Система навигации искусственного спутника земли

Изобретение относится к космической технике, более конкретно к системам навигации искусственных спутников Земли (ИСЗ). Система навигации ИСЗ содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в начальные параметры движения центра масс (ПДЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования ПДЦМ. При этом в систему навигации ИСЗ включены соединенные с устройством управления системой блок определения ошибок прогнозирования ПДЦМ на предыдущем участке, блок расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке и блок коррекции начальных ПДЦМ на текущем участке. Блок расчета начальных ПДЦМ на предыдущем участке в случае круговых или почти круговых орбит имеет структуру, реализующую аналитические зависимости этих отклонений от ошибок прогнозирования ПДЦМ ИСЗ на предыдущем участке. Техническим результатом изобретения является увеличение точности прогнозирования ПДЦМ спутника. 1 табл., 2 ил.

 

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.

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.

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.

В качестве прототипа выбрана бортовая СН ИСЗ [Методы обеспечения живучести низкоорбиталъных 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.

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.

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.

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].

Задача изобретения состоит в увеличении точности прогнозирования ПДЦМ спутника.

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.

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.

Техническая сущность предложенного устройства поясняется графическими материалами:

фиг. 1 - структурная схема СН ИСЗ;

фиг. 2 - временная диаграмма, облегчающая понимание используемых зависимостей.

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.

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.

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.

Система навигации ИСЗ, согласно изобретению, работает следующим образом (см. фиг. 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.

По завершении измерений устройство 1 подключает блок 3 для преобразования НП в начальные ПДЦМ спутника на текущем участке:

где K - общее число измерений;

t - время;

R=(X, Y, Z), V=(Vx, Vy, Vz) - вектор положения и вектор скорости центра масс ИСЗ (с компонентами в некоторой системе координат).

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:

(t, R, V)'→(t, R,V)p;

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)

где сϕ=cos ϕ, sϕ=sin ϕ;

ϕ=2π(t''-t')/TC, рад;

t'', t' - время привязки НУ на текущем и предыдущем участках, с;

- сидерический период обращения, с;

μ=3,98602⋅105 км32 - геоцентрическая гравитационная постоянная;

ε=2,634⋅1010 км52 - константа, характеризующая гравитационное поле Земли;

а - большая полуось орбиты, км;

i - наклонение, рад;

е - эксцентриситет;

ω - аргумент перигея, рад;

L=TC/2π, с.

Оскулирующие элементы a, i, е, ω соответствуют спрогнозированным на время t'' параметрам (R, V)p (см. выше).

Чтобы воспользоваться этими зависимостями, необходимо предварительно перейти от ГСК (в которой записаны уравнения движения - для низколетящих ИСЗ) к ЦСК (в которой приведены выражения (1)):

Здесь ГСК, ИСК, ОСК и ЦСК - соответственно гринвичская, инерциальная, орбитальная и цилиндрическая системы координат.

После этого следует провести преобразование по формулам (1):

И затем перейти обратно от ЦСК к ГСК:

При завершении работы блока 6 устройство 1 подключает блок 7 для коррекции НУ на текущем участке:

(R, V)'' → [(R, V)'' - Δ(R, V)о=(R, V)кор].

Окончательно, в блоке 4 откорректированные НУ используется для прогнозирования ПДЦМ спутника на заданный момент времени tпр:

(t, R, V)кор → (t, R, V)пр,

которые СН выдает в другие системы, например в систему управления движением ИСЗ.

Предложенная СН ИСЗ обладает следующим техническим преимуществам перед прототипом: система с меньшими ошибками прогнозирует ПДЦМ спутника благодаря возможности использовать более точные НУ.

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.

Система навигации искусственного спутника Земли (ИСЗ), содержащая устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в начальные параметры движения центра масс (ПДЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования ПДЦМ, отличающаяся тем, что в систему навигации включены соединенные с устройством управления системой блок определения ошибок прогнозирования ПДЦМ на предыдущем участке, блок расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке и блок коррекции начальных ПДЦМ на текущем участке, при этом блок расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке в случае круговых или почти круговых орбит имеет структуру, реализующую аналитические зависимости этих отклонений от ошибок прогнозирования ПДЦМ ИСЗ на предыдущем участке.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической навигации и касается устройства измерения угловых координат солнца. Устройство состоит из полусферического мениска с интерференционным фильтром на внешней поверхности и матированной внутренней поверхностью, объектива, отсекающего светофильтра, матричного фотоприемника, линейчатого фотоприемника формата 288×4 с двунаправленным режимом временной задержки и накопления, блока управления, обработки и расчета, программируемого микропроцессора с графическим редактором и устройства сравнения.

Изобретение относится к области выявления источников ложных навигационных сигналов навигационной аппаратуре потребителей (НАП) глобальной навигационной системы связи (ГНСС).

Изобретение относится к космической технике. Способ управления передвижением космонавта к идентифицируемым объектам на космической станции включает определение параметров текущего положения космонавта и формирование команд на передвижение космонавта к идентифицируемым объектам.

Изобретение относится к спутниковым системам навигационных космических аппаратов (НКА). Cлужебная информация выделяется в первой приемопередающей антенне (ППА 1), усиливается в приемном устройстве (1) и попадает через блоки (2), (3), (4), (11) в бортовой центральный вычислительный комплекс (БЦВК) (12).

Изобретение относится к области радиотехники, вычислительной техники, связи и глобальных навигационных спутниковых систем и может быть использовано в гражданской авиации.

Изобретение может быть использовано для построения местной вертикали по изображению горизонта Земли при ориентации и навигации космических летательных аппаратов.

Изобретение относится к области бортового информационно-навигационного оборудования космических аппаратов и предназначено для формирования и излучения навигационных радиосигналов системы ГЛОНАСС, формирования, излучения, приема данных и измерений по межспутниковой радиолинии, а также для обеспечения автономного функционирования космической спутниковой навигационной группировки ГЛОНАСС.

Изобретение относится к области бортового приборостроения и может найти применение для определения неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости (ГИВУС) космического аппарата.

Изобретение может быть использовано для тестирования и настройки мобильных устройств, применяемых в автономных навигационных системах. Устройство включает оптический блок с тремя жестко связанными между собой отражающими гранями, две - наклонные, одна - вертикальная, автоколлимационный блок, содержащий объектив, тест-объект и отсчетный узел, отражательный горизонт, оптически связанный с первой отражательной наклонной гранью и с объективом, с которым связана вторая отражательная наклонная грань, третья грань перпендикулярна оптической оси объектива.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах навигации космических аппаратов (КА) по сигналам навигационных спутников (НС), входящих в состав Глобальных Спутниковых Навигационных Систем (ГСНС), например по сигналам НС ГЛОНАСС или GPS.

Группа изобретений относится к управлению реконфигурацией наземного автоматизированного комплекса управления космическими аппаратами (НАКУ КА). НАКУ КА и способ управления его реконфигурацией на базе нейросетевых технологий и элементов искусственного интеллекта с использованием базы знаний на основе технологии блокчейн включают использование для управления направленной реконфигурацией НАКУ КА нейросетевого комплекса.

Изобретение относится к слежению за полётом межпланетных космических аппаратов (МКА) (2), куда вносит погрешности прохождение радиосигналов от МКА (на частоте f01) и близкого к нему на небесной сфере квазара (1) (на частотах f01 и f02) через ионизированную среду (8).

Изобретение относится к спутниковым системам навигационных космических аппаратов (НКА). Cлужебная информация выделяется в первой приемопередающей антенне (ППА 1), усиливается в приемном устройстве (1) и попадает через блоки (2), (3), (4), (11) в бортовой центральный вычислительный комплекс (БЦВК) (12).

Изобретение относится к космической технике. В способе предотвращения контакта космического аппарата (КА) с активно сближающимся объектом с использованием приемных датчиков регистрации внешнего излучения на внутренней стороне оболочки, выполненной в виде тела вращения вокруг КА, или ее части, согласованно с приемными датчиками внешнего излучения устанавливают твердотельные лазерные источники.

Изобретение относится к системам управления движением в атмосфере Земли летательных аппаратов (ЛА) и кораблей и может быть применено при управлении средствами поисково-спасательного обеспечения спускаемых космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к методам и средствам наблюдения свободно движущегося по орбите космического аппарата (КА), ориентацию которого поддерживают с помощью гиродинов.

Изобретение относится к спутниковым системам обнаружения, наблюдения и мониторинга небесных тел Солнечной системы, угрожающих столкновением с Землей. Способ включает размещение двух космических аппаратов с телескопами Т1 (КА Т1) и Т2 (КА Т2) на орбите Земли (2) вокруг Солнца (1).

Изобретение относится к способам получения детальных изображений космического мусора и других объектов вблизи геостационарной орбиты (ГСО). Обзор производят с космического аппарата (КА) на полусуточной высокоэллиптической орбите (ВЭО) с апогеем A на 200 км ниже или на 500 км выше ГСО и перигеем до 5000 км, с наклонением от 0 до 5°.

Изобретение относится к способу измерения дальности до космического аппарата (КА). Для измерения дальности до КА генерируют сигнал, модулируют на его основе цифровой или аналоговый сигнал, переносят на несущую частоту и передают его с наземного комплекса управления КА, принимают сигнал бортовой аппаратурой командно-измерительной системы КА, демодулируют, формируют сигнал на ответной частоте и ретранслируют на наземный комплекс управления, получают искомое значение дальности по сдвигу фазы принятого сигнала относительно исходного либо с помощью пересчета времени задержки распространения сигнала.
Изобретение относится к наблюдению за полётом космических аппаратов (КА), например, при инспекциях КА или при несанкционированном уводе в зону захоронения с низких околоземных орбит.

Изобретение относится к космической технике, более конкретно к системам навигации искусственных спутников Земли. Система навигации ИСЗ содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в начальные параметры движения центра масс ИСЗ и блок прогнозирования ПДЦМ. При этом в систему навигации ИСЗ включены соединенные с устройством управления системой блок определения ошибок прогнозирования ПДЦМ на предыдущем участке, блок расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке и блок коррекции начальных ПДЦМ на текущем участке. Блок расчета начальных ПДЦМ на предыдущем участке в случае круговых или почти круговых орбит имеет структуру, реализующую аналитические зависимости этих отклонений от ошибок прогнозирования ПДЦМ ИСЗ на предыдущем участке. Техническим результатом изобретения является увеличение точности прогнозирования ПДЦМ спутника. 1 табл., 2 ил.

Наверх