RU2318188C1 - Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов - Google Patents
Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2318188C1 RU2318188C1 RU2006125701/28A RU2006125701A RU2318188C1 RU 2318188 C1 RU2318188 C1 RU 2318188C1 RU 2006125701/28 A RU2006125701/28 A RU 2006125701/28A RU 2006125701 A RU2006125701 A RU 2006125701A RU 2318188 C1 RU2318188 C1 RU 2318188C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- orientation
- orbit
- navigation
- stars
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к бортовой системе управления космическими аппаратами (КА) для автономной оценки орбиты и ориентации корпуса КА. Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов заключается в компьютерном расчете положения в трехмерном пространстве орта радиус-вектора опорной (расчетной, априори полагаемой) орбиты, жестком закреплении оптико-электронного прибора на корпусе КА и измерении в нем координат и яркости звезд, попавших в поле зрения в моменты навигационных сеансов. Технический результат: увеличение числа решаемых задач, расширение возможностей среды применения способа для любых орбит, уменьшение количества измерительных приборов и массогабаритных характеристик бортовой системы управления КА. 2 ил.
Description
Изобретение относится к бортовой системе управления космическими аппаратами для автономной (не зависящей от наземного комплекса управления - НКУ) оценки орбиты и ориентации корпуса КА.
Известны способы автономной навигации, применяемые как на пилотируемых, так и беспилотных КА. Первый способ был реализован на пилотируемых станциях "Салют". Он включал в себя измерение моментов восхода (захода) звезд за горизонт планеты при орбитальном движении станции. С целью увеличения точности навигации дополнительно измерялась скорость перемещения относительно наземных радиотехнических маяков и высота полета. Теоретические основы этой системы изложены в статье Ю.Н.Зыбина "Об одном методе автономной навигации искусственных спутников" (журнал "Космические исследования", т.VII, вып.2, 1969 г.). Второй способ применялся на аппаратах 11 Ф624 и заключался в измерении зенитных расстояний двух звезд с помощью двух астровизирующих устройств (АВУ) и радиотехнического построителя местной вертикали. Дополнительно для измерения высоты полета построитель местной вертикали снабжался еще одним приемно-передающим устройством. Этот способ описан в книге "Математическое и программное обеспечение системы автономной навигации КА 11 Ф624", под редакцией Ю.Г.Антонова и С.И.Маркова, МО СССР, 1986 г.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению следует считать второй способ, который принят за прототип. Общим признаком прототипа и заявляемого способа является наличие на борту двух оптико-электронных устройств. Кроме указанных устройств в известном способе используется радиотехнический построитель вертикали, работа которого ограничивается высотой полета порядка 500 км. Этот построитель необходим потому, что для решения навигационной задачи кроме направления на бесконечно удаленную звезду требуется иметь второе направление, связанное именно с орбитальным движением КА.
Алгоритм работы АВУ построен на совмещении оптической оси визира с изображением заданной НКУ звезды. Для этого АВУ помещается в карданов подвес.
Недостатком известного способа является вынужденный разнос по корпусу КА мест расположения карданова подвеса и крепления построителя вертикали, что снижает точность измерения зенитного расстояния звезды из-за температурных деформаций корпуса КА. Для поддержания точности навигации дополнительно измеряется высота полета над Мировым океаном. Однако количество измерений из-за сдвига следа орбиты по поверхности Земли меняется со временем. Кроме того, количество измерений зависит и от наклона орбиты. Работоспособность радиотехнического высотомера, как отмечалось, ограничивается высотой полета КА. В результате для поддержания требуемой точности определения орбиты необходима периодическая коррекция со стороны НКУ информации автономной системы, то есть такая система фактически автономна лишь частично, что признают и ее разработчики. Кроме того, с помощью построителя местной вертикали грубо (с точностью до нескольких десятков угловых минут) определяют только два угла ориентации корпуса (тангаж и крен) и не определяют угол рыскания. В результате ориентация КА не может быть определена полностью и с достаточно высокой точностью.
Целью данного изобретения является повышение точности навигационных оценок и получение полных оценок ориентации при уменьшении массогабаритных характеристик бортовой системы управления КА, а также расширение среды применения данного способа автономной навигации и ориентации для КА на любых орбитах (до высот геостационара и более и любых наклонений).
Предложенный способ состоит в том, что вместо АВУ используют оптико-электронный прибор (ОЭП), позволяющий не только визировать звезду, но и измерять приборные координаты звезд, попавших в поле зрения прибора, а радиотехнический построитель вертикали заменяют компьютерным расчетом орта радиус-вектора опорной (априори полагаемой) орбиты. Этот орт выступает в качестве линии, связанной с орбитальным движением КА, и позволяет рассчитать зенитное расстояние звезды.
При жестком креплении ОЭП на корпусе КА и отслеживании системой стабилизации КА, хотя бы грубо (в пределах ±5°), направления на центр планеты, возможно решить совместно задачи навигации и ориентации.
В этом случае в координатах рабочей звезды (то есть наиболее яркой из звезд, попавших в поле зрения прибора) содержится информация как о месте нахождения КА в инерциальном пространстве (ибо координаты изменяются по мере движения по орбите), так и информация о фактической ориентации корпуса КА (оси связанной системы координат) относительно осей текущей орбитальной системы координат (ТОСК), принимаемой за базовую. Проблема заключается в том, как использовать эту информацию совместно с данными об опорной орбите, и решить обе задачи: навигации и ориентации.
Для корректного решения обеих задач измеряют координаты и яркость звезд, попавших в поле зрения прибора, и, используя данные об опорной орбите и базу звезд, распознают рабочую звезду, то есть определяют ее положение в геоцентрической экваториальной инерциальной системе координат (ГЭИСК). После этого рассчитывают угол "ось ТОСК-звезда" в текущей системе координат, принимают этот угол за угол в системе ГЭИСК и, при наличии минимум двух таких углов в навигационном сеансе, решают задачу навигации по совокупности навигационных сеансов.
На фиг.1 показана схема измерений в ОЭП. В приборной системе координат ξ, η, ζ из подобия параллелепипедов, построенных на координатах орта звезды (-ξ0, -η0, ζ0) и координатах изображения этой звезды (ξ, η, ζ), определяют, с одной стороны, значение измеренных координат:
и, соответственно, с другой, значения координат орта звезды:
где ξ0, η0, ζ0 - координаты орта звезды,
ξ, η, f - координаты изображения звезды,
При жестком закреплении ОЭП под углами α и β относительно строительных осей КА (Xс вYс вZс в; Хс в - по продольной оси КА; Yсв - по боковой оси) орт звезды в связанной системе определяют:
где МП1 - матрица перехода от приборной к связанной системе координат:
В начале расчетов, когда неизвестны погрешности ориентации, их полагают нулевыми, поэтому орт звезды непосредственно переводят в орт звезды в ТОСК с учетом различного направления осей связанной и текущей систем координат (ТОСК: ось S - по радиус-вектору, ось Т - по трансверсали, ось W - по бинормали орбиты):
После выработки углов ориентации формируют матрицу МП2. Тогда:
где МП2 - матрица перехода от связанной к ТОСК опорной орбиты. Одна из возможных приближенных форм этой матрицы, удобная для дифференцирования:
где ϑ - угол тангажа,
ψ - угол рыскания,
γ - угол крена.
Из фиг.2 ясно, что если искомый угол φ определять в ГЭИСК, то различное пространственное положение осей S' и S приведет к погрешности расчета измеряемой величины. Если же расчет φ осуществить в ТОСК, то очевидно: как в системе S'W'Т', так и в системе STW орты соответствующих осей S0, T0, W0 будут состоять из единиц и нулей.
Например, орт запишется . Поэтому косинус угла между соответствующей осью ТОСК и направлением на звезду будет в точности равен соответствующей координате орта например:
При этом, к какой орбите - опорной или истинной - отнести угол φi, зависит от вектора , и поскольку последний сформирован на основе фактических измерений в ОЭП (формулы (2÷6)), ясно, что это и есть значение виртуального измерения зенитного расстояния звезды на фактической (истинной) орбите.
Поскольку и ТОСК, и ГЭИСК - ортогональные системы, то величина угла при переходе между ними сохраняется. Это означает, что рассчитав таким образом угол, мы обходим вопрос о фактическом рассогласовании осей ТОСК опорной орбиты в сравнении с ТОСК истинной орбиты.
Последнее обстоятельство является основой утверждения о практической реализуемости алгоритма решения навигационной задачи по виртуальным измерениям. Иными словами, несмотря на то, что все решение навигационной задачи идет в ГЭИСК (как и предусматривает классический подход), расчет угла осуществляют в ТОСК.
В свою очередь, исключение из расчета угла φi перехода между ТОСК и ГЭИСК приводит к значительному повышению точности этого расчета и, в конечном итоге, к росту точности навигации.
Расчет местных градиентов угла φi осуществляют в ГЭИСК с использованием опорной орбиты. Поскольку в ГЭИСК , где - радиус-вектор орбиты, , то градиенты рассчитываются таким образом:
q - элемент массива параметров опорного положения КА в ГЭИСК, q={x,y,z}.
После расчета угла и его градиентов собственно навигационную задачу решают традиционно, используя выбранный сглаживающий фильтр. Например, при применении метода наименьших квадратов поправки к начальной точке опорной орбиты определяют по формуле:
где j - номер навигационного сеанса,
n - число навигационных сеансов на мерном интервале,
G0j=Gj·Ф0j - начальные градиенты, то есть производные от текущей измеряемой функции φij по начальным параметрам опорной орбиты q0,
i=1, 2 - число измерений в навигационном сеансе,
Кφj - матрица вторых моментов погрешностей измерений,
q0, qj - соответственно начальные и текущие параметры опорной орбиты,
Δq0с - поправка к начальным параметрам опорной орбиты на с-й итерации,
Δφij=φij изм-φij расч - невязка измерений, Δφj={Δφ1j, Δφ2j}.
Матрицу Kφj и невязки измерений рассчитывают с учетом влияния углов отклонения корпуса КА относительно осей ТОСК:
где σS, ΔS - средняя квадратическая и систематическая погрешности расчета орта радиус-вектора орбиты,
σоэп, Δоэп - аналогичные погрешности измерений в ОЭП.
Для независимых осей:
где σϑ, σψ, σγ, Δϑ, Δψ, Δγ - соответствующие погрешности системы стабилизации КА, для бортового алгоритма должны задаваться априори.
Конечные выражения для расчета производных, близких к истинному, получают, используя выражения для орта оси ОЭП в связанной системе координат и выражения для координат оси S из матрицы перехода (МП2)T.
По этой же исходной информации: измеренные координаты распознанных рабочих звезд в двух ОЭП и опорная орбита - решают задачу ориентации.
Для этого определяют значение матрицы (МП2)Т путем расчета матриц координат ортов одних и тех же звезд на истинной и опорной орбитах.
Согласно (6):
где В - матрица координат измеренных ортов трех звезд в системе Хс в, Yc в, Zс в истинной орбиты,
С - матрица координат рассчитанных ортов тех же звезд в системе ТОСК опорной орбиты. В матрицах координаты ортов располагают в столбцах.
На основе координат изображения звезды ξ, η согласно (2) и (3) рассчитывают В. Расчетные значения столбцов матрицы С формируют так:
Хотя для решения (10) требуются орты трех звезд, фактически достаточно измерить координаты двух рабочих звезд соответственно в двух ОЭП. Орт третьей звезды получают расчетным путем, полагая, что виртуальная звезда находится на перпендикуляре к плоскости, содержащей две измеряемые звезды, и опорное положение КА.
Произведение матриц В·С-1 дает численные значения элементов матрицы (МП2)T, но элемент 1,3 этой матрицы равен sinψ. При малых значениях углов ориентации
Аналогично, используя выражения элементов 2,3 и 1,2, находят значения γ и ϑ. Рассчитанную согласно (10) матрицу проверяют на ее ортогональность. При нарушении ортогональности более чем на 10% измерение отбраковывают.
Описанный алгоритм дает мгновенное значение углов ориентации, их используют в алгоритме решения навигационной задачи, формируя (7).
Поскольку задачи навигации и ориентации решают в одном общем алгоритме практически одновременно, то уточнение ориентации корпуса КА зависит от уточнения опорной орбиты и наоборот. Поэтому используют циклический режим решения этих задач.
На первом цикле (и последующих нечетных циклах) решают параллельно обе задачи: определяют поправки к опорной орбите и углы ориентации. После окончания итераций первого цикла (и последующих нечетных циклов) углы ориентации сглаживают по методу наименьших квадратов и запоминают. При этом весовая матрица погрешностей измерений определяется как сумма погрешностей ориентации оси и погрешности измерения координат звезд в ОЭП (9). На втором цикле корректируют начальную точку опорной орбиты на величину поправок и решают только задачу навигации с учетом выработанных на первом цикле углов ориентации. Весовую матрицу погрешностей измерений определяют только погрешностями ОЭП. Как правило, это приводит к улучшению оценок опорной орбиты в смысле приближения ее параметров к истинным (фактическим) параметрам. Третий цикл начинают с уточненной начальной точки опорной орбиты, оценки ориентации обнуляют и решают снова обе задачи. С учетом вновь выработанных оценок ориентации проводят четвертый цикл, на котором решают только задачу навигации. На четных циклах суммируют невязки измерений Δφk по всем итерациям этих циклов. По такому алгоритму чередуют и далее четные и нечетные циклы. Окончание расчетов производят по достижению условия:
Δφk+2>Δφk,
где k - номер четного цикла.
Количество циклов не может превышать десяти. За окончательные результаты решения задач принимают результаты k-го (или 8-го) цикла. При этом собственно измерения моделируют только на нулевой итерации первого цикла. Все расчеты проводят на изменяющейся в каждой итерации каждого цикла опорной орбите.
Моделирование решения задач навигации и ориентации с помощью двух ОЭП при циклическом режиме показало высокую точность и устойчивость получения оценок при больших (до 3-5°) погрешностях системы стабилизации КА, значительной начальной неопределенности в знании орбиты (до нескольких сотен километров), как для околокруговых орбит, так и при их значительной эллиптичности (эксцентриситет порядка 0,7).
Результаты моделирования приведены в прилагаемом акте испытания модели автономной навигации и ориентации КА.
Claims (1)
- Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов (КА), включающий вычисление зенитных расстояний двух звезд, отличающийся тем, что измеряют приборные координаты и яркость звезд, попавших в поле зрения жестко закрепленных на корпусе КА оптико-электронных приборов (ОЭП), звезды распознают, а для определения зенитного расстояния рабочих, то есть самых ярких звезд, решения навигационной задачи, определения ориентации корпуса КА относительно текущей орбитальной системы координат, кроме информации ОЭП, используют пространственное положение радиус-вектора опорной (априори полагаемой) орбиты и другие элементы этой орбиты, которые определяют компьютерным расчетом, а также априори полагаемые (паспортные) данные о параметрах функционирования системы стабилизации КА; задачи навигации и ориентации решают параллельно, и поскольку уточнение ориентации корпуса КА относительно текущей орбитальной системы координат приводит к повышению точности решения навигационной задачи и наоборот, решение обеих задач осуществляют в циклическом режиме.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006125701/28A RU2318188C1 (ru) | 2006-07-17 | 2006-07-17 | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006125701/28A RU2318188C1 (ru) | 2006-07-17 | 2006-07-17 | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2318188C1 true RU2318188C1 (ru) | 2008-02-27 |
Family
ID=39279045
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006125701/28A RU2318188C1 (ru) | 2006-07-17 | 2006-07-17 | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2318188C1 (ru) |
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2454631C1 (ru) * | 2010-10-28 | 2012-06-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд |
RU2566379C1 (ru) * | 2014-04-14 | 2015-10-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения величины атмосферной рефракции в условиях космического полета |
RU2623667C1 (ru) * | 2016-04-18 | 2017-06-28 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Войск воздушно-космической обороны Минобороны России" (ФГБУ "ЦНИИ ВВКО Минобороны России") | Способ навигационных астрономических измерений координат местоположения подвижного объекта и устройство для его реализации |
RU2624408C2 (ru) * | 2015-12-01 | 2017-07-03 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ автономного оценивания изменений орбиты визируемого космического аппарата |
RU2680858C1 (ru) * | 2015-11-10 | 2019-02-28 | Сафран Электроникс Энд Дифенс | Способ создания навигации и способ ориентации устройства наведения при помощи этой навигации |
RU2701194C2 (ru) * | 2014-10-29 | 2019-09-25 | Сафран Электроникс Энд Дифенс | Способ оценки навигационного состояния в условиях ограниченной возможности наблюдения |
RU2732652C1 (ru) * | 2019-10-03 | 2020-09-21 | Российская Федерация от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата |
RU2767449C1 (ru) * | 2021-01-12 | 2022-03-17 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Способ астрономической коррекции навигационных параметров летательного аппарата |
CN114577221A (zh) * | 2022-01-27 | 2022-06-03 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种只用观测信息的自主导航***可观测性解析判定方法 |
RU2776096C1 (ru) * | 2021-11-18 | 2022-07-13 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и Механики (ФГУП "ЦНИИХМ") | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
-
2006
- 2006-07-17 RU RU2006125701/28A patent/RU2318188C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Антонов Ю.Г., Марков С.И. Математическое и программное обеспечение системы автономной навигации. МО СССР, 1986. * |
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2454631C1 (ru) * | 2010-10-28 | 2012-06-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд |
RU2566379C1 (ru) * | 2014-04-14 | 2015-10-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения величины атмосферной рефракции в условиях космического полета |
RU2701194C2 (ru) * | 2014-10-29 | 2019-09-25 | Сафран Электроникс Энд Дифенс | Способ оценки навигационного состояния в условиях ограниченной возможности наблюдения |
RU2680858C1 (ru) * | 2015-11-10 | 2019-02-28 | Сафран Электроникс Энд Дифенс | Способ создания навигации и способ ориентации устройства наведения при помощи этой навигации |
RU2624408C2 (ru) * | 2015-12-01 | 2017-07-03 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ автономного оценивания изменений орбиты визируемого космического аппарата |
RU2623667C1 (ru) * | 2016-04-18 | 2017-06-28 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Войск воздушно-космической обороны Минобороны России" (ФГБУ "ЦНИИ ВВКО Минобороны России") | Способ навигационных астрономических измерений координат местоположения подвижного объекта и устройство для его реализации |
RU2732652C1 (ru) * | 2019-10-03 | 2020-09-21 | Российская Федерация от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ компоновки оптико-электронных приборов космического аппарата |
RU2767449C1 (ru) * | 2021-01-12 | 2022-03-17 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Способ астрономической коррекции навигационных параметров летательного аппарата |
RU2776096C1 (ru) * | 2021-11-18 | 2022-07-13 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и Механики (ФГУП "ЦНИИХМ") | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
CN114577221A (zh) * | 2022-01-27 | 2022-06-03 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种只用观测信息的自主导航***可观测性解析判定方法 |
CN114577221B (zh) * | 2022-01-27 | 2024-03-26 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种只用观测信息的自主导航***可观测性解析判定方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2318188C1 (ru) | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов | |
RU2454631C1 (ru) | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд | |
CN103900576B (zh) | 一种深空探测自主导航的信息融合方法 | |
CN101788296A (zh) | 一种sins/cns深组合导航***及其实现方法 | |
Rad et al. | Optimal attitude and position determination by integration of INS, star tracker, and horizon sensor | |
CN109489661B (zh) | 一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法 | |
CN108490973B (zh) | 航天器编队相对轨道确定方法及装置 | |
CN106441297B (zh) | 惯导***的重力误差矢量获取方法和装置 | |
CN116105730A (zh) | 基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法 | |
CN102607563B (zh) | 利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的*** | |
Yang et al. | A SINS/CNS integrated navigation scheme with improved mathematical horizon reference | |
CN106643726B (zh) | 一种统一惯性导航解算方法 | |
RU2723199C1 (ru) | Способ и система определения ориентации космического аппарата в пространстве с автономной коррекцией эффекта аберрации света | |
CN107764268A (zh) | 一种机载分布式pos传递对准的方法和装置 | |
Shirenin et al. | Development of a high-precision selenodetic coordinate system for the physical surface of the Moon based on LED beacons on its surface | |
CN102519454A (zh) | 一种日地月导航的月心方向修正方法 | |
Ward | Spacecraft attitude estimation using GPS: Methodology and results | |
Yuan et al. | A robust multi-state constraint optimization-based orientation estimation system for Satcom-on-the-move | |
RU2713582C1 (ru) | Способ оптимального оценивания ошибок инерциальной навигационной системы и её коррекции по неподвижному наземному ориентиру с известными географическими координатами | |
RU2428659C2 (ru) | Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов | |
Kim et al. | Satellite celestial navigation using star-tracker and earth sensor | |
RU2776856C2 (ru) | Способы определения значений углов ориентации в процессе движения летательного аппарата и коррекции значений углов ориентации | |
Jovanovic et al. | Towards star tracker geolocation for planetary navigation | |
Savely et al. | Apollo experience report: onboard navigational and alignment software | |
RU2620448C1 (ru) | Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080718 |