УГЛОМЕСТНО-ВРЕМЕННОЙ ДОПЛЕРОВСКИЙ СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ АВАРИЙНОГО ОБЪЕКТА Российский патент 2008 года по МПК B64G1/10 H04B7/185 

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

Известны способы и системы определения координат аварийного объекта (патенты RU 2155352 C1, RU 2158003 C1, RU 2040860 C1, RU 259423 C1, RU 2174092 С2, а также US 4161730 A, US 4646090 A, US 4947177 А; СКУБКО Р.А. и др. Спутник у штурвала. - Л.: Судостроение, 1989. - 168 с. и другие).

Из известных способов наиболее близким к предлагаемому является угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объекта, описанный в патенте RU 2174092 С2.

Известный способ позволяет однозначно определить координаты аварийного объекта, сократить время его поиска, увеличить площадь просматриваемой поверхности Земли за счет сканирования приемной диаграммы направленности, увеличить соотношение сигнал/шум в приемной радиолинии за счет использования приемных антенн с узкой диаграммой направленности.

При этом 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 частоты принимаемых колебаний с частотой эталона позволяет установить величину доплеровского смещения частоты и по нему определить радиальную 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 с - скорость распространения радиоволн.

При условии, что V=8 км/с, имеем

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

Общая нестабильность частоты излучаемых колебаний δ 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 известной системы 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 в предлагаемом способе определения координат аварийного объекта, находящегося на поверхности Земли, с помощью КА, стабилизируемого вращением вдоль вертикальной оси, заключающемся в том, что при появлении сигнала передатчика аварийного объекта на просматриваемой с КА полосе на поверхности Земли измеряют частоту Доплера беззапросным методом, находят пространственное положение КА в момент, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю, измеряют в этот момент времени угол между механической осью приемной антенны КА 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 измеренным углам между механической осью приемной антенны КА и осью датчика горизонта определяют местоположение аварийного объекта на поверхности Земли, в отличие от прототипа для измерения частоты Доплера указанным беззапросным методом используют два канала обработки сигналов, в которых принимаемый сигнал преобразуют по частоте с использованием бортового задающего генератора, причем 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°, указанными короткими положительными импульсами квантуют положительные соседние клиппированные напряжения второго канала обработки, сравнивают их между собой и автоматически в цифровой форме определяют величину доплеровской частоты и ее знак, при нулевом значении доплеровской частоты, соответствующей прохождению космическим аппаратом точки траверза, формируют импульс управления для разрешения дальнейшей обработки принимаемого сигнала.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1, 2 показана геометрическая схема расположения КА и двух подспутниковых точек;

на фиг.3 показана структура системы, реализующей предлагаемый способ.

Предлагаемая система содержит передатчик 20 аварийного объекта, космический аппарат, ось вращения которого отклонена от местной вертикали, состоящий из корпуса 1, импульсного инфракрасного датчика горизонта 2, размещенного на одной оси противоположно приемной антенне 3, механическая ось которой не совпадает с осью вращения КА, и бортовой аппаратуры, содержащей последовательно подключенные к приемной антенне 3, приемное устройство 5, второй вход которого соединен с первым выходом задающего генератора 19, измеритель 6 частоты Доплера, второй вход которого соединен со вторым выходом задающего генератора 19, устройство 4 сравнения, блокинг-генератор 7, первая схема «И» 8, второй вход которой соединен с вторым выходом приемного устройства 5, вторая схема «И» 9, второй вход которой соединен с вторым выходом блокинг-генератора 7, первый вентиль 10, второй вход которого через счетчик 13 импульсов соединен с выходами импульсного инфракрасного датчика 2 горизонта и генератора 12 импульсов, схема 14 коммутации, запоминающее устройство 15, передатчик 16, второй вход которого соединен с вторым выходом схемы 14 коммутации, и передающая антенна 17, при этом к третьему выходу задающего генератора 19 последовательно подключены временное устройство 18 и второй вентиль 11, второй вход которого соединен со вторым выходом второй схемы «И» 9, а выход подключен к входу схемы 14 коммутации. Измеритель 6 частоты Доплера выполнен в виде двух каналов обработки, каждый из которых состоит из последовательно подключенных к первому выходу приемного устройства 5 смесителя 22(23), усилителя 24(25) разностной частоты и усилителя-ограничителя 26(27). Причем второй вход первого смесителя 22 соединен со вторым выходом задающего генератора 19 через фазовращатель 21 на 90°, а второй вход второго смесителя 23 - непосредственно, к выходу первого усилителя-ограничителя 26 последовательно подключены формирователь 28 импульсов, третья схема «И» 30, второй вход которого соединен с выходом второго усилителя-ограничителя 27, и суммирующей вход реверсивного счетчика 32, выход которого соединен с входом устройства 4 сравнения, к выходу второго усилителя-ограничителя 27 последовательно подключены фазоинвертор 29 на 180° и четвертая схема «И» 31, второй вход которой соединен с выходом формирователя 28 импульсов, а выход подключен к вычитающему входу реверсивного счетчика 32.

Предлагаемая система работает 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 β, равный ширине диаграммы направленности приемной антенны 3 (фиг.1, 2).

При появлении сигнала

u_c(t)=U_ccos(ω_ct+ϕ_c), 0≤t≤T_c,

где U_c, ω_c, ϕ_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(ω_Гt+ϕ_Г),

U_Г2(t)=U_Г·cos(ω_гt+ϕ_Г),

где U_Г, ω_Г, ϕ_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(ω_pt+ϕ_p),

u_p2(t)=U_p·cos(ω_pt+ϕ_p)

где ;

K₁ - коэффициент передачи смесителей;

ω_p=ω_c-ω_Г - промежуточная частота;

ϕ_р=ϕ_с-ϕ_Г,

которые поступают на входы усилителей-ограничителей 26 и 27 соответственно. При этом если частота ω_с принимаемого сигнала выше частоты ω_Г задающего генератора 19, то напряжения разностной частоты u_p1(t) и u_p2(t), выделяемые усилителями 24 и 25 разностной частоты, будут сдвинуты друг относительно друга на +90°, в противном случае на -90°. Следовательно, фазовый сдвиг на разностной частоте ω_р меняется скачком на 180 (при изменении знака расстройки.

Измерение разностной частоты ω_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 с выхода формирователя 28 импульсов 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 вторые входы которых подается напряжение прямоугольной формы с выхода усилителя-ограничителя 27.

Короткие положительные импульсы появляются на выходе той схемы «И» 30 и 31, на входе которой моменты появления коротких положительных импульсов совпадают с положительным значением прямоугольного напряжения, а их количество будет определяться частотой расстройки ω_р. При этом показания реверсивного счетчика 32 будут соответствовать величине и знаку данной расстройки (доплеровской частоте).

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 α). 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 α и вычислить координаты подспутниковой точки. По координатам двух подспутниковых точек и двум измеренным углам α₁ и α₂ 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 ее выходах - 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, равном 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 α (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 отношении системы, реализующей предлагаемый способ, не предъявляется каких-либо специфических, жестких требований к стабильности несущей частоты ω_с сигналов, излучаемых передатчиком аварийного объекта. Это является ее существенным преимуществом.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА), стабилизируемых вращением и находящихся на орбите искусственного спутника Земли ниже геостационарной. Предлагаемый способ заключается в том, что при приеме на КА сигнала передатчика аварийного объекта измеряют частоту Доплера этого сигнала беззапросным методом и находят положение КА в момент, когда эта частота равна нулю. В данный момент измеряют угол между осью приемной антенны КА и осью датчика горизонта и вычисляют координаты подспутниковой точки. Указанные измерения проводят два раза и по координатам двух подспутниковых точек и двум измеренным углам определяют местоположение аварийного объекта на поверхности Земли. Для измерения частоты Доплера используют два канала обработки сигналов, в которых принимаемый сигнал преобразуют по частоте с использованием бортового задающего генератора. В первом канале обработки напряжение генератора сдвигают по фазе на 90°, выделяют напряжения разностной частоты, усиливают и ограничивают их по амплитуде и преобразуют в клиппированные напряжения прямоугольной формы. Такого рода напряжение первого канала преобразуют в последовательность коротких положительных импульсов, временное положение которых соответствует моментам перехода напряжения через нулевой уровень с положительной производной. Соседние положительные клиппированные напряжения второго канала инвертируют по фазе на 180° и квантуют указанными короткими положительными импульсами первого канала. Из сравнения квантованных импульсов в цифровой форме определяют доплеровскую частоту. При нулевом ее значении, соответствующем прохождению КА точки траверза, формируют импульс управления для разрешения дальнейшей обработки принимаемого сигнала. Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения малых значений доплеровской частоты и фиксации ее нулевого значения. 3 ил.

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 измеренным углам 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 указанным беззапросным методом используют два канала обработки сигналов, в которых принимаемый сигнал преобразуют по частоте с использованием бортового задающего генератора, причем 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°, указанными короткими положительными импульсами квантуют положительные соседние клиппированные напряжения второго канала обработки, сравнивают их между собой и автоматически в цифровой форме определяют величину доплеровской частоты и ее знак, при нулевом значении доплеровской частоты, соответствующей прохождению космическим аппаратом точки траверза, формируют импульс управления для разрешения дальнейшей обработки принимаемого сигнала.