Результат интеллектуальной деятельности: Способ автономного управления строем космических аппаратов

Изобретение относится к области средств наблюдения или слежения за полетом космических аппаратов (КА) и может быть использовано для автономного управления строем космических аппаратов. Примером таких ситуаций может служить формирование и практическое использование распределенных в пространстве упорядоченных структур космических аппаратов для решения задач дистанционного зондирования Земли с использованием оптических средств или средств радиолокации.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2012104591/11, МПК B64G, 2012 год «Метод точного позиционирования и мониторинга подвижных объектов» (В. Заренков, Д. Заренков, В. Дикарев, Б. Койнаш). Метод основан на использовании спутниковой навигации, позволяет определять мобильные координаты объекта и управлять объектом в полете. Метод реализуется с использованием системы технических средств, включающей навигационные космические аппараты, станции коррекции, аппаратные средства телевизионного центра, аппаратные средства космической связи, аппаратные средства контролируемого подвижного объекта и станции контроля за космическим полетом. Все перечисленные средства функционируют одновременно с использованием специально разработанных алгоритмов. Технический результат - высокая надежность и точность дискретных сигналов, которыми обмениваются телевизионные центры и космические объекты, что, в свою очередь, обеспечивает высокую точность позиционирования и мониторинга подвижных объектов. К недостаткам метода следует отнести высокую сложность его реализации.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2008133984/09, МПК B64G 4/00, 2008 год «Устройство контроля относительного(ых) положения(ий) путем измерений мощности для космического аппарата группы космических аппаратов при полете строем» (Френкиель Ролан (FR), Мелен Кристиан (FR)), предназначенное для управления космическими аппаратами при их перемещении строем. Устройство осуществляет контроль относительных положений космических аппаратов по отношению друг к другу и содержит:

- комплекс, по меньшей мере, из трех приемоизлучающих антенн, установленных на, по меньшей мере, трех сторонах разного направления относительно данного космического аппарата, и способных излучать/принимать радиочастотные сигналы;

- средства измерения, предназначенные для определения мощности сигналов, принимаемых каждой из антенн, и выдачи совокупностей мощностей, каждая из которых связана с одним из космических аппаратов группы, расположенных вокруг данного космического аппарата;

- запоминающие средства, предназначенные для хранения совокупностей картографических данных, каждая из которых характеризует нормализованные мощности сигналов, принятых каждой из антенн в зависимости от выбранных направлений передачи;

- средства обработки, предназначенные для сравнения каждой совокупности мощностей, выдаваемой средствами измерения, с совокупностями хранящихся картографических данных.

В результате работы устройства определяется каждое из направлений передачи сигналов, излучаемых другими космическими аппаратами группы по отношению к системе координат, привязанной к данному космическому аппарату. Техническим результатом использования рассматриваемого способа является обеспечение позиционирования группы космических аппаратов относительно друг друга с точностью, необходимой для совместного выполнения задания. К недостаткам устройства следует отнести необходимость размещения на борту КА радиопередающей аппаратуры, что увеличивает массу и габаритные характеристики космического аппарата и требует дополнительных затрат бортовой энергетики.

Известно защищенное патентом изобретение - аналог: заявка №2013136260/11, патент №2558959, МПК B64G 1/10, 1/24, 2013 год «Способ мониторинговой коллокации на геостационарной орбите» (Афанасьев С.М., Анкудинов А.В., Мухин В.А., Юксеев В.А.), предназначенный для управления движением группы (кластера) КА, преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными. Сумма эксцентриситетов орбит должна составлять ~ 0,0004, а наклонение орбиты МКА относительно орбиты СКА - не менее (14-15) угловых секунд. С этой целью проводят регулярные коррекции для удержания концов (фазовых) векторов наклонения и эксцентриситета в требуемых областях прицеливания. Кроме того, корректируют долготы (периоды обращения) так, чтобы начало осей координат (отклонений вдоль орбиты и по радиусу-вектору) совпадало в заданных пределах с центром эллипса дистанцирования от СКА. Переопределяют центры областей прицеливания при корректировке стратегии управления движением центра масс СКА. При снижении уровня приема на МКА излучения антенн, установленных на СКА, переходят в режим приема информации для СКА с наземных антенн. В случае уверенного приема на МКА сигналов указанных антенн СКА осуществляют непосредственный круглосуточный мониторинг СКА двумя МКА. Данные МКА установлены на диаметрально противоположных сторонах указанного эллипса дистанцирования. Техническим результатом изобретения является удержание КА на рабочей позиции без помех другим КА и мониторингу СКА. Недостатком способа является необходимость перехода в режим приема информации для СКА с антенн наземных комплексов управления (НКУ) при снижении уровня приема на МКА излучения антенн, установленных на СКА, что исключает возможность работы группы КА в автономном режиме.

Известно изобретение - аналог: патент №2619168, МПК B64G 3/00, 2015 год, «Способ определения направления на активный объект, преднамеренно сближающийся с космическим аппаратом» (Яковлев М.В., Яковлева Т.М., Яковлев Д.М.), согласно которому принимают сигналы, излучаемые приближающимся активным объектом, измеряют амплитуду и выполняют обработку принимаемых сигналов. Для приема сигналов применяют детекторы плоской формы. Детекторы располагают на поверхности сферической оболочки ортогонально радиус-вектору из центра сферической оболочки к точке касания с детектором. Внутри сферической оболочки помещают материал - поглотитель излучения. Направление на активный приближающийся объект определяют по радиус-вектору, направленному на детектор с максимальной амплитудой регистрируемого сигнала. Недостатком способа является невозможность определения расстояния до источника оптических сигналов.

Известен защищенный патентом на изобретение - прототип: патент №2600039, заявка №2015121470/11, МПК B64G 1/36, 21/00, 2015 год «Способ определения положения объекта преимущественно относительно космического аппарата и система для его осуществления» (Бронников С.В., Рожков А.С., Поздняков П.А., Рулев Д.Н., Волоховский Д.А., Привалов Ю.А., Набок А.А.). В данном способе определяют параметры относительного положения излучателей инфракрасных импульсных сигналов, осуществляют формирование управляющих воздействий на излучатели, осуществляют измерение параметров, генерируемых позиционно-чувствительными детекторами инфракрасного излучения. По измеренным значениям параметров определяют значения координат местоположений излучателей в базовой системе координат. Система определения положения объекта включает оптические системы, блоки задания параметров оптических систем, определения параметров положения объекта, средства сопряжения радиоустройств с блоками излучателей инфракрасных сигналов, блоки позиционно-чувствительных детекторов инфракрасного излучения, блоки формирования данных приема инфракрасных сигналов, средства сопряжения радиоустройств с блоками формирования данных приема инфракрасных сигналов, радиоприемо-передающие устройства, блок формирования команд управления излучением и приемом инфракрасных сигналов. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение определения положения объекта с подвижными частями. Недостатком способа-прототипа является невозможность его использования для управления строем космических аппаратов, что следует из отсутствия в формуле изобретения признаков воздействия на движение декларируемых в изобретении объектов до достижения ими пространственной структуры с заданными характеристиками.

Целью предполагаемого изобретения является автономное управление строем космических аппаратов.

Указанная цель достигается в заявляемом способе автономного управления строем космических аппаратов, согласно которому на космических аппаратах устанавливают приемно-передающие радиотехнические устройства, излучатели и приемники оптических сигналов, позиционно-чувствительный приемник оптических сигналов ведущего космического аппарата выполняют в виде набора плоских детекторов, расположенных на поверхности сферической оболочки, измеряют, запоминают и обрабатывают оптические сигналы. Ориентируют лазерные излучатели ведомых космических аппаратов на позиционно-чувствительный приемник ведущего космического аппарата. По показаниям сигналов оптического излучения, принятого позиционно-чувствительным приемником на борту ведущего космического аппарата и одновременно отраженного от поверхности плоских детекторов и принятого на борту ведомых космических аппаратов, регулируют относительное движение и положение ведомых космических аппаратов в составе строя. По радиокомандам ведущего космического аппарата корректируют расстояние между ведущим космическим аппаратом и ведомыми космическими аппаратами до достижения требуемых характеристик строя.

Обоснование реализуемости и практической значимости заявляемого способа заключается в следующем.

Термин «позиционно-чувствительный» связан с особенностями конструкции приемника, в котором детекторы расположены на поверхности сферической оболочки ортогонально радиус-вектору из центра сферической оболочки к точке касания с детектором. Каждый из детекторов регистрирует излучение в пределах телесного угла 2π, при этом амплитуда сигнала пропорциональна косинусу угла падения луча на поверхность детектора. Поэтому нормаль к поверхности детектора с максимальной амплитудой сигнала указывает направление на источник излучения. Погрешность измерений определяется величиной телесного угла, равного отношению площади детектора к квадрату радиуса сферической оболочки, на которой он расположен.

Оптическим сигналам присваивают характерный признак ведомого КА, что обеспечивает их распознавание позиционно-чувствительным приемником и последующую раздельную обработку вычислительными средствами ведущего КА. Положение позиционно-чувствительного приемника фиксируют по отношению к собственной системе координат ведущего КА. Излучатели и приемники оптических сигналов ведомых КА монтируют совместно на поворотных шарнирных устройствах, обеспечивающих изменение направления лазерного излучения в пределах угла 2π стерадиан. Расположение поворотных шарнирных устройств в конструкции ведомых КА определяют с учетом технологии разведения КА в процессе выведения на заданную орбиту и требований к геометрии строя КА для выполнения целевых задач.

В начале функционирования методом сканирования ориентируют лазерные излучатели ведомых КА на позиционно-чувствительный приемник ведущего КА из условия регистрации максимума сигнала оптического излучения, отраженного от поверхности плоских детекторов и принятого на борту ведомых КА. Для повышения оперативности поиска варьируют углом расходимости лазерного пучка.

По сигналам оптического излучения, принятого на ведущем КА и одновременно отраженного от поверхности плоских детекторов и принятого на ведомых КА, управляют относительным движением ведомых КА в составе строя и одновременно регулируют ориентацию установленных на них лазерных излучателей.

По командам вычислительного устройства ведущего КА, передаваемым по радиоканалу, формируют заданное пространственное расположение ведомых КА путем изменения состава детекторов позиционно-чувствительного приемника, регистрирующих максимальную амплитуду сигнала оптического излучения от ведомых КА. Указанный процесс продолжают до появления максимальной амплитуды сигнала в детекторах позиционно-чувствительного приемника, ориентация которых отвечает заданным направлениям на ведомые КА в составе строя. Далее по сигналам оптического излучения, отраженного от поверхности плоских детекторов и принимаемого на борту ведомых КА, и радиокомандам ведущего КА корректируют расстояние между ведущим КА и ведомыми КА до значений, заданных в требованиях по характеристикам строя.

Заявляемый способ обеспечивает автономное управление группой КА без привлечения спутниковых навигационных систем и наземных комплексов управления, что определяет его преимущества и практическую значимость по сравнению с заявками-аналогами №№2012104591/11, 2013136260/11. Излучатели зондирующих сигналов и позиционно-чувствительный приемник работают в оптическом диапазоне спектра, что обеспечивает снижение весогабаритных характеристик бортовой аппаратуры в сравнении с радиотехническими системами в заявке №2008133984/09.

Таким образом, техническая возможность реализации заявляемого способа автономного управления строем космических аппаратов и его практическая значимость не вызывают сомнений.