RU2686318C9 - Artificial earth satellite navigation system - Google Patents
Artificial earth satellite navigation system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686318C9 RU2686318C9 RU2018121236A RU2018121236A RU2686318C9 RU 2686318 C9 RU2686318 C9 RU 2686318C9 RU 2018121236 A RU2018121236 A RU 2018121236A RU 2018121236 A RU2018121236 A RU 2018121236A RU 2686318 C9 RU2686318 C9 RU 2686318C9
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- navigation
- unit
- pmcm
- initial
- aes
- Prior art date
Links
- 101150090348 atpC gene Proteins 0.000 claims 1
- 239000005029 tin-free steel Substances 0.000 claims 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 abstract description 7
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000004205 dimethyl polysiloxane Substances 0.000 description 2
- 235000013870 dimethyl polysiloxane Nutrition 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 2
- 210000001357 hemopoietic progenitor cell Anatomy 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000001167 microscope projection photolithography Methods 0.000 description 2
- CXQXSVUQTKDNFP-UHFFFAOYSA-N octamethyltrisiloxane Chemical compound C[Si](C)(C)O[Si](C)(C)O[Si](C)(C)C CXQXSVUQTKDNFP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004987 plasma desorption mass spectroscopy Methods 0.000 description 2
- 229920000435 poly(dimethylsiloxane) Polymers 0.000 description 2
- 101150087322 DCPS gene Proteins 0.000 description 1
- 206010012812 Diffuse cutaneous mastocytosis Diseases 0.000 description 1
- 101100386724 Schizosaccharomyces pombe (strain 972 / ATCC 24843) nhm1 gene Proteins 0.000 description 1
- 238000005352 clarification Methods 0.000 description 1
- 238000001541 differential confocal microscopy Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000036651 mood Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G3/00—Observing or tracking cosmonautic vehicles
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, более конкретно - к системам навигации (СН) искусственных спутников Земли (ИСЗ), для которых ошибки определения параметров движения центра масс (ПДЦМ) на интервале прогнозирования обусловлены главным образом неточностью знания начальных параметров движения спутника.The invention relates to space technology, more specifically, to navigation systems (MN) of artificial earth satellites (AES), for which the errors in determining the parameters of the motion of the center of mass (CSPM) in the prediction interval are mainly due to inaccurate knowledge of the initial parameters of the satellite's motion.
Рассматриваемые СН ИСЗ реализуют две основные процедуры: уточнение (определение) по результатам траекторных измерений положения и скорости ИСЗ на определенный (начальный) момент времени tут и прогнозирование их на требуемое время tпр.Considered SN AES implement two main procedures: clarification (determination) based on the results of trajectory measurements of the position and speed of the AES at a certain (initial) point in time t ut and predicting them for the required time t etc.
Используемая при прогнозировании модель движения, например для низколетящих (с высотой орбиты в диапазоне 200-1500 км) ИСЗ, включает, как правило, силы от гравитационного поля Земли и силы от аэродинамического воздействия верхней атмосферы. Если модель движения имеет высокую точность, то ошибки прогнозируемых параметров движения ИСЗ будут зависеть в основном от точности определения начальных ПДЦМ (далее - НУ). Следовательно, в этом случае необходимо использовать по возможности максимально точные значения этих НУ.The model of motion used in forecasting, for example, for low-flying (with an orbit altitude in the range of 200-1500 km) satellites, includes, as a rule, forces from the Earth's gravitational field and forces from the aerodynamic effects of the upper atmosphere. If the motion model has a high accuracy, then the errors of the predicted parameters of the motion of the satellite will depend mainly on the accuracy of determining the initial DCMs (hereinafter referred to as NU). Therefore, in this case it is necessary to use the most accurate values of these EAs as possible.
В качестве прототипа выбрана бортовая СН ИСЗ [Методы обеспечения живучести низкоорбитальных автоматических КА зондирования Земли: математическое моделирование, компьютерные технологии. / А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, А.В. Соллогуб, В.П. Макаров. М.: Машиностроение, 2010], содержащая устройство управления системой, устройство преобразования навигационных сигналов (НС) в навигационные параметры (НП), блок преобразования НП в начальные ПДЦМ ИСЗ и блок прогнозирования ПДЦМ.The on-board SN of the satellite was chosen as a prototype [Methods to ensure the survivability of low-orbit automatic Earth sensing satellites: mathematical modeling, computer technologies. / A.N. Kirilin, R.N. Akhmetov, A.V. Sollogub, V.P. Makarov. M .: Mashinostroenie, 2010], containing a device for controlling the system, a device for converting navigation signals (NS) into navigation parameters (NP), a unit for converting NP to initial MPCM A satellite and a prediction unit MPCM.
В известной СН используют модель движения ИСЗ, включающей гравитационное поле Земли с полным набором гармоник до 16-го порядка включительно (16×16) и плотность атмосферы по ГОСТ 4401-81. В наземном комплексе управления для увеличения точности прогнозирования ПДЦМ спутника уточняют величину S=Sб(1+Δρ/ρ) (Sб - баллистический коэффициент, Δρ - отклонение фактической плотности атмосферы от принятой ρ по ГОСТу), входящую множителем в выражение силы от аэродинамического воздействия. Значение этого параметра как коэффициента согласования расчетного движения ИСЗ с действительным на некотором (примерно одни сутки) интервале передают в бортовой комплекс управления.In the well-known SN, the model of motion of an artificial satellite, including the gravitational field of the Earth with a full set of harmonics up to the 16th order inclusive (16 × 16) and the density of the atmosphere according to GOST 4401-81, is used. In the ground control complex, to increase the accuracy of satellite MPPM forecasting, they specify the value S = S b (1 + Δρ / ρ) (S b is the ballistic coefficient, Δρ is the deviation of the actual density of the atmosphere from the accepted ρ by the GOST) impact. The value of this parameter as the coefficient of coordination of the estimated motion of the satellite with a valid (for about one day) interval is transmitted to the onboard control complex.
При полете выше примерно 500-600 км влияние на прогнозируемое движение ИСЗ от неопределенности атмосферного возмущения становится незначительным и может быть меньше, чем от неточности знания НУ.When flying above about 500-600 km, the effect on the predicted movement of the satellite due to the uncertainty of the atmospheric disturbance becomes insignificant and may be less than the inaccuracy of NU knowledge.
Недостаток прототипа состоит в том, что при достаточно полном учете возмущающих сил и заметном отличии значений используемых НУ от фактических, возможны существенные ошибки прогнозирования ПДЦМ ИСЗ, особенно на больших временных промежутках [tут, tпр].The disadvantage of the prototype is that with sufficiently full consideration of the disturbing forces and a noticeable difference in the values of the used devices from the actual ones, significant prediction errors can be possible for the stationary DCMW satellites, especially over long time intervals [t ut , t pr ].
Задача изобретения состоит в увеличении точности прогнозирования ПДЦМ спутника.The objective of the invention is to increase the accuracy of prediction WDC satellite.
Поставленная задача решается благодаря тому, что в известной СН ИСЗ, содержащей устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования НС в НП, блок преобразования НП в начальные ПДЦМ ИСЗ и блок прогнозирования ПДЦМ, предусмотрены следующие отличия: в систему введены блок определения ошибок прогнозирования ПДЦМ на предыдущем участке (полета), блок расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке и блок коррекции начальных ПДЦМ на текущем участке.The task is solved due to the fact that in the well-known SN of a satellite containing a system control device and a NS to NP conversion device connected to it, the NP conversion block into initial MPCM satellite and the PDMC prediction block provides for the following differences: the PDMC prediction error determination block is entered into the system on the previous leg (of the flight), the block for calculating the initial deviations of the WCPM at the previous stretch and the block for correcting the initial WDCM in the current stretch.
Здесь и далее: «текущий участок» - отрезок времени, ограниченный слева временем последних НУ, а справа временем спрогнозированных ПДЦМ спутника; «предыдущий участок» - предшествующий текущему участку отрезок времени, ограниченный временами двух последних НУ.Here and below: “current site” is the length of time, bounded on the left by the time of the last NU, and on the right by the time predicted by the satellite MPC; “Previous section” - a period of time preceding the current section, limited by the times of the last two NUs.
Техническая сущность предложенного устройства поясняется графическими материалами:The technical essence of the proposed device is illustrated with graphic materials:
фиг. 1 - структурная схема СН ИСЗ;FIG. 1 is a block diagram of the satellite AES;
фиг. 2 - временная диаграмма, облегчающая понимание используемых зависимостей.FIG. 2 is a timing diagram that facilitates understanding of the dependencies used.
Предложенная СН ИСЗ (см. фиг. 1) содержит устройство 1 управления системой, устройство 2 преобразования НС в НП, блок 3 преобразования НП в начальные ПДЦМ ИСЗ и блок 4 прогнозирования ПДЦМ, при этом устройство 1 соединено с устройством 2 и блоками 3, 4.The proposed TOR of the satellite (see Fig. 1) contains the
Также СН содержит (в отличие от прототипа) блок 5 определения ошибок прогнозирования ПДЦМ на предыдущем участке, блок 6 расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке и блок 7 коррекции начальных ПДЦМ на текущем участке, причем устройство 1 соединено с блоками 5, 6 и 7.Also SN contains (in contrast to the prototype) block 5 for determining prediction errors of the MPCMS in the previous section, block 6 for calculating the initial deviations of the MPCMS for the previous section and block 7 for correcting the initial MPCMS for the current section, with
Здесь устройство 1 управления системой включает обычные элементы электронной вычислительной машины: собственно устройство управления, память, процессор, устройства ввода-вывода и программное обеспечение. Устройство 2 содержит датчики и преобразующее устройство. Блоки 3-7 представляют собой области постоянной памяти, имеющие определенную структуру (конструкцию) и обеспечивающие реализацию используемых аналитических зависимостей.Here, the
Система навигации ИСЗ, согласно изобретению, работает следующим образом (см. фиг. 2).The navigation system of the satellite, according to the invention, works as follows (see Fig. 2).
Устройство 1 управления системой задает устройству 2 для текущего участка время начала и конца навигационных измерений. Сигналы С'' от навигационного поля (например, радиосигналы от навигационных спутников) принимаются этим устройством, преобразуются в навигационные параметры Р'' (например, радиальную дальность D и скорость изменения радиальной дальности относительно навигационных спутников) и выдаются в устройство 1.The
По завершении измерений устройство 1 подключает блок 3 для преобразования НП в начальные ПДЦМ спутника на текущем участке:Upon completion of the measurements,
где K - общее число измерений;where K is the total number of measurements;
t - время;t is time;
R=(X, Y, Z), V=(Vx, Vy, Vz) - вектор положения и вектор скорости центра масс ИСЗ (с компонентами в некоторой системе координат).R = (X, Y, Z), V = (V x , V y , V z ) is the position vector and the velocity vector of the center of mass of the satellite (with components in some coordinate system).
Далее подключается блок 5 для определения относительно начальных параметров движения (R, V)'' ошибок спрогнозированных на время t''≡tут параметров движения (R, V)p - по начальным ПДЦМ (t, R, V)' предыдущего участка:Next, block 5 is connected to determine, relative to the initial motion parameters (R, V), the errors predicted by the motion parameters (R, V) p for the time t''≡t ut - from the initial DCMT (t, R, V) 'of the previous section:
(t, R, V)'→(t, R,V)p;(t, R, V) '→ (t, R, V) p ;
Δ(R, V)p=(R, V)p -(R, V)''.Δ (R, V) p = (R, V) p - (R, V) ''.
В блоке 6 по ошибкам Δ(R, V)p рассчитываются начальные отклонения параметров движения Δ(R, V)o на предыдущем участке (решается обратная задача). Если орбиты круговые или почти круговые (эксцентриситет не превышает 0,02 при среднем радиусе орбиты не более 10 000 км), то можно использовать аналитические зависимости [Эльясберг П.Е. Введение в теорию полета искусственных спутников Земли. М.: Наука, 1965]. Разрешая приведенные в этом источнике уравнения (2.17) и (2.18) относительно НУ, получим выражения (в цилиндрической системе координат)In block 6, the initial deviations of the motion parameters Δ (R, V) o in the previous section are calculated by the errors Δ (R, V) p (the inverse problem is solved). If the orbits are circular or almost circular (the eccentricity does not exceed 0.02 with an average radius of the orbit not exceeding 10,000 km), then analytical dependencies can be used [P.E. Elyasberg Introduction to the theory of flight of artificial earth satellites. M .: Science, 1965]. Solving the equations given in this source (2.17) and (2.18) with respect to NA, we obtain the expressions (in a cylindrical coordinate system)
где сϕ=cos ϕ, sϕ=sin ϕ;where сϕ = cos ϕ, sϕ = sin ϕ;
ϕ=2π(t''-t')/TC, рад;ϕ = 2π (t "- t") / T C , glad;
t'', t' - время привязки НУ на текущем и предыдущем участках, с;t '', t 'is the binding time of a hang unit on the current and previous sections, s;
- сидерический период обращения, с; - sidereal circulation period, s;
μ=3,98602⋅105 км3/с2 - геоцентрическая гравитационная постоянная;μ = 3.98602⋅10 5 km 3 / s 2 is the geocentric gravitational constant;
ε=2,634⋅1010 км5/с2 - константа, характеризующая гравитационное поле Земли;ε = 2,634⋅10 10 km 5 / s 2 is a constant characterizing the gravitational field of the Earth;
а - большая полуось орбиты, км; a - the semi-major axis of the orbit, km;
i - наклонение, рад;i - mood, happy;
е - эксцентриситет;e - eccentricity;
ω - аргумент перигея, рад;ω - argument of perigee, glad;
L=TC/2π, с. L = T C / 2π, s.
Оскулирующие элементы a, i, е, ω соответствуют спрогнозированным на время t'' параметрам (R, V)p (см. выше).The osculating elements a , i, e, ω correspond to the parameters (R, V) p predicted for the time t "(see above).
Чтобы воспользоваться этими зависимостями, необходимо предварительно перейти от ГСК (в которой записаны уравнения движения - для низколетящих ИСЗ) к ЦСК (в которой приведены выражения (1)):To take advantage of these dependencies, you must first go from GSK (in which the equations of motion are written - for low-flying satellites) to CSK (in which expressions (1) are given):
Здесь ГСК, ИСК, ОСК и ЦСК - соответственно гринвичская, инерциальная, орбитальная и цилиндрическая системы координат.Here, the GSK, ICS, USC, and CSK are, respectively, Greenwich, inertial, orbital, and cylindrical coordinate systems.
После этого следует провести преобразование по формулам (1):After that, the conversion should be carried out according to the formulas (1):
И затем перейти обратно от ЦСК к ГСК:And then go back from CSK to GSK:
При завершении работы блока 6 устройство 1 подключает блок 7 для коррекции НУ на текущем участке:At the completion of the work of block 6,
(R, V)'' → [(R, V)'' - Δ(R, V)о=(R, V)кор].(R, V) '' → [(R, V) '' - Δ (R, V) o = (R, V) core ].
Окончательно, в блоке 4 откорректированные НУ используется для прогнозирования ПДЦМ спутника на заданный момент времени tпр:Finally, in block 4, the adjusted NU is used to predict the satellite MPP at a given point in time t pr :
(t, R, V)кор → (t, R, V)пр,(t, R, V) cor → (t, R, V) pr ,
которые СН выдает в другие системы, например в систему управления движением ИСЗ.which SN gives to other systems, for example, to the system of motion control of the AES.
Предложенная СН ИСЗ обладает следующим техническим преимуществам перед прототипом: система с меньшими ошибками прогнозирует ПДЦМ спутника благодаря возможности использовать более точные НУ.The proposed satellite has the following technical advantages over the prototype: a system with fewer errors predicts satellite MPC due to the ability to use more accurate OU.
Оценочные расчеты для одного из ИСЗ (параметры орбиты: а ≈ 7000 км, е ≈ 0,001) с использованием в наземном комплексе управления 16-ти НУ (каждый из которых был получен после вторичной обработки нескольких ПДЦМ, определенных в бортовом комплексе управления) на интервалах прогнозирования примерно одни сутки между соседними НУ (1-2, 2-3, …, 15-16) показали, что предлагаемое техническое решение (TP) позволит заметно улучшить прогноз положения и скорости ИСЗ. Результаты расчетов для этого случая приведены в таблице 1.Estimated calculations for one of the AES (orbit parameters: a ≈ 7000 km, e ≈ 0.001) using 16 NUs in the ground control complex (each of which was obtained after the secondary processing of several DCPs defined in the onboard control complex) approximately one day between neighboring NUs (1-2, 2-3, ..., 15-16) showed that the proposed technical solution (TP) will significantly improve the prediction of the position and speed of the satellite. The results of calculations for this case are given in table 1.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018121236A RU2686318C9 (en) | 2018-06-07 | 2018-06-07 | Artificial earth satellite navigation system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018121236A RU2686318C9 (en) | 2018-06-07 | 2018-06-07 | Artificial earth satellite navigation system |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2686318C1 RU2686318C1 (en) | 2019-04-25 |
RU2686318C9 true RU2686318C9 (en) | 2019-06-04 |
Family
ID=66314479
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018121236A RU2686318C9 (en) | 2018-06-07 | 2018-06-07 | Artificial earth satellite navigation system |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2686318C9 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2159201C2 (en) * | 1998-10-29 | 2000-11-20 | Тихонов Алексей Александрович | Method of control of artificial satellite orientation |
RU2498219C2 (en) * | 2011-05-11 | 2013-11-10 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Method of determining parameters of motion of artificial satellite of earth according to measurements of current navigation parameters for short measured interval |
US8838297B2 (en) * | 2012-08-21 | 2014-09-16 | Electronics And Telecomunications Research Institute | Apparatus and method for forecasting geostationary satellite error |
RU2537818C1 (en) * | 2013-07-16 | 2015-01-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method for spacecraft flight path correction and device for its implementation |
RU2575302C2 (en) * | 2013-07-30 | 2016-02-20 | Валерий Николаевич Ключников | Artificial satellite onboard navigation system |
-
2018
- 2018-06-07 RU RU2018121236A patent/RU2686318C9/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2159201C2 (en) * | 1998-10-29 | 2000-11-20 | Тихонов Алексей Александрович | Method of control of artificial satellite orientation |
RU2498219C2 (en) * | 2011-05-11 | 2013-11-10 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Method of determining parameters of motion of artificial satellite of earth according to measurements of current navigation parameters for short measured interval |
US8838297B2 (en) * | 2012-08-21 | 2014-09-16 | Electronics And Telecomunications Research Institute | Apparatus and method for forecasting geostationary satellite error |
RU2537818C1 (en) * | 2013-07-16 | 2015-01-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method for spacecraft flight path correction and device for its implementation |
RU2575302C2 (en) * | 2013-07-30 | 2016-02-20 | Валерий Николаевич Ключников | Artificial satellite onboard navigation system |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2686318C1 (en) | 2019-04-25 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Deng et al. | Interplanetary spacecraft navigation using pulsars | |
US5909381A (en) | System of on board prediction of trajectories for autonomous navigation of GPS satellites | |
Zurek et al. | Application of MAVEN accelerometer and attitude control data to Mars atmospheric characterization | |
CN105138005B (en) | A kind of Relative Orbit Elements based on interstellar distance determine method | |
Engelis | Radial orbit error reduction and sea surface topography determination using satellite altimetry | |
CN110779532A (en) | Geomagnetic navigation system and method applied to near-earth orbit satellite | |
Raol et al. | On the orbit determination problem | |
Shi et al. | Calibrating the scale of the NRLMSISE00 model during solar maximum using the two line elements dataset | |
Zanetti et al. | Absolute navigation performance of the orion exploration flight test 1 | |
RU2686318C9 (en) | Artificial earth satellite navigation system | |
Miller et al. | Orbit determination strategy and accuracy for a comet rendezvous mission | |
RU2440595C1 (en) | Method and apparatus for controlling pilot-navigation system | |
Wang et al. | Application of latitude stripe division in satellite constellation coverage to ground | |
Needham et al. | Impact of gravity modeling error on integrated GNSS/INS coasting performance | |
CN115099581A (en) | Dynamic task planning method and device for satellite, electronic equipment and medium | |
Calame et al. | Effect of tidal friction on the lunar orbit and the rotation of Earth and its determination by laser ranging | |
Fateev et al. | Relativistic effects on moving clocks | |
Markov et al. | Analysis of the effect of various disturbing factors on high-precision forecasts of spacecraft orbits | |
Sumarokov | The onboard algorithm for averaging the orbital motion parameters of the international space station in the ICARUS experiment | |
RU2178147C1 (en) | Complex navigation system | |
Zaheer | Kinematic orbit determination of low Earth orbiting satellites, using satellite-to-satellite tracking data and comparison of results with different propagators | |
Kozorez et al. | The Earth Orientation Parameters Inaccuracy and Spacecraft Motion Prediction Errors. 1. LAGEOS-1 | |
Wang et al. | The correction method of overall pseudo-rotation on autonomous navigation of navigation constellation | |
RU2575302C2 (en) | Artificial satellite onboard navigation system | |
Song et al. | Error estimation of airborne strapdown inertial navigation system based on neural network |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TH4A | Reissue of patent specification |