональные по величине углам отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси ЧЭ. Эти сигналы направляются в блок управления приводом оптического элемента в оправе (ПЭ), где они, например, корректируются положительной обратной связью от датчика угла поворота оптического элемента в оправе, усиливаются и направляются на привод оптического элемента в оправе. Под воздействием этих сигналов привод оптического элемента в оправе повернет оптический элемент таким образом, чтобы ликвидировать отклонение ПРМИОК 20 от визирной оси ЧЭ. Все эти эволюции отклонения оптического элемента в оправе от исходного нулевого положения отслеживаются датчиком угла поворота. При повороте оптического элемента в оправе от исходного нулевого положения флажок смещается и перекрывает световые потоки по-разному, в результате чего фотодиоды вырабатывают электрические сигналы, пропорциональные углам поворота оптического элемента в оправе от исходного нулевого положения в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. При этом углы поворота оптического элемента в оправе от исходного нулевого положения имеют две составляющие. Одна отражает отклонение ПРМИОК 20 от визирной оси КППА, вызываемое перемещением двух объектов относительно друг друга. Другая составляющая появляется как результат гармонических колебаний визирной оси ЧЭ относительно этого отклоненного положения вследствие возмущений от подвижных частей КППА и колебаний корпуса космического объекта. Электрические сигналы, выработанные фотодиодами датчика угла поворота оптического элемента в оправе, направляются в блок управления приводом оптического элемента в оправе, где используются в качестве положительной обратной связи, и, как данные, характеризующие углы отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси КИПА, направляются в ПАК 5, где преобразуются из аналогового вида в цифровой. Из ПАК 5 преобразованные сигналы поступают в БОУО 6, представляющий собой, например, вычислительное устройство, в котором осуществляется накопление этих данных в течение заданного интервала времени и определение средних значений углов отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси КППА за этот заданный интервал времени. При определении средних значений углов отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси КППА за заданный интервал времени осуществляется выделение постоянной составляющей, соответствующей углу отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси КППА в текущий момент времени. В БОУО 6 определяется также значение текущего момента времени, в который проводилось измерение. Оно может определяться, например, следующим образом. По окончании заданного интервала времени, в течение которого проводилось определение средних значений углов отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси КППА, принимается значение текущего времени из БСЕВ 8, представляющего собой, например, кварцевый генератор с делителем частоты, и из него вычитается половина заданного интервала времени. Далее вычисленные значения текущего времени и средних значений углов отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси КППА из БОУО 6 направляются в БОПТОО 7, который является, например, вычислительным устройством. В БОПТОО 7 осуществляется накопление поступающих из БОУО 6 данных, определение соответствующих им в каждый текущий момент времени углов направления на объект-корреспондент в базовой системе координат КППА, представляющих собой алгебраическую сумму углов отклонения в текущий момент времени визирной оси КППА от положения базовых осей КППА в исходном нулевом положении и средних значений углов отклонения ПРМИОК 20 от визирной оси КППА, последовательный пересчет этих углов сначала в системе координат строительных осей космического объекта, затем, с учетом знания режима ориентации космического объекта, например, в геоцентрической системе координат. Таким образом в процессе этих пересчетов удается в каждый текущий момент времени уточнять ориентацию космического объекта в пространстве, например, в геоцентрической системе координат. Значения углов направления на объект-корреспондент в геоцентрической системе координат в каждый текущий момент времени используются для определения параметров траектории космического объекта, например, по методу Гаусса [7].

Возможность с помощью предлагаемой системы космической оптической связи автономно проводить измерения углов направления линии визирования между двумя космическими объектами и с использованием этих измерений практически постоянно, в темпе полета, определять параметры траекторий космических объектов, а также автономно определять ориентацию в пространстве строительных осей космического объекта позволяет существенно повысить точность определения этих навигационных параметров в любой текущий момент времени, а также непосредственно самим КППА определять данные, необходимые для подготовки к сеансу связи или для восстановления линии связи при нарушении ее работы. Кроме того, имея эти данные на борту, можно с их использованием осуществлять подготовку к работе целевой аппаратуры космического объекта. Тем самым удается снизить загрузку наземных средств траекторных измерений и бортовых навигационных средств, привлекая их лишь изредка для контрольных измерений. Такое значительное снижение загрузки наземных средств траекторных измерений приведет к существенному экономическому выигрышу. Возможность определения параметров траектории космического объекта на его борту, а точнее - непосредственно бортовым КППА, без привлечения наземных средств траекторных измерений, а также возможность определения ориентации космического объекта непосредственно бортовым КППА в любой текущий момент времени, без привлечения других бортовых навигационных средств, повышает оперативность работы космических объектов при выполнении ими своих целевых функций и оперативность доставки информации потребителям, которые являются основополагающими при оценке экономической эффективности функционирования космических средств и непосредственно способствуют ее действительному росту.

ЛИТЕРАТУРА

1. Р.М.Гольярди, Ш.Карп. Оптическая связь. - М.: Связь, 1978, с.14-15.

2. Лазерная космическая связь, под ред. М. Кацмана. М.: Радио и связь, 1993, с.9-10, 188-189, 193-194.

3. О.В.Белавин. Основы радионавигации. - М.: Советское радио, 1967, с.9-20, 31-36.

4. Michel BATLLY, Eric PEREZ. The Pointing, Acquisition and Tracking system of SILEX European program: a major technological step for intersatellites optica communication, SPIE Vol.1417 Free-Space Laser Communication Technologies III (1991), c.143, 151.

5. В.Мохов. Впервые спутники "общались" с помощью лазера. Новости космонавтики. Россия, №1, 2002, с.34.

6. П.Эскобал. Методы определения орбит. - М.: Мир, 1970, с.11-15, 204-249.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для космической оптической связи в устройствах космических оптических систем связи между объектами, в качестве которых могут быть искусственные спутники Земли, космические аппараты, орбитальные станции. Технический результат заключается в обеспечении возможности определения параметров траектории и ориентации космического объекта в процессе его орбитального полета непосредственно бортовым комплексом приемно-передающей аппаратуры системы космической оптической связи, что дает возможность определять параметры траектории и ориентацию космического объекта в темпе его полета, позволяя уточнять прогнозные значения указанных параметров в любой текущий момент времени без привлечения других средств, не входящих в состав комплекса приемно-передающей аппаратуры. 1 ил.

Система космической оптической связи между двумя объектами, содержащая на каждом объекте комплекс приемно-передающей аппаратуры, который имеет в своем составе оптический передатчик, оптический приемник, оптическую систему, систему слежения, выполненную с возможностью формирования данных, характеризующих углы отклонения направления излучения, принимаемого от одного объекта, от визирной оси комплекса приемно-передающей аппаратуры другого объекта, блок сигналов единого времени, при этом вход оптического приемника соединен с оптической системой, выход оптического передатчика соединен с оптической системой, вход системы слежения соединен с оптической системой, отличающаяся тем, что в комплекс приемно-передающей аппаратуры на одном и другом объекте введены соответственно преобразователь аналог-код, блок определения угла отклонения направления излучения, принимаемого от одного объекта, от визирной оси комплекса приемно-передающей аппаратуры другого объекта, за определенный интервал времени, в котором осуществляется накопление данных, характеризующих углы отклонения направления излучения, принимаемого от одного объекта, от визирной оси комплекса приемно-передающей аппаратуры другого объекта, в течение заданного интервала времени и определение средних углов отклонения за этот заданный интервал времени, а также определяется значение текущего момента времени, в который проводилось измерение путем вычитания из значения времени окончания заданного интервала времени половины заданного интервала времени, блок определения параметров траектории и ориентации осей космического объекта, в котором значения углов отклонения направления излучения, принимаемого от одного объекта, от визирной оси комплекса приемно-передающей аппаратуры другого объекта, в каждый текущий момент времени, с учетом знания режима ориентации объектов, используются объектом для определения параметров своей траектории, при этом выход системы слежения соединен с преобразователем аналог-код; выход преобразователя аналог-код соединен с одним входом блока определения угла отклонения направления принимаемого излучения от визирной оси комплекса приемно-передающей аппаратуры за определенный интервал времени, с другим входом которого соединен блок сигналов единого времени; выход блока определения угла отклонения направления принимаемого излучения от визирной оси комплекса приемно-передающей аппаратуры за определенный интервал времени соединен с блоком определения параметров траектории и ориентации осей космического объекта.