Способ представления световых изображений на небесной сфере

 

Изобретение относится к рекламе. Цель повышение качества видеоизображения, эффективности и оперативности доставки видеоинформации массовому потребителю, уменьшение энергетики на создание и удержание необходимой конфигурации видеоизображения и возможность создания видеоизображения в безвоздушном пространстве. Сущность изобретения: запуск отображающих объектов в транспортном состоянии на траекторию полета в заданную область пространства над поверхностью притягивающего небесного тела; последующее перемещение объектов на траектории группового полета в этой области путем сообщения им импульсов скоростей и отклонений координат, реализующих запрограммированное размещение проекций объектов на небесную сферу; перевод объектов в рабочее состояние, соответствующее их зрительному восприятию, и поддержание объектов в этом состоянии на заданном интервале времени. Запуск и перемещения объектов осуществляют на космические траектории с размещением по крайней мере одного участка каждой из траекторий в космическом вакууме. Импульсы скоростей и отклонения координат, а также перевод объектов в рабочее состояние производят в этом же вакууме. 2 з. п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к рекламе и позволяет решить задачу повышения качества видеоизображения, эффективности и оперативности доставки видеоинформации массовому потребителю, уменьшить затраты энергетики (топлива) на создание и удержание необходимой конфигурации видеоизображения, а также позволяет создавать видеоизображения в безвоздушном пространстве.

На фиг.1 изображен схематично полет отображающих объектов и их наблюдение при демонстрации видеоизображения; на фиг.2 пример реализации способа при использовании баллистической траектории полета объектов; на фиг.3 это фиг.1 с реализацией круговых околопланетных орбит.

Способ представления светового изображения на небесной сфере заключается в следующем.

Отображающие объекты 1 в транспортном состоянии запускают из точки запуска 2 с помощью летательного аппарата 3 известной конструкции, в качестве которого может использоваться, например, космическая ракета-носитель типа "Союз", "Титан", и др. межконтитентальная балластическая ракета типа ""СС-20", "Минитмен" и др. многоразовая космическая система типа "Шаттл", "Энергия-Буран" и др.

Объекты 1 по траектории 4 запуска выводят на космическую траекторию 5 полета относительно притягивающего небесного тела 6, в качестве которого может быть Земля, Марс, Луна и т.д.

Запуски объектов 1 могут производить с поверхности притягивающего тела 6 или с борта орбитального спутника-станции, находящегося на орбите вокруг тела 6 (например, станции типа "Мир"), или с поверхности другого небесного тела (например, с поверхности Земли к Луне или наоборот) и т.п.

Траектория 4 запуска объекта 1 заканчивается в точке 7 при достижении заданных параметров движения, соответствующих космической траектории 5. Точка 7 может находиться как в атмосфере 8, окружающей притягивающее тело 6, так и за границей 9 атмосферы 8, т.е. в области 10 космического вакуума. При этом под областью космического вакуума подразумевается область космического пространства, в частности вблизи притягивающего тела 6, в которой влияние имеющихся в ней газовых молекул, атомов или ионов на движение объектов либо пренебрежимо мало, либо практически отсутствует. Например, граница 9 области 10 может определяться величиной давления газа в ней менее 10^-5 Па (сверхвысокий вакуум), менее 0,1 Па (высокий вакуум) и т.д.

Для Земли область 10 космического вакуума имеет атмосферную границу 9, высота которой от поверхности Земли задается в зависимости от постановки задачи формирования траектории полета (при спуске с орбиты высота границы 9 атмосферы принимается 100-120 км).

Космическая траектория 5 реализуется в виде оскулирующей орбиты эллиптического типа вокруг притягивающего тела 6. Полет объектов 1 по траектории 5 может проходить под действием возмущающих ускорений (относительно кеплерова движения в центральном гравитационном поле тела 6), обусловленных внешними естественными факторами: неоднородность гравитационного поля, аэродинамическое сопротивление, электромагнитное взаимодействие, световое давление и т.д. а также под действием управляемых реактивных сил.

После полета отображающих объектов 1 в течение некоторого времени по космической траектории 5 с нее в точке 11 объекты 1 начинают перемещения 12 на космические траектории 13 группового полета, заканчивая перемещения в точках 14. В процессе перемещений объектам 1 сообщают импульсы скорости и отклонения координат относительно начальной космической траектории 5.

Космические траектории 13 группового полета объектов 1 также, как и траектория 5, реализуются в виде оскулирующих орбит эллиптического типа, у которых по крайней мере один участок размещен в области 10 космического вакуума.

При полете объектов 1 по траекториям 13 в точках 15 их переводят в рабочее состояние. Точки 15 при этом размещены в области 10 космического вакуума и расположены в ней так, что отображающие объекты 16 в рабочем состоянии входят в заданную область 17 пространства над поверхностью 18 притягивающего небесного тела 6, расположенной в окрестности пункта 19 наблюдения.

Границами области 17 являются небесная сфера 20 в пункте 19 наблюдения и поверхность 18. Другими границами этой области могут быть плоскость 21 начала и плоскость 22 окончания наблюдения объектов с поверхности 18, а также поверхности 23, 24, перпендикулярные поверхности 18 и проходящие через граничные линии поверхности 18 так, что они лежат по разные стороны от трасс 25 проекций 26 отображающих объектов 16 на небесную сферу 20.

Проекции 26 отображающих объектов 16, перемещаясь на небесной сфере 20 по трассам 25, динамически реализуют при этом в назначенные моменты времени запрограммированное взаимное размещение заданную конфигурацию видеоизображения благодаря соответствующим параметрам космических траекторий 13 группового полета, полученным в результате перемещений 12 на эти траектории с начальной траектории 5.

Отображающие объекты 16 в рабочем состоянии обладают светотехническими характеристиками, соответствующими их зрительному восприятию наблюдателями, находящимися на поверхности 18 небесного тела 6, в видимом диапазоне световых волн на естественном фоне небесной сферы 20, на которой также наблюдаются проекции 27 звезд, проекция 28 естественного спутника небесного притягивающего тела 6 и другие небесные объекты.

В качестве отображающих объектов 16 могут быть искусственные космозольные образования (например, облака ионов бария, цезия и т.п.), светящиеся под действием светового потока 29 от центрального светила-звезды типа Солнца. Отображающие объекты 16 могут быть реализованы и в виде крупногабаритных пленочных отражателей, ориентируемых под соответствующим углом и световому потоку 29. Возможны и иные варианты конструктивного исполнения объектов 16, которые в любом случае должны поддерживаться в рабочем состоянии по крайней мере на заданном интервале времени наблюдения в процессе движения в области 17 пространства. Поддержание объектов 16 в рабочем состоянии может состоять либо в периодическом вводе в пространство новых порций космозольных образований (взамен образований, разрежающихся под действием начальных скоростей разлета частиц космозоля в вакууме), либо в развороте отражательной поверхности, либо в ином действии, соответствующем конкретному конструктивному исполнению объекта 16.

Для получения наилучших условий наблюдения в некоторых случаях время ввода объектов 16 в область 17 пространства наблюдения целесообразно назначать тогда, когда поверхность 18 в районе наблюдения находится на теневой стороне 30 притягивающего тела 6 вблизи линии 31 терминатора. Этому положению соответствуют интервалы времени после заката или перед восходом центрального светила. Однако, в других случаях исполнения объектов 16 эти условия не являются обязательными, как, например, когда это техническое исполнение гарантирует их высокую яркость на естественном фоне небесной сферы 20 по сравнению с небесными телами 27, 28, находящимися вблизи трассы 25.

Следует отметить, что отображающие объекты в транспортном состоянии могут запускаться на траекторию 5 как одним летательным аппаратом 3, так и несколькими одновременно, либо с определенными интервалами между запусками. Перемещения 12 этих объектов 1 на траектории 13 группового полета в заданную область 17 пространства могут также производиться либо с одновременным их началом, либо путем последовательного перехода аппарата 3 с одной траектории 13 на другую с соответствующим отделением очередного объекта 1 от аппарата 3 при наборе необходимо импульса скорости и отклонений координат. При этом каждый аппарат 3 перемещает объекты 1 своей группы, в результате чего формируется необходимое количество траекторий 13 группового полета для всех объектов, необходимых для создания и демонстрации видеоизображения.

Аналогично возможны различные случаи технического исполнения перевода объектов 1 из транспортного состояния в объекты 16 в рабочем состоянии. Такой перевод, реализуемый в точках 15, может производиться либо одновременно, либо последовательно по времени, может выполняться как до входа объектов в заданную область 17 пространства, так и после входа в нее, что в принципе, определяется требуемой длительностью наблюдения и техническим исполнением отображающих объектов.

Отметим также, что траектории 13 группового полета отображающих объектов могут представлять собой настильные или навесные (либо вертикальные) траектории 32 (фиг. 2) баллистического полета по дуге эллиптической орбиты с входом в атмосферу 8 небесного тела 6, а при отсутствии атмосферы с падением на поверхность этого тела. При реализации таких траекторий 32 точки 15 перевода объектов 1 в рабочее состояние могут быть расположены на границе 9 атмосферы 8, где условием перевода объектов 1 в рабочее состояние может быть достижение заданного уровня перегрузки или температуры в результате аэродинамического торможения.

Предложенный способ позволяет повысить качество видеоизображения, увеличить суммарную площадь поверхности района наблюдения, повысить эффективность и оперативность информирования массового потребителя видеоинформации, уменьшить необходимые удельные затраты энергетики (топлива) для перемещений отображающих объектов на траектории группового полета и их поддержания в рабочем состоянии.

Когда космическая траектория 5 реализуется в виде орбиты 33 искусственного спутника притягивающего небесного тела 6, перицентр 34 размещают в области 10 космического вакуума. Перемещения 12 отображающих объектов в этом варианте осуществляют, сообщая им векторы импульсов 35 скоростей V относительно орбиты 33 в одной и той же плоскости 36. Плоскость 36 перпендикулярна плоскости 37 орбиты 33 и проходит через подвижную точку 11 начала перемещений объектов, находящуюся на орбите 33. При этом плоскость 36 образуется как пересечение текущего радиуса 38 орбиты 33 и в точке 11 бинормали 39 к плоскости 37 орбиты 33.

В этой плоскости координатная ось Y является продолжением текущего радиуса 38, а ось Z направлена по бинормали 39 к орбите. Перпендикулярно этим осям направлена ось Х, совпадающая с трансперсалью 40 орбиты 33.

Из теории космического полета следует, что если векторы импульсов 35 скоростей V сообщают в одной и той же плоскости и при этом отклонения координат относительно орбиты 33 пренебрежимо малы, то отображающие объекты 16 будут в любой момент времени находиться в одной плоскости 41, а координатные точки 42 концов векторов импульсов 35 скоростей, исходящих из подвижной точки 11, образуют конфигурацию точек, конформную (подобную) конфигурации центров отображающих объектов 16, находящихся в плоскости 41. Это теоретически записывается в виде математических формул < V_i,(V_jV_k)>= 0 где _i,_j,_k,_s векторы положений i-го, j-го К-го и S-го объектов 16 в указанной подвижной системе координат xyz с центром в точке 11 для произвольного момента времени t; V_i, V_j, V_к, V_s векторы импульсов 35 скоростей соответствующих объектов в момент времени t_o; i j ,n; k ,n; S= ,n; i j k; n количество объектов 16, A_v (t, t_o) клеточная (блочная) матрица, размерности 3х3 в фундаментальной матрице решений системы дифференциальных уравнений, описывающих движение единичного объекта относительно системы отсчета xyz (2).

При сообщении импульсов 35 скоростей V в указанной выше плоскости 36 вековые уходы объектов 16 относительно подвижной точки 11 отсутствуют, т.е. объекты 16 в движении по траекториям 15 группового полета с постоянным периодом времени, равным периоду обращения вокруг тела 6 по орбите 33, проходят последовательно через одни и те же точки, повторяя одну и ту же плоскую конфигурацию центров с варьируемым по времени масштабом. Проекции этой плоскости конфигурации центров отображающих объектов 16 на небесную сферу 20 в пункте 19 наблюдения в соответствии с математическими преобразованиями дают видеоизображение, конформное этой конфигурации центров и, следовательно, конформное конфигурации точек 42 векторов импульсов 35 скоростей V. Отметим при этом, что плоскость 41 образует угол с осью Х, т.е. вообще говоря, с плоскостью местного горизонта, образуемого осями Х, Y.

Изложенные действия позволяют в данном варианте способа повысить качество видеоизображения, увеличить суммарную площадь поверхности района наблюдения, повысить эффективность и оперативность информирования, уменьшить удельные затраты энергетики (топлива).

В варианте способа, когда космическую траекторию, на которую запускают объекты 1, реализуют в виде круговой орбиты 33 (фиг.3) искусственного спутника притягивающего тела 6, перемещения 12 производят одновременно из одной подвижной точки 11 начала перемещений, удаленной на угловой дальности ₁ или ₂ от назначенного пункта 19 наблюдения. Значение угловой дальности составляет четверть витка круговой орбиты 33, причем при положительной угловой дальности ₁ время подлета объекта к пункту 19 наблюдения составит четверть периода обращения, а при отрицательной угловой дальности ₂ три четверти периода обращения по орбите 33.

В данном варианте достигается повышение качества изображения в уменьшение удельных затрат энергетики (топлива) благодаря стабильности параметров круговой орбиты 33, лежащей в области 10 космического вакуума.

Как уже отмечено, наилучшие условия наблюдения отображающих объектов 16 могут достигаться, когда объекты освещены световым потоком 29, а район наблюдения находится за линией 31 терминатора в области 30 тени.

Поэтому объекты 16 целесообразно поддерживать в рабочем состоянии на освещенных центральным светилом участках космических траекторий 15 группового полета. А в случае реализации способа на низких околоземных орбитах могут быть использованы солнечносинхронные орбиты, не имеющие теневых участков 43 (фиг. 3) благодаря постоянному отслеживанию плоскостью прецессирующей орбиты заданного угла относительно направления солнечного светового потока 29.

Таким образом, в предлагаемом способе и вариантах его реализации, часть которых изложена выше, решена задача повышения качества изображения видеосигналов, увеличения суммарной площади наблюдения видеоинформации, повышения эффективности и оперативности информирования, уменьшения удельных затрат энергетики (топлива), а также задача обеспечения реализации способа в безвоздушном пространстве.

Реализация предлагаемого способа возможна в ракетно-космической технике с использованием известных технических устройств, например, ракет-носителей типа "Союз", "Зенит", "Титан", многоразовых космических транспортных систем типа "Шаттл", "Энергия-Буран", баллистических межконтинентальных ракет типа "СС-20", "Минитмен", МХ. В качестве отображающих объектов могут быть использованы бариевые, цезиевые или другие облака (3), получаемые при выбросе этих веществ (массой десятки кг) в космическом пространстве, либо крупногабаритные отражатели света пленочного типа (4, 5), либо какого-либо иного конструктивного исполнения, имеющие достаточную яркость для их зрительного восприятия. Например, пленочный отражатель диаметром 200 м, помещенной на околоземной орбите высотой 1000 км имеет яркость 300 полных лун, а не высоте 4000 км 30 полных лун. Масса такого отражателя может составлять 300-500 кг.

Количество отображающих объектов определяется содержанием информации и может составлять от нескольких десятков до сотен и более штук в одном видеизображении, в котором отображающий объект является, по существу, точкой-пикселом идентично тому, как это имеет место при мониторе компьютера или жидкокристаллическом индикаторе электронного калькулятора.

Формула изобретения

1. СПОСОБ ПРЕДСТАВЛЕНИЯ СВЕТОВЫХ ИЗОБРАЖЕНИЙ НА НЕБЕСНОЙ СФЕРЕ, включающий размещение источников светового потока, соответствующих фрагментам светового изображения, на траекториях совместного группового полета с запрограммированием взаимного их положения относительно друг друга и пункта наблюдения в заданные моменты времени и обеспечение заданной яркости свечения источникам светового потока в соответствии с их спектральными характеристиками путем направления световых потоков от них на пункт наблюдения, отличающийся тем, что траекториями совместного группового полета являются орбиты с одинаковым периодом обращения вокруг планеты, трассы которых проходят одновременно через зоны видимости назначенных пунктов наблюдения для обеспечения требуемой периодичности представления светового изображения над определенными широтными районами планеты и наблюдаемой целостности изображения, при этом световые потоки от источников к наблюдателю ориентируют синхронно при движении по орбитам искусственных спутников относительно направления наблюдения источников световых потоков.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что размещение источников световых потоков производят в одной плоскости, перпендикулярной плоскости промежуточной орбиты искусственного спутника, с соблюдением условия одновременности прохождения трасс орбит каждого источника светового потока через зону видимости пункта наблюдения.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что производят размещение источников световых потоков с образованием пространственно-разнесенной на орбитах матричной структуры и осуществляют заданную яркость свечения источникам световых потоков, соответствующим требуемому световому изображению для заданного пункта наблюдения.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3