RU2692418C2 - Spacecraft command and measuring system - Google Patents

Spacecraft command and measuring system Download PDF

Info

Publication number
RU2692418C2
RU2692418C2 RU2017138185A RU2017138185A RU2692418C2 RU 2692418 C2 RU2692418 C2 RU 2692418C2 RU 2017138185 A RU2017138185 A RU 2017138185A RU 2017138185 A RU2017138185 A RU 2017138185A RU 2692418 C2 RU2692418 C2 RU 2692418C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
nku
command
unit
Prior art date
Application number
RU2017138185A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2017138185A (en
RU2017138185A3 (en
Inventor
Андрей Валериевич Мишуров
Владислав Владимирович Евстратько
Сергей Петрович Панько
Original Assignee
Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский федеральный университет"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский федеральный университет" filed Critical Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский федеральный университет"
Priority to RU2017138185A priority Critical patent/RU2692418C2/en
Publication of RU2017138185A publication Critical patent/RU2017138185A/en
Publication of RU2017138185A3 publication Critical patent/RU2017138185A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2692418C2 publication Critical patent/RU2692418C2/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08C—TRANSMISSION SYSTEMS FOR MEASURED VALUES, CONTROL OR SIMILAR SIGNALS
    • G08C17/00—Arrangements for transmitting signals characterised by the use of a wireless electrical link
    • G08C17/02—Arrangements for transmitting signals characterised by the use of a wireless electrical link using a radio link
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04K—SECRET COMMUNICATION; JAMMING OF COMMUNICATION
    • H04K1/00—Secret communication

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Signal Processing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: physics.SUBSTANCE: invention relates to radio engineering and more specifically to command and measurement systems of spacecraft. Non-simultaneous transmission of command and range-finding signals along one and the same communication channel is provided to reduce the bandwidth with respect to the prototype at least twice. Range-finding signal is emitted in time intervals when instructions are not transmitted. At the moment of command transmission, range measurement is stopped, this does not affect measurement accuracy, since change of range to spacecraft is very slow function. In general, this increases noise immunity of command and range signal transmission lines within the framework of the proposed technical solution.EFFECT: technical result consists in improvement of noise immunity of command and range signal transmission lines in control of spacecraft located on geostationary orbit.1 cl, 1 dwg

Description

Настоящее техническое решение относится к области радиотехники и более конкретно, к командно-измерительным системам (КИС) космических аппаратов (КА), и направлено на повышение помехоустойчивости передачи командных и дальномерных сигналов в процессе управления КА, расположенным на геостационарной орбите.The present technical solution relates to the field of radio engineering, and more specifically, to command and measurement systems (EIS) of spacecraft (SC), and is aimed at improving the noise immunity of transmitting command and ranging signals in the process of controlling a spacecraft located in geostationary orbit.

КИС КА предназначена для управления космическим аппаратом и его функциональными подсистемами на всех этапах эксплуатации. Управление режимами работы и функциями КА осуществляется путем передачи из Наземного Комплекса Управления (НКУ) по радиоканалу телекоманд (ТК) и командно-программной информации (КПИ), которая может содержать группу указаний относительно времени и очередности исполнения ТК. По ответному радиоканалу передаются телеметрические данные (ТМ) о состоянии узлов и подсистем КА и выполняемых ими функциях. Кроме того, КИС обеспечивает измерение текущих навигационных параметров (ИТНП) КА, в первую очередь, дальности КА относительно НКУ. Вычисление дальности КА производится в НКУ на основе измерений времени прохождения специального дальномерного сигнала по трассе НКУ-КА-НКУ. Поэтому по восходящему и нисходящему радиоканалам необходимо передавать сигналы от двух не связанных между собой источников информации.KIS KA is designed to control the spacecraft and its functional subsystems at all stages of operation. The operation modes and functions of the spacecraft are controlled by transmitting from the Ground Control Complex (NKU) over the radio channel of telecommands (TC) and command-program information (KPI), which may contain a group of instructions regarding the time and order of execution of the TC. Telemetry data (TM) about the state of the nodes and subsystems of the spacecraft and the functions they perform are transmitted via the response radio channel. In addition, the EIS provides a measurement of the current navigation parameters (ITNP) of the spacecraft, first of all, the distance of the spacecraft relative to the low-voltage switchboard. Calculation of the range of the spacecraft is made in the GCC based on measurements of the time of passage of a special ranging signal along the route NKU-KA-NKU. Therefore, upstream and downstream radio channels need to transmit signals from two unrelated sources of information.

Задача передачи сигналов от нескольких источников традиционно решается с помощью одного из видов уплотнения сигналов, в частности, частотного, когда каждый из сигналов передается на выделенной поднесущей частоте с передачей суммарного сигнала на самостоятельной несущей частоте, как это предлагается, например, в [1]. Недостатком известного решения является невысокая помехоустойчивость, причина чего заключена в широкой полосе частот занимаемых командными и дальномерными сигналами. Это является одной из важных причин низкой помехоустойчивости.The task of transmitting signals from several sources is traditionally solved using one of the types of signal multiplexing, in particular, frequency, when each signal is transmitted on a dedicated subcarrier frequency and transmitting a total signal on an independent carrier frequency, as proposed, for example, in [1]. A disadvantage of the known solution is low noise immunity, the reason for which lies in the wide frequency band occupied by the command and rangefinder signals. This is one of the important reasons for low noise immunity.

Также известна система, описанная в патенте US 006864838 В2, МПК H01Q 3/22, H01Q 3/24, H01Q 3/26 приоритет от 8 марта 2005 «Ranging system and method for satellites (Система и способ измерения дальности спутников)». Система в составе КА и НКУ, содержащего время-измерительный узел, опорный генератор и последовательно соединенные мультиплексор/кодер цифровых сигналов SI, S2 и т.д., модулятор QPSK, повышающий преобразователь частоты, антенный пост, понижающий преобразователь частоты, первый приемник, первый демодулятор, первый декодер, первый процессорный блок, выходом подключенный к первому входу время-измерительного блока, а также последовательно соединенные второй приемник, по входу соединенный с выходом модулятора QPSK, второй демодулятор, второй декодер и второй процессорный блок, выходом подключенного ко второму входу время-измерительного блока, причем выход опорного генератора подключен к третьему входу время-измерительного узла. Под сигналом S1 можно понимать командную, а под сигналом S2 - дальномерную последовательности. Ширина спектра излучаемого сигнала определяется суммарной шириной спектра сигналов SI, S2 и т.д. и не уменьшается даже, если один или несколько сигналов S1, S2 и т.д. равны нулю. Недостаток системы состоит в необходимости широкой полосы частот приемо-передающих трактов, что снижает помехоустойчивость и приводит к увеличению мощности наземного и бортового передатчиков.Also known is the system described in patent US 006864838 B2, IPC H01Q 3/22, H01Q 3/24, H01Q 3/26 priority of March 8, 2005 "Ranging system and method for satellites". The system consists of a spacecraft and a low voltage switchgear containing a time-measuring node, a reference oscillator and a serially connected multiplexer / encoder of digital signals SI, S2, etc., a QPSK modulator, a step-up frequency converter, an antenna post, a step-down frequency converter, first receiver, first a demodulator, a first decoder, a first processor unit, an output connected to the first input of a time-measuring unit, as well as a second receiver connected in series, connected to the output of a QPSK modulator, a second demodulator, a second decoder p and the second processor unit, the output connected to the second input of the time-measuring unit, and the output of the reference generator is connected to the third input of the time-measuring unit. Under the signal S1 can be understood command, and under the signal S2 - rangefinder sequence. The width of the spectrum of the emitted signal is determined by the total width of the spectrum of the signals SI, S2, etc. and does not decrease even if one or several signals S1, S2, etc. are zero. The disadvantage of the system is the need for a wide frequency band of the receiving and transmitting paths, which reduces the noise immunity and leads to an increase in the power of the ground and airborne transmitters.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является структурная схема КИС КА, рекомендованная стандартом CCSDS (Consultative Committee for Space Data Systems. - Международный Консультативный Комитет по космическим системам передачи данных, Псевдошумовые (PN) системы измерения дальности. [2]). На рис. 20, стр. 2-69 приведена структурная схема передатчика наземной станции, на рис. 21, стр. 2-70 - структурная схема бортового приемника КА [2].The closest to the proposed technical solution is the block diagram of the EIS SC, recommended by the standard CCSDS (Consultative Committee for Space Data Systems. - International Advisory Committee on Space Data Transmission Systems, Pseudo Noise (PN) distance measurement systems. [2]). In fig. 20, pp. 2-69 shows a block diagram of a ground station transmitter, in Fig. 21, p. 2-70 is a block diagram of an onboard spacecraft receiver [2].

Известная КИС содержит последовательно соединенные источник команд, преобразователь битовой последовательности источника команд в радиоимпульсы частотой заполнения fs, первый модулятор первой поднесущей частоты, сумматор, аналоговый фазовый модулятор, усилитель мощности НКУ, приемо-передающую антенну НКУ, приемо-передающую антенну КА, а также блок измерения дальности КА, блок формирования дальномерных сигналов, тактовый генератор, блок синхронизации, блок формирования телеметрического пакета, фильтр, формирующий меандр/синус, второй модулятор второй поднесущей частоты, выход которого подключен ко второму входу сумматора, приемник КА, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены управляющий компьютер, коммутатор НКУ, первым входом соединенный с третьим выходом управляющего компьютера, вторым входом соединенный со вторым выходом управляющего компьютера.The well-known ICC contains a serially connected command source, a command source bit sequence converter into radio pulses with a filling frequency f s , a first modulator of the first subcarrier frequency, an adder, an analog phase modulator, a low-voltage switchgear power amplifier, a receiving and transmitting antenna KU, and also KA range measurement unit, range signal generating unit, clock generator, synchronization unit, telemetry package generation unit, filter that generates a square wave / sine, second The second subcarrier modulator, the output of which is connected to the second input of the adder, the receiver KA, characterized in that it additionally introduces a control computer, switch NKU, the first input connected to the third output of the control computer, the second input connected to the second output of the control computer.

Сигналы, поступающие на приемо-передающую антенну НКУ дважды модулированы и должны подвергаться усилению мощности перед излучением в свободное пространство в направлении на КА.Signals arriving at the NKU transmitting-transmitting antenna are twice modulated and must be subjected to power amplification before radiation into free space in the direction of the spacecraft.

Применение двухуровневой модуляции на линиях НКУ-КА и КА-НКУ обусловлено требованием стандарта CCSDS по обеспечению передачи ТК, дальномерных и телеметрических данных. При этом условие непрерывности передачи ТК (КПИ) и измерения дальности не является обязательным [2]. Ширина спектра сигнала на входе аналогового фазового модулятора вычисляется по формуле:The use of two-level modulation on the NKU-KA and KA-NKU lines is due to the CCSDS standard for the transmission of TC, distance measuring and telemetry data. At the same time, the condition of continuity of transmission of TC (CRPD) and measuring the range is not mandatory [2]. The spectral width of the signal at the input of the analog phase modulator is calculated by the formula:

Figure 00000001
Figure 00000001

где: ΔfИТНП - ширина спектра сигнала ИТНП; ΔfТК - ширина спектра сигнала ТК (КПИ).where: Δf ITNP - the width of the signal spectrum ITNP; Δf TC - the width of the signal spectrum TC (KPI).

Ширина спектра сигнала на выходе фазового модулятора:The spectrum width of the signal at the output of the phase modulator:

Figure 00000002
Figure 00000002

Где: Dф - девиация фазы в радианах ([3] страница 105, формула 4.33).Where: Dф - phase deviation in radians ([3] page 105, formula 4.33).

Как видно, фазовая модуляция расширяет спектр сигнала в 2(Dp+1) раз. Например, если девиация фазы равна 1 радиан, то происходит расширение спектра сигнала в 4 раза.As you can see, phase modulation extends the signal spectrum by 2 (Dp + 1) times. For example, if the phase deviation is 1 radian, then the signal spectrum is expanded 4 times.

В известной командно-измерительной системе узлы усиления мощности НКУ и КА, а также приемо-передающие антенны НКУ и КА опущены, будем считать это упущением и включим усилитель мощности под именем «усилитель мощности НКУ», «приемо-передающую антенну НКУ», усилитель мощности КА под именем «усилитель мощности КА» и приемо-передающую антенну КА под именем «приемо-передающая антенна КА» в ограничительную часть формулы изобретения. Кроме того, в техническом решении использованы сигналы частот fнн - несущей частоты нисходящего сигнала от КА к НКУ, fнв - несущая частота восходящего сигнала от НКУ к КА и fоп - частота импульсов опорного генератора, который используется при цифровом измерении длительности интервала времени между импульсами «старт» и «стоп». Сигналы этих частот, как и многие другие вспомогательные, формируются в синтезаторе частот, который здесь не показан, но подразумевается.In the well-known command-measuring system, the power gain nodes of the low-voltage switchgear and the spacecraft, as well as the receiving and transmitting antennas of the low-voltage switchboard and the spacecraft are omitted, we will consider this as an omission and turn on the power amplifier named “power amplifier of the low voltage switchboard”, “receive-transmitting antenna of the low voltage switchboard”, power amplifier KA under the name "KA power amplifier" and KA receiving-transmitting antenna under the name "KA receiving-transmitting antenna" in the restrictive part of the claims. In addition, the technical solution used signals of frequencies f nn - the carrier frequency of the downward signal from the spacecraft to NKU, f nv - the carrier frequency of the rising signal from NKU to KA and f op - frequency of the pulses of the reference generator, which is used in the digital measurement of the duration of the time interval between impulses "start" and "stop". The signals of these frequencies, like many other auxiliary ones, are formed in a frequency synthesizer, which is not shown here, but is implied.

Недостаток известной системы - прототипа - состоит в низкой помехоустойчивости за счет использования, практически, двойной ширины полосы пропускания радиотехнических трактов.The disadvantage of the known system - the prototype - is low noise immunity due to the use of almost double bandwidth radio paths.

Техническим результатом предлагаемого решения является повышение помехоустойчивости передачи командных и дальномерных сигналов за счет уменьшения необходимой ширины полосы частот.The technical result of the proposed solution is to increase the noise immunity of the transmission of command and rangefinder signals by reducing the required bandwidth.

Это обеспечивается за счет разновременной передачи командных и дальномерных сигналов командно-измерительной системы космических аппаратов, содержащей последовательно соединенные модулятор НКУ, усилитель мощности НКУ, приемо-передающую антенну НКУ, а также модулятор КА, усилитель мощности КА, приемопередающую антенну КА, приемник КА, а также блок формирования дальномерного сигнала, последовательно соединенные блок формирования телеметрического пакета, модулятор КА, а также блок измерения дальности, тактовый генератор, блок синхронизации, приемник НКУ по входу соединенный с приемо-передающей антенной НКУ, а по выходу - с блоком синхронизации, выход которого соединен со входом «стоп» блока измерения дальности, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены управляющий компьютер, коммутатор НКУ, первый вход которого соединен с третьим выходом управляющего компьютера, второй вход коммутатора НКУ соединен со вторым выходом управляющего компьютера, а первый выход управляющего компьютера соединен со входом формирователя дальномерного сигнала, первый выход которого подключен к третьему входу коммутатора НКУ, второй выход формирователя дальномерного сигнала соединен со входом «старт» блока измерения дальности, блок поиска ТК и соединенный с ним дешифратор ТК, выходом которого являются ТК или КПИ, исполняемые по функциональному назначению для управления КА, входы блоков поиска команд и дальномерной последовательности параллельно подключены к выходу приемника КА, коммутатор КА, первый вход которого соединен с выходом дешифратора ТК, второй вход соединен с выходом блока поиска дальномерной последовательности, а третий вход подключен к выходу тактового генератора, первый выход коммутатора КА соединен с первым входом блока формирования пакета телеметрии.This is ensured by transmitting command and ranging signals from spacecraft command and measurement systems at different times, containing the NKU modulator connected in series, the NKU power amplifier, the NKU receiving and transmitting antenna, as well as the KA modulator, the KA power amplifier, the KA receiving and transmitting antenna, and also a unit for generating a rangefinder signal, a serially connected unit for the formation of a telemetry package, a KA modulator, and also a unit for measuring the range, a clock generator, a synchronization unit on the input connected to the receiving and transmitting antenna of the GCC, and the output to the synchronization unit, the output of which is connected to the stop input of the distance measuring unit, characterized in that it additionally introduces a control computer, switch NKU, first input which is connected to the third output of the control computer, the second input of the NKU switch is connected to the second output of the control computer, and the first output of the control computer is connected to the input of the ranging signal shaper, the first output of which is connected to the third input of the NKU switch, the second output of the ranging signal shaper is connected to the start input of the range measurement unit, the search block TK and the decoder TK connected to it, the output of which is TC or KPI, executed by the function of controlling the spacecraft, the inputs of the search blocks commands and rangefinder sequence are connected in parallel to the output of the receiver KA, switchboard KA, the first input of which is connected to the output of the decoder TC, the second input is connected to the output of the range finder unit lnosti, and a third input connected to the output of the clock generator, the first output of the AC switch connected to the first input of the telemetry package formation.

На фиг. 1 приведена структурная схема командно-измерительной системы космического аппарата.FIG. 1 shows a block diagram of the command and measurement system of the spacecraft.

КИС КА состоит из наземной части в рамках НКУ и бортовой части в рамках КА и содержит дешифратор команд 1, управляющий компьютер 2, блок поиска команд 3, коммутатор НКУ 4, модулятор НКУ 5, приемник КА 6, блок поиска дальномерного сигнала 7, блок формирования дальномерного сигнала 8, усилитель мощности НКУ 9, приемо-передающую антенну НКУ 10, приемопередающую антенну КА 11, тактовый генератор 12, усилитель мощности КА 13, коммутатор КА 14, блок измерения дальности 15, синхронизатор 16, приемник НКУ 17, модулятор КА 18, блок формирования пакета телеметрии 19.KIS KA consists of ground part within NKU and onboard part within KA and contains a command decoder 1, control computer 2, command search block 3, switch NKU 4, modulator NKU 5, receiver KA 6, range finder signal block 7, formation unit ranging signal 8, power amplifier NKU 9, receiving and transmitting antenna NKU 10, receiving and transmitting antenna KA 11, clock generator 12, power amplifier KA 13, switch KA 14, distance measuring unit 15, synchronizer 16, receiver NKU 17, modulator KA 18, telemetry package generation unit 19.

Работает КИС КА следующим образом.Works KIS KA as follows.

С выхода 3 управляющего компьютера 2 эпизодически или по указаниям оператора поступает импульсный сигнал на вход 1 коммутатора НКУ 4 с целью подготовки к передаче на КА команд или командно-программной информации с выхода 2 управляющего компьютера 2. После переключения коммутатора НКУ 4 с управляющего компьютера 2 на вход модулятора НКУ 5 поступают ТК или КПИ. Сигнал несущей частоты на восходящей линии, обозначенной fHB, подвергается модуляции в модуляторе НКУ 5 и затем, после усиления в усилителе мощности НКУ 9, излучается приемо-передающей антенной НКУ 10 в сторону КА. В моменты времени, когда ТК или КПИ не излучаются, с выхода 1 управляющего компьютера 2 формируется сигнал, переключающий коммутатор НКУ 4 в состояние, соединяющее выход и вход 3 коммутатора НКУ 4. Это необходимо для передачи на КА дальномерного сигнала, формируемого в блоке 8 по соответствующей команде с выхода 1 управляющего компьютера 2. Дальномерный сигнал поступает с выхода 1 блока формирования дальномерного сигнала 8 на вход 3 коммутатора НКУ 4 и модулирует в модуляторе НКУ 5 сигнал несущей частоты на восходящей линии fHB также, как это происходило с командным сигналом. После усиления мощности в блоке 9 дальномерный сигнал, как и в случае командного сигнала, излучается с помощью приемо-передающей антенны НКУ 10 в сторону КА. Сигнал с выхода 2 блока формирования дальномерного сигнала 8 является стартовым для запуска блока измерения дальности 15.From output 3 of the control computer 2, sporadically, or as directed by the operator, a pulse signal is sent to the input 1 of the switch of the GCC 4 to prepare to send commands or command-program information to the KA from the output 2 of the control computer 2. After switching the switch of the GCC 4 from the control computer 2 to input modulator NKU 5 received TC or KPI. The carrier signal on the uplink, designated f HB , is modulated in the modulator NKU 5 and then, after amplification in the amplifier of the NKU 9, is radiated by the receiving-transmitting antenna NKU 10 in the direction of the spacecraft. At times when TC or KPI are not radiated, a signal is generated from output 1 of control computer 2, which switches the switch of the NKU 4 to the state connecting the output and input 3 of the switch of the NKU 4. This is necessary to transmit to the spacecraft the ranging signal generated in block 8 through corresponding to the command from the output 1 of the control computer 2. The ranging signal from the output 1 of the forming unit of the ranging signal 8 to the input 3 of the switch NKU 4 and modulates the signal of the carrier frequency on the uplink f HB in the modulator NKU 5 as well went with a command signal. After amplifying the power in block 9, the ranging signal, as in the case of the command signal, is radiated using the receiving and transmitting antenna of the GCC 10 in the direction of the spacecraft. The signal from the output 2 of the forming unit of the ranging signal 8 is the starting signal for starting the unit for measuring the distance 15.

На стороне КА сигнал, принятый приемо-передающей антенной КА 11 поступает на вход приемника КА 6, к выходу которого параллельно подключены блоки поиска командного сигнала 3 и блок поиска дальномерного сигнала 7. На выходе блока поиска командного сигнала 3 имеет место командная последовательность и КПИ. В дешифраторе команд 1 производится распределение команд по назначению и направление их на исполнение. В блоке поиска дальномерного сигнала 7 выделяется дальномерный сигнал из принятой последовательности, который надлежит возвратить на НКУ для измерения дальности КА относительно НКУ. По специальной, заранее оговоренной команде, поступающей на вход 1 коммутатора КА 14 обеспечивается подключение входа 2 коммутатора КА 14 на его выход с целью подключения к блоку формирования пакета телеметрии 19. В результате этого принятый дальномерный сигнал с выхода блока 7 поиска дальномерного сигнала поступает на блок 19 формирования пакета телеметрии. В этом процессе принимает участие тактовый генератор 12, сигнал которого также проходит на вход блока 19 формирования пакета телеметрии во время передачи дальномерного сигнала с целью единства синхронизации бортовых источников телеметрической информации. Пакет информации с выхода блока 19 формирования пакета состоит из принятого дальномерного сигнала с выхода коммутатора КА 14 и следующей за ним телеметрической составляющей. Возвращаемый на НКУ дальномерный сигнал содержит соответствующий флаг для адекватного распознавания дальномерного сигнала на приемной стороне НКУ.On the side of the KA signal received by the receiving-transmitting antenna KA 11 is fed to the input of the receiver KA 6, the output of which is connected in parallel with the blocks search for the command signal 3 and the search block of the ranging signal 7. At the output of the search block command signal 3 is the command sequence and KPI. In the decoder of commands 1, the teams are distributed according to their purpose and sent to execution. In the search unit for the ranging signal 7, the ranging signal is allocated from the received sequence, which should be returned to the NKU to measure the spacecraft relative to the NKU. A special, previously agreed command arriving at the input 1 of the KA 14 switch provides the connection of the input 2 of the KA 14 switch to its output in order to connect to the telemetry packet generation unit 19. As a result, the received ranging signal from the output of the ranging signal search unit 7 goes to the block 19 forming a telemetry package. The clock generator 12 takes part in this process, the signal of which also passes to the input of the telemetry packet generating unit 19 during the transmission of the ranging signal with the aim of uniformly synchronizing the onboard sources of telemetric information. The information packet from the output of the packet generation unit 19 consists of the received ranging signal from the output of the KA switch 14 and the telemetric component following it. The ranging signal returned to the GCC contains the appropriate flag for adequate recognition of the ranging signal on the receiving side of the GCC.

Сигнал с выхода блока 19 модулирует сигнал несущей частоты fHH на нисходящей линии связи в модуляторе КА 18 и, после усиления в усилителе мощности КА 13, излучается с помощью приемо-передающей антенны КА 11 в сторону НКУ.The output signal from block 19 modulates the signal carrier frequency f HH on the downlink in the modulator KA 18 and, after amplification in the power amplifier KA 13, is radiated using a receiving and transmitting antenna KA 11 in the direction of the OCC.

Нисходящий сигнал с КА, принятый с помощью приемо-передающей антенны НКУ 10, подвергается в приемнике НКУ 17 стандартным процедурам обработки, т.е. усилению, преобразованию с понижением частоты и демодуляции. В блоке 16 синхронизации производится разделение телеметрических и дальномерных сигналов.The downstream signal from the spacecraft, received by the receiving and transmitting antenna of the NKU 10, is subjected in the NKU 17 receiver to standard processing procedures, i.e. amplification, down conversion and demodulation. In block 16 synchronization is the separation of telemetric and ranging signals.

В момент запуска блока формирования дальномерного сигнала 8 по команде с выхода 1 управляющего компьютера 2 дальномерного сигнала производится излучение дальномерного сигнала и включается блок измерения дальности 15 (импульсом «старт»). По сигналу «стоп» с выхода синхронизатора 16 прекращается измерение дальности в блоке измерения дальности 15. Измерение двойной дальности производится путем подсчета количества импульсов опорного генератора fоп совпавших по времени с интервалом прохождения маркерным сигналом пути НКУ-КА-НКУ.At the time of launching the forming unit of the ranging signal 8, a command from the output 1 of the control computer 2 of the ranging signal is used to emit the ranging signal and switch on the measuring unit 15 (by the “start” pulse). The signal "stop" from the output of the synchronizer 16 stops the measurement range in the measurement unit 15. The measurement of double range is performed by counting the number of pulses of the reference generator fop matched in time with the interval of the marker signal of the path NKU-KA-NKU.

Как следует из описанного, ширина занимаемой полосы частот определяется командным сигналом, поскольку дальномерный сигнал излучается в промежутках времени, когда команды не передаются. Это позволяет уменьшить ширину полосы пропускания, как минимум, в два раза, что, соответственно, повышает помехоустойчивость передачи командных и дальномерных сигналов в рамках предложенного технического решения.As follows from the described, the width of the occupied frequency band is determined by the command signal, since the ranging signal is emitted in the intervals when the commands are not transmitted. This allows you to reduce the bandwidth at least twice, which, accordingly, increases the noise immunity of the transmission of command and ranging signals within the proposed technical solution.

Дальность КА в этом случае рассчитывается по формуле:The spacecraft distance in this case is calculated by the formula:

Figure 00000003
Figure 00000003

Где: Тизм - измеряемый интервал времен между импульсами «Старт» и «Стоп», Тнку, Тка - аппаратная задержка сигнала в трактах НКУ и, соответственно, КА.Where: Tizm - measured time interval between the “Start” and “Stop” pulses, Tnku, Tka - hardware signal delay in the low-voltage switchgear and, respectively, the spacecraft.

Суммарное значение Тнку + Тка является величиной постоянной и слабозависящей от условий эксплуатации. Ее легко оценить на этапе испытаний КИС КА и использовать в штатной работе в качестве корректирующего коэффициента.The total value of Tnku + Tk is constant and weakly dependent on operating conditions. It is easy to estimate it at the stage of testing the IC of the spacecraft and to use it in normal operation as a correction factor.

Список литературыBibliography

1. Б. Скляр. Цифровая связь. Москва-С-Петербург-Киев, 2003. с. 6811. B. Sklyar. Digital communication. Moscow-S-Petersburg-Kiev, 2003. p. 681

2. Информационное сообщение CCSDS 414.0-G-0. Зеленая книга, январь 2010 г.2. Informational message CCSDS 414.0-G-0. Green Book, January 2010

3. Баскаков С.И. "Радиотехнические цепи и сигналы" (3-е издание, 2000 год).3. Baskakov S.I. "Radio Circuits and Signals" (3rd edition, 2000).

Claims (1)

Командно-измерительная система космического аппарата, содержащая последовательно соединенные модулятор НКУ, усилитель мощности НКУ, приемо-передающую антенну НКУ, а также модулятор КА, усилитель мощности КА, приемо-передающую антенну КА, приемник КА, а также блок формирования дальномерного сигнала, последовательно соединенные блок формирования телеметрического пакета, модулятор КА, а также блок измерения дальности, тактовый генератор, блок синхронизации, приемник НКУ, по входу соединенный с приемо-передающей антенной НКУ, а по выходу - с блоком синхронизации, выход которого соединен со входом «стоп» блока измерения дальности, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены управляющий компьютер, коммутатор НКУ, первый вход которого соединен с третьим выходом управляющего компьютера, второй вход коммутатора НКУ соединен со вторым выходом управляющего компьютера, а первый выход управляющего компьютера соединен со входом блока формирования дальномерного сигнала, первый выход которого подключен к третьему входу коммутатора НКУ, второй выход блока формирования дальномерного сигнала соединен со входом «старт» блока измерения дальности, а также блок поиска команд и соединенный с ним дешифратор команд, выходом которого являются команды или КПИ, исполняемые по функциональному назначению для управления КА, входы блоков поиска команд и поиска дальномерного сигнала параллельно подключены к выходу приемника КА, коммутатор КА, первый вход которого соединен с выходом дешифратора команд, второй вход соединен с выходом блока поиска дальномерного сигнала, а третий вход подключен к выходу тактового генератора, первый выход коммутатора КА соединен со входом блока формирования телеметрического пакета.The spacecraft command and measurement system containing the NKU modulator connected in series, the NKU power amplifier, the NKU receiving and transmitting antenna, as well as the KA modulator, the KA power amplifier, the KA receiving and transmitting antenna, the KA receiver, and the ranging signal generating unit a telemetry package generation unit, a KA modulator, as well as a range measurement unit, a clock generator, a synchronization unit, a NKU receiver connected to the receiving and transmitting antenna of the NKU at the input, and with the synchronization unit, the output of which is connected to the “stop” input of the range measurement unit, characterized in that it additionally introduces a control computer, a switch NKU, the first input of which is connected to the third output of the control computer, the second input of the switch NKU is connected to the second output of the control computer and the first output of the control computer is connected to the input of the forming unit of the ranging signal, the first output of which is connected to the third input of the switchboard of the low-voltage switchboard, the second output of the forming unit is remote the measured signal is connected to the start input of the range measurement unit, as well as the command search unit and the command decoder connected to it, the output of which are commands or KPI, executed by function for controlling the spacecraft, the inputs of the command search units and the ranging signal search unit are connected in parallel to the output of the receiver KA, switch KA, the first input of which is connected to the output of the command decoder, the second input is connected to the output of the range finder signal block, and the third input is connected to the output of the clock generator, SC he first switch output connected to the input of the telemetry unit forming package.
RU2017138185A 2017-11-01 2017-11-01 Spacecraft command and measuring system RU2692418C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017138185A RU2692418C2 (en) 2017-11-01 2017-11-01 Spacecraft command and measuring system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017138185A RU2692418C2 (en) 2017-11-01 2017-11-01 Spacecraft command and measuring system

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017138185A RU2017138185A (en) 2019-05-06
RU2017138185A3 RU2017138185A3 (en) 2019-05-06
RU2692418C2 true RU2692418C2 (en) 2019-06-24

Family

ID=66430259

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017138185A RU2692418C2 (en) 2017-11-01 2017-11-01 Spacecraft command and measuring system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2692418C2 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2181527C1 (en) * 2000-10-02 2002-04-20 Тульский государственный университет Method and system for serial data transmission and reception
US6864838B2 (en) * 1999-02-08 2005-03-08 Societe Europeenne Des Satellites S.A. Ranging system and method for satellites
RU2518174C2 (en) * 2012-07-02 2014-06-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт прикладной астрономии Российской академии наук Query-based method of measuring radial velocity and position of glonass global navigation system satellite and system for realising said method
RU2570833C1 (en) * 2014-05-15 2015-12-10 Открытое акционерное общество "Спутниковая система "Гонец" Method for low-orbit global satellite communication and system therefor
RU2580055C1 (en) * 2015-01-28 2016-04-10 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" Method of transmitting information in reverse channel of on-board equipment of command-measuring system by quadrature phase modulation of carrier frequency, coded by m-sequence with low-bit codes, and device therefor
RU2623900C1 (en) * 2016-01-15 2017-06-29 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" Device of command-measuring system for the independent information flows receipt

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6864838B2 (en) * 1999-02-08 2005-03-08 Societe Europeenne Des Satellites S.A. Ranging system and method for satellites
RU2181527C1 (en) * 2000-10-02 2002-04-20 Тульский государственный университет Method and system for serial data transmission and reception
RU2518174C2 (en) * 2012-07-02 2014-06-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт прикладной астрономии Российской академии наук Query-based method of measuring radial velocity and position of glonass global navigation system satellite and system for realising said method
RU2570833C1 (en) * 2014-05-15 2015-12-10 Открытое акционерное общество "Спутниковая система "Гонец" Method for low-orbit global satellite communication and system therefor
RU2580055C1 (en) * 2015-01-28 2016-04-10 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" Method of transmitting information in reverse channel of on-board equipment of command-measuring system by quadrature phase modulation of carrier frequency, coded by m-sequence with low-bit codes, and device therefor
RU2623900C1 (en) * 2016-01-15 2017-06-29 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" Device of command-measuring system for the independent information flows receipt

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017138185A (en) 2019-05-06
RU2017138185A3 (en) 2019-05-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2003121538A (en) Method for sharing radio frequency in time-multiplex modulation
US7940743B2 (en) Method and device for the synchronization of radio stations and a time-synchronous radio bus system
CN102882673A (en) Multi-channel high-speed digital-to-analogue converter (DAC) synchronization method
CN209765038U (en) Radar signal and target simulator
RU157114U1 (en) TRANSMISSION MODULE OF ON-BOARD DIGITAL ANTENNA ARRAY
US3154782A (en) System for lengthening the effective range of radar
RU2692418C2 (en) Spacecraft command and measuring system
US20200018840A1 (en) Radar system and method for operating a radar system
CN108226916B (en) Frequency stepping signal speed compensation system based on difference frequency double waveforms
CN106597488B (en) A kind of relay type pseudo satellite, pseudolite clock synchronization system and method based on pilot signal
GB604130A (en) Improvements in or relating to electric pulse communication systems
CN211628026U (en) Remote time service system of observation instrument
US8565293B2 (en) Method for synchronizing a plurality of measuring channel assemblies and/or measuring devices, and appropriate measuring device
RU152358U1 (en) ON-BOARD RADAR STATION
GB958960A (en) Improvements in or relating to radar systems
JP2011080794A (en) Pulse radar device
RU2571731C2 (en) Method of transmitting telemetric and video information with radio link frequency-time multiplexing and analogue-digital method for frequency (phase) modulation of carrier frequency and device therefor
RU2809552C1 (en) Multichannel radio communication device
US3502989A (en) Receiver employing correlation techniques
CN113466858B (en) Information processing method and device and storage medium
US3444554A (en) Arrangements for eliminating fixed echoes
RU2702622C1 (en) Radio communication system with movable objects
JPS61124881A (en) Synthetic aperture radar transmitter-receiver
CN109617632B (en) Device for testing ionized layer scattering signal level based on FFT
RU2625171C2 (en) System for measuring spacecraft distance

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191102

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20210118