Способы поиска переходной орбиты для спутника

Группа изобретений относится к области межорбитального маневрирования и слежения за полётом спутников. Спутник осуществляет перелёт с начальной на конечную орбиту по переходной орбите (ПО). Поиск спутника на ПО включает построение изохронных областей поиска (линий, поверхностей или объёмов), в частности сегментов, заключённых между граничными ПО. Последние получаются, в частности, сдвигом начальной точки ПО согласно некоторому времени (неопределённости) начала манёвра (старта с начальной орбиты). По параметрам ПО для выбранных моментов времени строят сжатую эпициклоиду (с временем начала манёвра как параметром), пересекающую область между граничными ПО. Точки пересечения с границами области задают сегмент сжатой эпициклоиды, в пределах которого производят поиск спутника. Построение указанного сегмента (или иной области поиска) производят на основании спутниковых данных с помощью процессора. Технический результат состоит в более оперативном поиске спутника и более эффективном использовании датчиков (сужении их полей поиска, кооперировании между собой). 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение в целом относится к способам поиска, в частности, к способам поиска переходной орбиты спутника.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Некоторые известные системы наблюдения за спутниками используют датчики наблюдения за космическим пространством, например, сети наблюдения за космическим пространством (SSN), чтобы получить или восстановить информацию о местоположении спутника или объекта, постоянно находящегося в космическом пространстве, (RSO), который совершил маневр от начальной орбиты с выходом на конечную орбиту вдоль переходной орбиты (например, переходной маневр). Неопределенность времени и места нахождения первоначального переходного маневра обычно вызывает неопределенность в отношении положения или места нахождения спутника во время пребывания на переходной орбите. Обычно, после начала переходного маневра теряется контроль за спутником (например, информированность о его положении), и контроль позднее восстанавливают после выполнения спутником окончательного маневра для входа на конечную орбиту. Датчики наблюдения за космическим пространством, ищущие спутник, обычно осуществляют несогласованный поиск и полагаются только на ограниченные наблюдения и/или ретроспективные профили, которые обеспечивают грубую оценку параметров орбиты. Современные подходы к поиску часто приводят к неэффективному использованию ресурсов датчиков, поскольку датчики охватывают регионы, которые не представляют положение спутника, не могут охватить места расположения спутника и/или не координируют попытки поиска между датчиками, что ведет к перекрытию зон. Получаемая в результате неопределенность вызывает значительные задержки в восстановлении контроля над спутником и обусловливает часы или дни ожидания, пока положение спутника не станет известным.

[0001] Кроме того, сложно определить положение спутника, находящегося в собственности или управляемого субъектами права, с которыми не налажено сотрудничество, или спутника, связь с которым была потеряна. Как правило, может потребоваться несколько часов, чтобы отследить положения этих спутников на основе известных способов поиска. В некоторых сценариях, данные положения для спутника определяют после того, как спутник достигнет конечной орбиты.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Согласно одному приведенному в качестве примера способу определяют, на основании граничных переходных орбит спутника, конечные точки сжатого эпициклоидного сегмента, относящегося к переходной орбите спутника, и рассчитывают, с использованием процессора, форму сжатого эпициклоидного сегмента на основании спутниковых данных и указанных конечных точек, чтобы задать зону поиска для определения положения спутника, когда спутник движется по переходной орбите.

Согласно еще одному приведенному в качестве примера способу определяют диапазон граничных переходных орбит спутника и определяют конечные точки одного или большего количества сжатых эпициклоидных сегментов, относящихся к переходной орбите спутника на определенный момент времени на основании диапазона граничных переходных орбит, и рассчитывают, с использованием процессора, указанные один или большее количество эпициклоидных сегментов на основании конечных точек, при этом указанные один или большее количество сжатых эпициклоидных сегментов предназначены для задания изовременной линии, поверхности или изовременного объема, чтобы задавать зону поиска спутника на указанный определенный момент времени.

Приведенный в качестве примера материальный машиночитаемый носитель содержит сохраненные в нем команды, которые при исполнении заставляют машину определять конечные точки сжатого эпициклоидного сегмента, относящегося к переходной орбите спутника, и рассчитывать сегмент сжатой эпициклоиды на основании спутниковых данных и указанных конечных точек, при этом сегмент предназначен для использования при поиске положения спутника, когда он движется по переходной орбите.

Кроме того, настоящий документ содержит варианты реализации в соответствии со следующими пунктами:

Пункт 1. Способ, согласно которому:

определяют, на основании граничных переходных орбит спутника, конечные точки сжатого эпициклоидного сегмента, относящегося к переходной орбите спутника, и

рассчитывают, с использованием процессора, форму сжатого эпициклоидного сегмента на основании спутниковых данных и указанных конечных точек, чтобы задать зону поиска для определения положения спутника, когда спутник движется по переходной орбите.

Пункт 2. Способ по п. 1, согласно которому дополнительно генерируют, с использованием процессора, параметр поиска на основании сжатого эпициклоидного сегмента, чтобы найти положение спутника.

Пункт 3. Способ по пункту 2, согласно которому параметр поиска содержит ограниченный район поиска, область поиска или зону поиска.

Пункт 4. Способ по пункту 1, согласно которому дополнительно рассчитывают функцию распределения вероятностей положения спутника в отношении сжатого эпициклоидного сегмента.

Пункт 5. Способ по пункту, согласно которому дополнительно направляют датчик для поиска спутника на основании сжатого эпициклоидного сегмента.

Пункт 6. Способ по пункту 1, согласно которому сжатый эпициклоидный сегмент рассчитывают как функциональную зависимость от времени.

Пункт 7. Способ по пункту 1, согласно которому конечные точки определяют как функциональную зависимость от времени.

Пункт 8. Способ по пункту 1, согласно которому спутниковые данные содержат одно или большее количество из следующего: скорость спутника, положение спутника, последняя известная орбита спутника, двухстрочный набор элементов для промежуточной орбиты, ожидаемые размер и форма целевой орбиты, диапазон возможного времени маневрирования, функция распределения вероятностей вероятного времени маневрирования или ковариационная матрица.

Пункт 9. Способ по пункту 1, согласно которому сжатый эпициклоидный сегмент задает границы изовременной линии, поверхность или изовременной объем.

Пункт 10. Способ, согласно которому:

определяют диапазон граничных переходных орбит спутника,

определяют конечные точки одного или большего количества сжатых эпициклоидных сегментов, относящихся к переходной орбите спутника на определенный момент времени на основании диапазона граничных переходных орбит, и

рассчитывают, с использованием процессора, указанные один или большее количество сжатых эпициклоидных сегментов на основании конечных точек, причем

указанные один или большее количество сжатых эпициклоидных сегментов задают изовременную линию, поверхность или изовременной объем, чтобы задать зону поиска спутника на указанный определенный момент времени.

Пункт 11. Способ по пункту 10, согласно которому дополнительно осуществляют поиск положения спутника на основании сжатого эпициклоидного сегмента, когда спутник движется по переходной орбите.

Пункт 12. Способ по пункту 11, согласно которому дополнительно рассчитывают функцию распределения вероятностей положения спутника, и при этом

поиск положения спутника дополнительно основан на указанной функции распределения вероятностей.

Пункт 13. Способ по пункту 11, согласно которому поиск положения спутника включает направление датчика на основании сжатого эпициклоидного сегмента.

Пункт 14. Способ по пункту 11, согласно которому поиск положения спутника включает генерирование поискового образа.

Пункт 15. Способ по пункту 10, согласно которому спутниковые данные содержат одно или большее количество из следующего: скорость спутника, положение спутника, последняя известная орбита спутника, двухстрочный набор элементов для промежуточной орбиты, ожидаемые размер и форма целевой орбиты, диапазон возможного времени маневрирования, функция распределения вероятностей вероятного времени маневрирования или ковариационная матрица.

Пункт 16. Материальный машиночитаемый носитель, содержащий сохраненные в нем команды, которые при исполнении заставляют машину:

определять конечные точки сжатого эпициклоидного сегмента, относящегося к переходной орбите спутника, и

рассчитывать сегмент сжатой эпициклоиды на основании спутниковых данных и указанных конечных точек, при этом сегмент предназначен для осуществления поиска положения спутника, когда спутник движется по переходной орбите.

Пункт 17. Машиночитаемый носитель, содержащий сохраненные в нем команды, по пункту 16, которые при исполнении дополнительно заставляют машину рассчитывать функцию распределения вероятностей положения спутника, когда спутник движется по переходной орбите.

Пункт 18. Машиночитаемый носитель, содержащий сохраненные в нем команды, по пункту 16, которые при исполнении дополнительно заставляют машину обеспечивать сегмент или зону поиска на основе сегмента для датчика обнаружения, предназначенного для использования при поиске положения спутника, когда спутник движется по переходной орбите.

Пункт 19. Машиночитаемый носитель, содержащий сохраненные в нем команды, по пункту 16, в котором спутниковые данные содержат одно или большее количество из следующего: скорость спутника, положение спутника, последняя известная орбита спутника, двухстрочный набор элементов для промежуточной орбиты, ожидаемые размер и форма целевой орбиты, диапазон возможного времени маневрирования, функция распределения вероятностей вероятного времени маневрирования или ковариационная матрица.

Пункт 20. Машиночитаемый носитель, содержащий сохраненные в нем команды, по пункту, в котором

сегмент рассчитывают посредством определения сжатого эпициклоида и осуществляют деление сжатого эпициклоида на основании конечных точек.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0002] На ФИГ. 1 представлен пример схемы орбитальных траекторий для приведенного в качестве примера спутника, движущегося с начальной орбиты на конечную орбиту посредством известной переходной орбиты.

[0003] На ФИГ. 2 представлен пример схемы орбитальных траекторий для еще одного приведенного в качестве примера спутника, движущегося с начальной орбиты на конечную орбиту, когда точная переходная орбита не известна.

[0004] На ФИГ. 3 представлен еще один пример схемы орбитальных траекторий для приведенного в качестве примера спутника по ФИГ. 2 в более позднее время с приведенной в качестве примера сжатой эпициклоидой в соответствии с принципами настоящего раскрытия.

[0005] На ФИГ. 4 показаны приведенные в качестве примера формы и положения множества изовременных линий приведенной в качестве примера схемы орбитальных траекторий по ФИГ. 3, представляющие возможные места нахождения спутника в различные примеры моментов времени.

[0006] На ФИГ. 5 показана структурная схема, представляющая пример способа, который может быть использован для реализации примеров, раскрытых в настоящем документе.

[0007] На ФИГ. 6 показана блок-схема примера процессорной платформы, выполненной с возможностью исполнения машиночитаемых команд, для реализации приведенного в качестве примера способа по ФИГ. 5.

[0008] Везде, где возможно, одинаковые ссылочные номера будут использоваться на чертеже (чертежах) и сопровождающем письменном описании для обозначения одинаковых или подобных частей.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0009] В настоящем документе раскрыты алгоритмы поискового образа переходной орбиты. Обычно спутник или объект, постоянно находящийся в космическом пространстве, (RSO), движущийся по орбите вокруг Земли, может быть расположен на промежуточной или начальной орбите (например, первой орбите) перед тем, как выполнить начальный маневр, для инициирования переходной орбиты (геостационарной переходной орбиты и т.п.), чтобы достигнуть конечной орбиты. Спутник может затем выполнить окончательный маневр для сохранения конечной орбиты. Например, спутник может начать с низкой околоземной орбиты (LEO) и маневрировать по геостационарной переходной орбите (GTO), чтобы достигнуть конечной геостационарной орбиты (GEO). Когда неизвестны время и место начального маневра, который обычно выполняется посредством маневровых реактивных двигателей спутника, контроль за спутником (т.е. информированность о его положении) может быть потерян, что требует от системы датчиков (например, датчиков обнаружения, датчиков обнаружения и слежения и т.п.) активного поиска спутника или применения фильтров для данных датчиков для того, чтобы восстановить контроль. Часто контроль не восстанавливается до тех пор, пока спутник не достигнет конечной орбиты.

[0010] Примеры, раскрытые в настоящем документе, обеспечивают эффективный способ наведения (например, руления) и/или направления (например, выдачи команд) одного или большего количества датчиков для определения или осуществления поиска положения спутника посредством задания параметров поиска, используемых для ограничения (например, сужения) поля поиска (например, зоны поиска, линии поиска, объема поиска, области поиска и т.п.), относящегося к положению (например, положению в функциональной зависимости от времени) спутника по мере того, как он движется с начальной орбиты на конечную орбиту, благодаря чему уменьшается время отслеживания спутника. Поле поиска может быть использовано датчиком (датчиками) для сужения области или региона и/или фокусирования на области или регионе для поиска спутника, и/или, например, датчик (датчики) может (могут) быть сфокусирован (сфокусированы) на суженном поле поиска или направлены к суженному полю поиска. Примеры, раскрытые в настоящем документе, позволяют относительно быстро определить положение спутника, движущегося по переходной орбите, на которой контакт со спутником был потерян и/или, например, на которой спутник управляется субъектом права, с которыми не налажено сотрудничество. Датчик (датчики), используемый (используемые) для поиска спутника, может (могут) быть системами обнаружения объектов и слежения за ними, используемыми для отслеживания спутника, и может (могут) быть с управляемой диаграммой направленности, постоянно направленного типа или сочетанием того и другого. Дополнительно или еще в одном варианте реализации изобретения датчик (датчики) может (могут) иметь селективное поле (например, широкое, узкое и т.п.). Примеры, раскрытые в настоящем документе, также позволяют производить меньше вычислений и/или понизить использование ресурсов (например, сенсорных систем и поддерживающих их аппаратных средств, инфраструктуры и т.п.) посредством сужения поля поиска и/или обеспечения параметров для фильтрования посредством данных датчиков для данных о месте нахождения спутника.

[0011] Примеры, раскрытые в настоящем документе, рассчитывают сегмент (например, участок, хорду, линейный сегмент, поверхностный сегмент, объемный сегмент и т.п.) сжатой эпициклоиды, относящейся к спутнику в процессе перехода на переходную орбиту или в процессе движения по переходной орбите. Сжатый эпициклоид является математической функцией, которая может быть представлена кривой линией, поверхностью (например, криволинейной поверхностью или поверхностью сложной формы) или объемом. Примеры, раскрытые в настоящем документе, определяют конечные точки сжатой эпициклоиды и затем генерируют или определяют (например, рассчитывают) сегмент на основании конечных точек и ограниченной информации о переходной орбите. В некоторых примерах может быть произведен расчет множества сжатых эпициклоидных сегментов для работы с дополнительными переменными в переходной орбите спутника. Рассчитанный сегмент (рассчитанные сегменты) затем используется (используются) для генерирования или создания поискового образа и/или определения положения (например, положения в функциональной зависимости от времени) спутника на основании диапазона путей траектории спутника. Сегмент (сегменты) может (могут) задавать линию, объем или поверхность для ограничения или сужать поле поиска (например, зону поиска, ограниченный район поиска и т.п.), благодаря чему можно относительно быстро получить положение спутника. Поле поиска может быть поверхностью или объемом, заданной или заданным, например, двумя или большим количеством сжатых эпициклоидных сегментов, например. Конечные точки сжатого эпициклоидного сегмента (сжатых эпициклоидных сегментов) основаны на граничных переходных орбитах в сочетании с сжатой эпициклоидой.

[0012] В некоторых примерах функцию распределения вероятностей (т.е. плотность распределения вероятностей) положения спутника рассчитывают или генерируют в отношении сегмента. В некоторых примерах датчики (например, систем обнаружения и слежения, используемых для отслеживания спутника) направлены для поиска спутника на основе сегмента и/или указанной функции распределения вероятностей. В некоторых примерах параметр поиска определяют или генерируют, чтобы найти положение спутника. В некоторых примерах параметр поиска сообщается и/или передается на датчик. В некоторых примерах сжатый эпициклоидный сегмент используется в качестве фильтра для данных датчиков (например, агрегированных данных датчиков) для сужения и/или поиска посредством данных датчиков для данных положения спутника.

[0013] При использовании в настоящем документе термин "спутник" может относиться к объекту, постоянно находящемуся в космическом пространстве, и наоборот. При использовании в настоящем документе термин "спутник" относится к объекту, движущемуся по орбите вокруг планеты или другому объекту в космосе. При использовании в настоящем документе сжатая эпициклоида (например, замкнутая сжатая эпициклоида) описывает функцию, которая может быть представлена кривой. При использовании в настоящем документе термин "датчик" относится к системе спутников и слежения за ними или системе обнаружения спутников. При использовании в настоящем документе спутниковые данные могут включать в себя, помимо прочего, скорость спутника, положение спутника, последнюю известную орбиту, ожидаемые размер и форму конечной (например, целевой) орбиты, такие как большая полуось, прямое восхождение восходящего узла (RAAN), аргумент перигея, эксцентриситет, среднее движение и/или наклонение, диапазон возможного времени маневрирования на основе последнего успешного сбора и/или первого пропущенного сбора, ожидаемое время маневра с неопределенностью, функцию распределения вероятностей (PDF) вероятного времени маневрирования (например, наиболее вероятного времени маневрирования), ковариационную матрицу положений спутника и/или двухстрочный набор элементов (TLE) для промежуточной орбиты и т.п. При использовании в настоящем документе термин "данные датчиков" относится к информации, полученной от датчика, используемого для получения данных о положении спутника, включая, помимо прочего, время и диапазон, скорость, угол азимута и/или угол возвышения и т.п.

[0014] На ФИГ. 1 представлен пример схемы 100 орбитальных траекторий для спутника или объекта 101, постоянно находящегося в космическом пространстве, движущегося с начальной орбиты 102 на конечную орбиту 104 по переходной орбите 106. В этом примере спутник 101 движется по орбите вокруг планеты 108 по начальной орбите 102 с соответствующим радиусом 110 орбиты, обозначенном как "Ri". В этом примере спутник 101 начинает свое перемещение по переходной орбите 106 в известной точке 112 выполнением начального маневра с использованием маневровых реактивных двигателей. Когда спутник 101 движется с начальной орбиты 102 на конечную орбиту 104, спутник 101 движется вдоль пути, заданного переходной орбитой 106. Когда спутник 101 достиг конечной орбиты 104 во второй точке 114, которая обозначена как "В", спутник 101 использует маневровые реактивные двигатели, чтобы выполнить окончательный маневр и остаться на конечной орбите 104, которая имеет соответствующий радиус 116 орбиты, обозначенный как "Rf". Хотя пример, показанный на схеме 100 орбитальных траекторий, изображает спутник 101, движущийся с нижней начальной орбиты 102 на более высокую конечную орбиту 104, второй участок 118 переходной орбиты 106 может представлять орбитальную траекторию в случае, если спутник 101 не завершил окончательный маневр для перемещения на более высокую конечную орбиту 104, что заставляет спутник 101 двигаться по переходной орбите 106. Еще в одном варианте реализации изобретения второй участок 118 может представлять траекторию от более высокой орбиты к более низкой орбите.

[0015] На ФИГ. 2 представлен пример схемы 200 орбитальных траекторий для еще одного приведенного в качестве примера спутника 203. В этом примере спутник 203 движется по орбите вокруг планеты 201 и движется с нижней начальной орбиты 202 на конечную орбиту 204. Спутник 203 проиллюстрированного примера осуществляет переход с начальной орбиты 202 на конечную орбиту 204 в неизвестное время между первой точкой (например, точкой выхода) 210, которая обозначена как "А", и второй точкой (например, точкой входа) 212, обозначенной как "С". Первая и вторая точки 210, 212 проиллюстрированного примера соответствуют неопределенности положения и/или времени, при котором спутник 203 покидает начальную орбиту 202 для входа на переходную орбиту до конечной орбиты 204. Первая точка 210 задает путь первой граничной траектории (например, путь переходной орбиты, путь граничной орбиты, граничную траекторию и т.п.) 214, которая обозначена как "TOAB", между первой точкой 210 и третьей точкой 216, обозначенной как "В". Аналогичным образом, вторая точка 212 задает путь второй граничной траектории (например, путь переходной орбиты, путь граничной орбиты, граничную траекторию и т.п.) 218, которая обозначена как "TOCD", между второй точкой 212 и четвертой точкой 220, обозначенной как "D". Пути 214, 218 первой и второй траектории проиллюстрированного примера задают границу (например, замкнутое пространство, регион и т.п.) 222, которая может быть поверхностью или объемом.

[0016] На ФИГ. 3 представлен еще один пример схемы 300 орбитальных траекторий для приведенного в качестве примера спутника 203 по ФИГ. 2, в более поздний момент времени, с примером замкнутой сжатой эпициклоиды 302, в соответствии с принципами настоящего раскрытия. Сжатый эпициклоид 302 проиллюстрированного примера изображен на схеме 300 орбитальных траекторий и обозначен как COE(t1). Как и в примере на ФИГ. 2, спутник 203 инициировал движение к переходной орбите между начальной орбитой 202 на конечную орбиту 204 в неизвестное время между первой и второй точками 210, 212. Сжатый эпициклоид 302 представляет собой математическую функцию, которая определяет геометрическую форму (например, кривую) и может функционально зависеть от параметров включая, помимо прочего, независимые переменные, время, обозначенное как "t", и время маневра на переходную орбиту, обозначенное как "τ". Время начала маневра, τ, представляет собой ограниченный диапазон значений, который, в примере по ФИГ 2., охватывает промежуток от момента времени, когда спутник 203 достигает первой точки 210 (А), до момента времени, когда спутник 203 достигает второй точки 212 (С) на промежуточной орбите 202. Сжатый эпициклоид 302 проиллюстрированного примера также функционально зависит от дополнительных параметров переходной орбиты, включая большую полуось, обозначенную как "а", малую полуось, обозначенную как "b", эксцентриситет, обозначенный как "е", аргумент перигея, обозначенный как "ω", и эксцентрическую аномалию спутника в пределах переходной орбиты, обозначенную как "Е". Аргумент перигея, "ω", функционально зависит от "τ", а эксцентрическая аномалия, "Е", функционально зависит от "τ" и "t". Оставшиеся параметры, "а", "b" и "е", могут быть постоянными или могут функционально зависеть от "τ". Сжатый эпициклоид может быть выражен положениями в двух измерениях ("x" и "y") как расстояние от центра Земли, где "x" проходит в направлении спутника в пределах начальной орбиты в момент начала отсчета времени, а "y" проходит в направлении 90° против часовой стрелки от "x" в плоскости начальной орбиты. В этом примере "x" может быть в направлении радиуса 110 (Ri) орбиты, показанного выше в связи с ФИГ. 1, в момент начала отсчета времени. Значения "x" и "y" представлены уравнениями 1 и 2, приведенными ниже. Сжатый эпициклоидный сегмент создается, когда эти два уравнения вычисляются для всех возможных значений τ в данный момент времени, t, где t равно или больше, чем минимальное возможное значение для τ:

[0019] В показанном примере по ФИГ. 2 параметры "а", "b" и "е" являются постоянными, а "ω" и "Е" представлены уравнениями 3 и 4, соответственно. Аргумент перигея переходной орбиты, "ω", функционально зависит от параметров, включая, помимо прочего, исходное состояние истинной аномалии спутника в пределах начальной орбиты, обозначенной как "νp0", гравитационный параметр центрального тела, обозначенный как "μ", большую полуось начальной орбиты, обозначенную как "ар", и параметр "τ", как описано выше. Эксцентрическая аномалия связана со средней аномалией уравнением 4, которое должно быть решено итеративно для "Е". Средняя аномалия спутника в пределах переходной орбиты обозначена как "М" и функционально зависит от параметров, включая, помимо прочего, "а", "μ", "t" и "τ", все из которых были описаны выше. Параметр "М" представлен уравнением 5.

[0023] Сжатая эпициклоида 302 проиллюстрированного примера пересекает границу 222 и пути 214, 218 граничной траектории, задавая конечные точки 304 и 306, которые задают сегмент (например, изовременную линию в момент времени, ограниченную сжатую эпициклоиду и т.п.) 308 в момент времени, t1, и обозначенный как "I(t1)". Сегмент 308 может задавать (например, задавать границы) или ограничивать поверхность или объем, используемую или используемый для задания или генерирования поискового образа и/или параметров поиска для определения положения спутника 203. В некоторых примерах сегмент 308 применяется для сужения поля поиска (например, области и/или объема поиска), используемого датчиками (например, систем обнаружения и слежения) для поиска спутника 203 в функциональной зависимости от времени. В частности, сегмент 308, заданный сжатой эпициклоидой 302, может быть использован для установления ограниченной сжатой эпициклоиды региона поиска ("COESR"), который может быть дополнительно использован, чтобы задавать элементы поиска для постановки задач (например, наведения, руления и т.п.) датчикам на поиск места нахождения спутника 203, параметров поиска для поиска места нахождения спутника 203 (например, ограниченные районы поиска, зоны поиска и т.п.) и/или фильтрования данных датчиков для выделения соответствующих данных спутниковых наблюдений.

[0024] В некоторых примерах геометрию (например, контур, форму, место нахождения и т.п.) сегмента 308 задают или рассчитывают на основании спутниковых данных, которые могут включать в себя один или большее количество параметров. Параметры могут включать в себя, помимо прочего, скорость спутника, положение спутника, последнюю известную орбиту, ожидаемые размер и форму конечной (например, целевой) орбиты, такие как большая полуось, прямое восхождение восходящего узла (RAAN), аргумент перигея, эксцентриситет, среднее движение и/или наклонение, диапазон возможного времени маневрирования на основе последнего успешного сбора и/или первого пропущенного сбора, ожидаемое время маневра с неопределенностью, функция распределения вероятностей (PDF) вероятного времени маневрирования (например, наиболее вероятного времени маневрирования), ковариационную матрицу положений спутника и/или двухстрочный набор элементов (TLE) для промежуточной орбиты и т.п. Дополнительно или еще в одном варианте реализации изобретения геометрию сегмента 308 уточняют на основе входных параметров, включающих в себя маневры для изменения скорости (например, для изменений наклонения, характеристической скорости орбитального маневра, изменения большой полуоси) и/или орбитальных неопределенностей.

[0025] Дополнительно или еще в одном варианте реализации изобретения любой из вышеуказанных факторов может быть использован для расчета или определения пути 214 граничной траектории, 218, сжатой эпициклоиды 302 и/или конечных точек 304, 306. В некоторых примерах предполагается, что один маневр будет выполнен, чтобы поместить спутник 203 на переходную орбиту с начальной орбиты с проходом на переходную орбиту и/или один маневр используется для осуществления перехода с переходной орбиты на конечную орбиту. В некоторых примерах предполагается, что маневры для изменения скорости разделены между маневрами для изменения наклонения и маневрами для изменения большой полуоси.

[0026] В некоторых примерах функция распределения вероятностей (PDF) положения спутника 203 может быть определена для поиска спутника 203 и/или генерирования параметров поиска для определения места положения спутника 203. В некоторых примерах функцию распределения вероятностей задают в отношении рассчитанного сегмента (например, функцию распределения вероятностей, заданную по изовременной линии, поверхности или изовременносу объему).

[0027] Примеры, раскрытые в настоящем документе, позволяют использовать меньше вычислительных ресурсов для определения места нахождения спутника 203 за счет ограничения (например, сужения) сегмента 308 из сжатой эпициклоиды 302. В этом примере сегмент 308 и/или геометрию сегмента 308 рассчитывают после определения конечных точек 304, 306, благодаря чему ограничивают и/или точно определяют область или объем, заданную или заданный сегментом 308, который необходимо рассчитать. Вычисление формы ограниченной сжатой эпициклоиды (например, сегмент сжатой эпициклоиды) требует значительно меньше вычислительных ресурсов, чем расчет всей геометрии или значительной части геометрии сжатой эпициклоиды или попытка рассчитать каждый возможный орбитальный путь для переходной орбиты, и, таким образом, снижает использование вычислительных ресурсов.

[0028] Хотя в этом примере показана сжатая эпициклоида 302, любое другое математическое соотношение, любые другие уравнения, геометрические формы и т.п. могут быть использованы для оценки орбитальных траекторий спутника. Соотношения, описанные выше, демонстрируют пример, в котором сжатая эпициклоида может быть реализована для сужения поля поиска. Некоторые примеры могут использовать матрицы, чтобы охарактеризовать изменения поведения сжатой эпициклоиды с течением времени (например, сжатой эпициклоиды в функциональной зависимости от времени). Еще в одном варианте реализации изобретения вся сжатая эпициклоида может быть рассчитана как функциональная зависимость от времени, и один или большее количество сегментов могут быть заданы или рассчитаны позднее в отношении всей сжатой эпициклоиды. В частности, вся сжатая эпициклоида может быть рассчитана, и один или большее количество сегментов могут быть выделены из всей сжатой эпициклоиды.

[0029] Хотя пример по ФИГ. 3 описывает спутник 203, движущийся с нижней начальной орбиты 202 на более высокую конечную орбиту 204, примеры, раскрытые в настоящем документе, могут быть применены, чтобы продолжить поиск спутника 203 в случае, если он не завершил переход на конечную орбиту 204 (например, спутник 203 не выполняет окончательный маневр и, таким образом, движется по переходной орбите) и к спутнику 203, движущемуся от более высокой орбиты 204 на более низкую орбиту 202. Например, может существовать неопределенность в отношении того, когда спутник 203 переместился с орбиты 204, что показано траекторией между третьей точкой 216 и четвертой точкой 220, которая задает вторую границу 310. В частности, спутник 203 может достигнуть конечной орбиты 204 в точке между третьей и четвертой точками 216, 220 посредством первой переходной орбиты, но не выполнить окончательный маневр для сохранения конечной орбиты 204, в результате чего спутник 203 будет вынужден продолжить движение вдоль другой части переходной орбиты, задавая вторую границу 310, что возникает из неопределенности того, когда спутник 203 отклонился от конечной орбиты 204 между точками 216, 220.

[0030] На ФИГ. 4 показаны относительные приведенные в качестве примера формы и положения множества изовременных линий приведенной в качестве примера схемы 300 орбитальных траекторий по ФИГ. 3, представляющие возможные места нахождения спутника в различные примеры моментов времени. В этом примере спутник 203, достигнувший конечной орбиты 204 в некоторой точке между точками 216, 220, не выполнил окончательный маневр для сохранения конечной орбиты 204 после достижения точки 216, и в результате этого неопределенность переходной орбиты спутника 203 оказывается задана границей 222 и границей 310, описанными выше в связи с ФИГ. 2 и 3, соответственно. Кроме того, изовременной сегмент (например, линия) 308, описанный выше в связи с ФИГ. 3, второй изовременной сегмент (например, линия) 402, обозначенный как "I(t2)", и третий изовременной сегмент (например, линия) 404, обозначенный как "I(t3)", соответствующий моменту времени, t3, второго участка пути переходной орбиты, приведены в показанном примере.

[0031] В некоторых примерах объем поиска может быть задан двумя или большим количеством изовременных линий и/или поверхностей для определения положения спутника 203. Например, если в дополнение к неопределенности времени маневра также существовала неопределенность в отношении использования маневра для изменения плоскости орбиты спутника, то дополнительные сжатые эпициклоидные сегменты могут быть рассчитаны для границы возможных плоскостей переходной орбиты. В частности, в моменты времени, t1 или t2, изовременной объем может быть создан с использованием сегмента 308 в момент времени, t1, или сегмента 402 в момент времени, t2, и дополнительных сжатых эпициклоидных сегментов, созданных в плоскости отличающейся орбиты. Функция распределения вероятностей (PDF) места нахождения спутника 203 также может быть рассчитана в отношении определенного объема поиска.

[0032] В некоторых примерах вместо объема поиска для поиска спутника 203 может быть использована поверхность поиска (например, трехмерный контур, плоскость сложной формы и т.п.) на основании изовременной поверхности, ограниченной одним или большим количеством сжатых эпициклоидных сегментов. Поверхность поиска может изменять свою геометрию в функциональной зависимости от времени, например. В некоторых примерах поверхность может быть задана как функциональная зависимость от времени.

[0033] Структурная схема представленного приведенного в качестве примера способа реализации примеров, раскрытых в настоящем документе, показана на ФИГ. 5. В этом примере способ может быть реализован с использованием машиночитаемых команд, которые содержат программу для исполнения процессором, таким как процессор 612, показанный в примере процессорной платформы 600, раскрытой выше в связи с ФИГ. 6. Программа может быть воплощена в программном обеспечении, сохраненном на материальном машиночитаемом носителе для хранения, таком как компакт-диск CD-ROM только для чтения, гибкий диск, жесткий диск, компакт-диск формата DVD, компакт-диск формата Blu-ray или запоминающее устройство, связанное с процессором 612, однако в альтернативном варианте реализации изобретения вся программа и/или ее части может быть выполнена или могут быть выполнены посредством устройства, отличного от процессора 612, и/или воплощена или воплощены в программно-аппаратных средствах (firmware) или специально выполненных аппаратных средствах. Кроме того, хотя приведенная в качестве примера программа описана в отношении структурной схемы, проиллюстрированной на ФИГ. 5, могут быть использованы многие другие альтернативные варианты реализации способов примера, раскрытого в настоящем документе. Например, порядок исполнения блоков может быть изменен, и/или некоторые из блоков, описанных здесь, могут быть изменены, удалены, или скомбинированы.

[0034] Как указано выше, приведенный в качестве примера способ по ФИГ. 5 может быть реализован с использованием кодированных команд (например, компьютерно- и/или машиночитаемых команд), сохраненных на материальном машиночитаемом носителе для хранения, таком как дисковод жесткого диска, флэш-память, оперативное запоминающее устройство (ROM), компакт-диск (CD), компакт-диск формата DVD, кэш-память, постоянное запоминающее устройство (RAM) и/или любое другое устройство для хранения или диск для хранения, на котором информация может храниться в течение времени любой продолжительности (например, в течение длительных периодов времени, постоянно, для коротких примеров, для временной буферизации и/или для "кэширования информации). При использовании в настоящем документе термин "материальный машиночитаемый носитель для хранения" явным образом означает включение любого типа машиночитаемого устройства для хранения и/или диска для хранения и исключение распространяющихся сигналов, и средств передачи. При использовании в настоящем документе термины "материальный машиночитаемый носитель для хранения" и "материальный компьютерочитаемый носитель для хранения" используются взаимозаменяемо. Дополнительно или еще в одном варианте реализации изобретения приведенный в качестве примера способ по ФИГ. 5 может быть реализован с использованием кодированных команд (например, компьютеро- и/или машиночитаемых команд), сохраненных на энергонезависимом компьютеро- и/или машиночитаемом носителе, таком как дисковод жесткого диска, флэш-память, оперативное запоминающее устройство, компакт-диск, компакт-диск DVD, кэш-память, постоянное запоминающее устройство и/или любое другое устройство для хранения или диск для хранения, на котором информация может храниться в течение времени любой продолжительности (например, в течение длительных периодов времени, постоянно, для коротких примеров, для временной буферизации и/или для кэширования информации). При использовании в настоящем документе термин "энергонезависимый машиночитаемый носитель" явным образом означает включение любого типа машиночитаемого устройства для хранения и/или диска для хранения и исключение распространяющихся сигналов, и средств передачи. При использовании в настоящем документе, где выражение "по меньшей мере" используется в качестве переходного выражения в ограничительной части пункта формулы изобретения и является открытым в том смысле, в котором является открытым термин "содержащий".

[0035] Приведенный в качестве примера способ по ФИГ. 5 начинают в блоке 500, в котором спутник (например, спутник 203) или объект, постоянно находящийся в космическом пространстве, начал совершать начальный маневр для перехода с начальной орбиты на конечную орбиту по переходной орбите (блок 500). Приведенный в качестве примера способ по ФИГ. 5 относится к спутнику, осуществляющему переход на конечную орбиту, однако пример способа по ФИГ. 5 или части примера способа по ФИГ. 5 могут быть реализованы перед тем, как спутник покинет начальную орбиту. Затем определяют диапазон граничных переходных орбит (например, граничных переходных орбит 214, 218) спутника (блок 502). Такое определение может быть выполнено посредством задания первой и второй точек выхода, соответствующих диапазону того, когда спутник может отклониться или уже отклонился от начальной орбиты, например. В частности, диапазон может быть задан точками 210, 212, описанными выше в связи с ФИГ. 2. В некоторых примерах диапазон граничных переходных орбит может задавать поверхность и/или объем, заданный граничными переходными орбитами. Далее определяют и/или задают конечные точки (например, конечные точки 304, 306) сжатой эпициклоиды (например, сжатой эпициклоиды 302), относящейся к переходной орбите (блок 504). Это определение может быть основано на времени или определено на определенный момент времени. Сжатая эпициклоида проиллюстрированного примера задана уравнениями 1-5, описанными выше в связи с ФИГ. 3, и геометрия сжатой эпициклоиды изменяется во времени. В некоторых других примерах может быть использована эпициклоида или любая другая подходящая геометрическая форма, функция или очертание.

[0036] Сегмент сжатой эпициклоиды рассчитывают, с использованием процессора, на основании спутниковых данных и указанных конечных точек (блок 506). Форма и/или геометрия сегмента могут быть рассчитаны на основе факторов (например, переменных), включая, помимо прочего, скорость спутника, положение спутника, последнюю известную орбиту, ожидаемые размер и форму конечной (например, целевой) орбиты, такие как большая полуось, прямое восхождение восходящего узла (RAAN), аргумент перигея, эксцентриситет, среднее движение и/или наклонение, диапазон возможного времени маневрирования на основе последнего успешного сбора и/или первого пропущенного сбора, ожидаемое время маневра с неопределенностью, функция распределения вероятностей (PDF) вероятного времени маневрирования (например, наиболее вероятного времени маневрирования), ковариационную матрицу положений спутника и/или двухстрочный набор элементов (TLE) для промежуточной орбиты и т.п. Сегмент сжатой эпициклоиды используется, чтобы задать зону поиска (например, ограниченный сжатый эпициклоидный регион поиска или COESR, поле поиска и т.п.). Сегмент проиллюстрированного примера может быть использован для установления набора элементов поиска, чтобы осуществить постановку задач датчику (например, системе обнаружения и слежения), параметров поиска (например, ограниченные районы поиска и т.п.), чтобы осуществить постановку задач датчику и/или фильтрам на поиск или обработку данных датчиков для выделения спутниковых данных (например, положения спутника и т.п.). В некоторых примерах геометрию сегмента рассчитывают и/или определяют как функциональную зависимость от времени. В частности, могут быть рассчитаны и/или определены форма и положение сегмента на основании времени. В других примерах геометрическую форму и/или положение сегмента определяют на определенный момент времени.

[0037] В некоторых примерах функцию распределения вероятностей положения спутника рассчитывают в отношении и/или на основе сегмента (блок 508). В некоторых примерах функция распределения вероятностей основана на времени, или ее рассчитывают на определенный момент времени. Дополнительно или еще в одном варианте реализации изобретения функцию распределения вероятностей дополнительно используют для установления, определения и/или модифицирования зоны поиска. В некоторых примерах параметр поиска и/или поисковый образ создают или генерируют на основе сегмента (блок 510). Параметр поиска может быть командами и/или зоной поиска, обеспечиваемыми (например, сообщаемые) на датчик (например, датчик обнаружения, систему обнаружения объектов и слежения за ними и т.п.), чтобы начать поиск в заданном месте нахождения, например (блок 512). Датчик затем направляют и/или выдают ему команды для поиска спутника (блок 513). Например, в качестве реакции на прием команд датчик выполняет поиск спутника на основе сегмента и/или функции распределения вероятностей (блок 514). В этом примере датчик обнаруживает и отслеживает спутник. В других примерах датчик обнаруживает положение спутника на конкретное время. Датчик может быть постоянно направленным, сканирующим, оптическим, радарным и/или инфракрасным и т.п. В некоторых примерах процессор направляет или выдает команды на датчик (например, посылает команды на датчик) на основании поискового образа, зоны поиска и/или параметра поиска.

[0038] В некоторых примерах параметр поиска, поисковый образ и/или зона поиска может быть использован или могут быть использованы, чтобы осуществить координирование множества датчиков и начать поиск положения спутника. Дополнительно или еще в одном варианте реализации изобретения параметр поиска может функционально зависеть от времени, а команды на поиск для датчика (датчиков) могут быть основаны на времени. В других примерах параметр поиска, поисковый образ и/или зона поиска могут быть использованы для фильтрования данных датчиков для обеспечения возможности обработки наблюдения соответствующих датчиков, чтобы значительно уменьшить количество данных, подлежащих обработке путем поиска в данных датчиков. Если определяют, что процесс окончен (блок 516), процесс завершают (блок 518). Процесс может быть окончен на основании определения места нахождения спутника, завершения определения параметра поиска, поискового образа и/или зоны поиска, и/или передачи команды на поиск. Если определяют, что процесс не окончен (блок 516), процесс повторяют (блок 502). Например, если спутник не был обнаружен, данные о совершенных поисках могут быть переданы в качестве обратной связи в приведенный алгоритм для определения новых параметров поиска.

[0039] На ФИГ. 6 показана блок-схема примера процессорной платформы 600, выполненной с возможностью исполнения команды для реализации способа по ФИГ. 5. Процессорная платформа 600 может представлять собой, например, сервер, личный компьютер, мобильное устройство (например, планшет, такой как iPad™), персональный цифровой помощник (PDA), Интернет-устройство или компьютерное устройство любого другого необходимого типа.

[0040] Процессорная платформа 600 проиллюстрированного примера включает в себя процессор 612. Процессор 612 проиллюстрированного примера является аппаратными средствами. Например, процессор 612 может быть реализован одним или большим количеством интегральных схем, логических схем, микропроцессоров или контроллеров любого необходимого типа или производителя.

[0041] Процессор 612 проиллюстрированного примера включает в себя локальное запоминающее устройство 613 (например, кэш-память). Процессор 612 проиллюстрированного примера сообщается с основным запоминающим устройством, в том числе с энергозависимым запоминающим устройством 614 и энергонезависимом запоминающим устройством 616, через шину 618. Энергозависимое запоминающее устройство 614 может быть реализовано оперативным запоминающим устройством с синхронной динамической памятью (SDRAM), оперативным запоминающим устройством с динамической памятью (DRAM), запоминающим устройством с синхронной оперативной видеопамятью компании Rambus с передачей данных по фронту и спаду синхроимпульса (RDRAM) и/или оперативным запоминающим устройством любого другого необходимого типа. Энергонезависимое запоминающее устройство 616 может быть реализовано с помощью флэш-памяти и/или запоминающего устройства любого другого необходимого типа. Доступ к основному запоминающему устройству, включая энергозависимое запоминающее устройство 614 и энергонезависимое запоминающее устройство 616, управляется контроллером запоминающего устройства.

[0042] Процессорная платформа 600 проиллюстрированного примера также включает в себя интерфейсную схему 620. Интерфейсная схема 620 может быть реализована посредством стандарта интерфейса любого типа, такого как интерфейс Ethernet, универсальная последовательная шина (USB), и/или интерфейс PCI express.

[0043] В показанном примере одно или большее количество устройств 622 ввода соединены с интерфейсной схемой 620. Устройство (устройства) 622 ввода обеспечивает (обеспечивают) возможность пользователю вводить данные и команды в процессор 612. Устройство (устройства) ввода может (могут) быть реализовано (реализованы), например, датчиком звука, микрофоном, камерой (неподвижного изображения или видео), клавиатурой, кнопкой, мышью, сенсорным экраном, сенсорной площадкой, трекболом, средствами isopoint и/или системой голосового распознавания.

[0044] Одно или большее количество устройств 624 вывода также соединены с интерфейсной схемой 620 проиллюстрированного примера. Устройства 624 вывода могут быть реализованы, например, дисплейными устройствами (например, светоизлучающим диодом (LED), органическим светоизлучающим диодом (OLED), жидкокристаллическим дисплеем, дисплеем с электронно-лучевой трубкой (CRT), сенсорным экраном, устройством тактильного вывода, принтером и/или громкоговорителями). Интерфейсная схема 620 проиллюстрированного примера, таким образом, обычно включает в себя карту с графическим драйвером, чип с графическим драйвером или процессор с графическим драйвером.

[0045] Интерфейсная схема 620 проиллюстрированного примера также включает в себя устройство связи, такое как передатчик, приемник, приемно-передающее устройство, модем и/или сетевой адаптер, для облегчения обмена данными с внешними устройствами (например, компьютерными устройствами любого вида) через сеть 626 (например, соединение Ethernet, коаксильный кабель, систему сотовой телефонии и т.п.).

[0046] Процессорная платформа 600 проиллюстрированного примера также включает в себя одно или большее количество запоминающих устройств 628 большой емкости для хранения программного обеспечения и/или данных. Примеры таких запоминающих устройств 628 большой емкости включают в себя дисководы гибкого диска, дисководы жесткого диска, приводы компакт-дисков, приводы компакт-дисков формата Blu-ray, системы типа RAID на основе матрицы независимых дисковых накопителей с избыточностью и приводы компакт-дисков формата DVD.

[0047] Кодированные команды 632 для реализации способа по ФИГ. 5 могут быть сохранены на запоминающем устройстве 628 большой емкости, в энергозависимом запоминающем устройстве 614, в энергонезависимом запоминающем устройстве 616 и/или на съемном материальном машиночитаемом носителе для хранения, таком как CD или DVD.

[0048] Хотя в настоящем документе были раскрыты конкретные приведенные в качестве примера способы, устройства и изделия, объем настоящего изобретения не ограничен ими. Наоборот, настоящее изобретение включает в себя все способы, устройства и изделия, явным образом охватываемые формулой изобретения настоящего патента. Несмотря на использование в описании спутников, приведенное в качестве примера устройство может применяться для транспортных средств, аэродинамических конструкций и т.п.

1. Способ поиска спутника на его переходной орбите, согласно которому:

определяют на основании граничных положений (214, 218) переходной орбиты (106) спутника (101, 203) конечные точки (304, 306) по меньшей мере одного сегмента (308) сжатой эпициклоиды (302), относящегося к переходной орбите (106) спутника (101, 203),

рассчитывают с использованием процессора (612) форму сегмента (308) сжатой эпициклоиды (302) на основании спутниковых данных и указанных конечных точек (304, 306), чтобы задать зону поиска для определения положения спутника (101, 203) на переходной орбите (106), и

осуществляют поиск положения спутника (101, 203) на основании сегмента (308) сжатой эпициклоиды (302), когда спутник (101, 203) движется по переходной орбите (106),

причем сегмент сжатой эпициклоиды определяют посредством следующих уравнений

где t – время, – время маневра на переходную орбиту, a – большая полуось, b – малая полуось, e – эксцентриситет, – аргумент перигея и E – эксцентрическая аномалия спутника в пределах переходной орбиты (106).

2. Способ по п. 1, согласно которому дополнительно генерируют с использованием процессора (612) параметр поиска на основании сегмента (308) сжатой эпициклоиды, чтобы найти положение спутника (101, 203).

3. Способ по п. 2, согласно которому параметр поиска содержит ограниченный район поиска, область поиска или зону поиска.

4. Способ по п. 1, 2 или 3, согласно которому дополнительно рассчитывают функцию распределения вероятностей положения спутника (101, 203) в отношении сегмента (308) сжатой эпициклоиды.

5. Способ по п. 1, 2 или 3, согласно которому дополнительно направляют датчик для поиска спутника (101, 203) на основании сегмента (308) сжатой эпициклоиды.

6. Способ по п. 1, 2 или 3, согласно которому сегмент (308) сжатой эпициклоиды рассчитывают как функциональную зависимость от времени.

7. Способ по п. 1, 2 или 3, согласно которому конечные точки (304, 306) определяют как функциональную зависимость от времени.

8. Способ по п. 1, 2 или 3, согласно которому спутниковые (101, 203) данные содержат один или большее число следующих параметров: скорость спутника (101, 203), положение спутника (101, 203), последняя известная орбита спутника (101, 203), двухстрочный набор элементов для промежуточной орбиты (202), ожидаемые размер и форма целевой орбиты, диапазон возможного времени маневрирования, функция распределения вероятностей вероятного времени маневрирования или соответствующая ковариационная матрица.

9. Способ по п. 1, 2 или 3, согласно которому сегмент (308) сжатой эпициклоиды задает границы (222, 310) изохронной линии (308, 402, 404), изохронной поверхности или изохронного объема.

10. Способ по п. 1, согласно которому дополнительно:

определяют диапазон граничных положений (214, 218) переходной орбиты (106) спутника (101, 203) и

определяют конечные точки (304, 306) по меньшей мере одного сегмента (308,402,404) сжатой эпициклоиды (302), относящегося к переходной орбите (106) спутника (101, 203) на определенный момент времени на основании диапазона граничных положений (214, 218) переходной орбиты (106), и

рассчитывают с использованием процессора (612) указанный по меньшей мере один сегмент (308,402,404) сжатой эпициклоиды (302) на основании конечных точек (304, 306), причем

указанный по меньшей мере один сегмент сжатой эпициклоиды (302) задаёт изохронную линию (308,402,404), изохронную поверхность или изохронный объем, чтобы задавать зону поиска спутника (101, 203) на указанный определенный момент времени.

11. Способ по п. 1 или 10, согласно которому дополнительно рассчитывают функцию распределения вероятностей положения спутника (101, 203), и при этом поиск положения спутника (101, 203) дополнительно основан на указанной функции распределения вероятностей.

12. Способ по п. 1 или 10, согласно которому поиск положения спутника (101,203) включает направление датчика на основании сегмента (308) сжатой эпициклоиды.

13. Способ по п. 1 или 10, согласно которому поиск положения спутника (101,203) включает генерирование поискового образа.

14. Способ по п. 1 или 10, согласно которому спутниковые (101, 203) данные содержат один или большее число следующих параметров: скорость спутника (101, 203), положение спутника (101, 203), последняя известная орбита спутника (101, 203), двухстрочный набор элементов для промежуточной орбиты (202), ожидаемые размер и форма целевой орбиты, диапазон возможного времени маневрирования, функция распределения вероятностей вероятного времени маневрирования или соответствующая ковариационная матрица.

15. Процессорная платформа (600), включающая в себя процессор (612), запоминающие устройства, устройства ввода/вывода и интерфейс обмена данными, причём процессор (612) позволяет при посредстве указанных устройств:

определять конечные точки (304, 306) сегмента сжатой эпициклоиды (302), относящегося к переходной орбите (106) спутника (101, 203),

рассчитывать сегмент сжатой эпициклоиды на основании спутниковых (101,203) данных и указанных конечных точек (304, 306) указанного сегмента с обеспечением поиска положения спутника (101, 203), движущегося по его переходной орбите (106),

причем сегмент сжатой эпициклоиды определяют посредством следующих уравнений

где t – время, – время маневра на переходную орбиту, a – большая полуось, b – малая полуось, e – эксцентриситет, – аргумент перигея и E – эксцентрическая аномалия спутника в пределах переходной орбиты (106).

16. Процессорная платформа по п.15, содержащая сохраненные в ней команды, которые при исполнении дополнительно заставляют машину рассчитывать функцию распределения вероятностей положения спутника (101, 203), когда спутник (101, 203) движется по переходной орбите (106).

17. Процессорная платформа по п.15 или 16, содержащая сохраненные в ней команды, которые при исполнении дополнительно заставляют машину обеспечивать сегмент (308) или зону поиска на основе сегмента (308) для датчика обнаружения, предназначенного для использования при поиске положения спутника (101, 203), когда спутник (101, 203) движется по переходной орбите (106).

18. Процессорная платформа по п.15 или 16, содержащая сохраненные в ней команды, в которой спутниковые (101, 203) данные содержат один или большее число следующих параметров: скорость спутника (101, 203), положение спутника (101, 203), последняя известная орбита спутника (101, 203), двухстрочный набор элементов для промежуточной орбиты (202), ожидаемые размер и форма целевой орбиты, диапазон возможного времени маневрирования, функция распределения вероятностей вероятного времени маневрирования или соответствующая ковариационная матрица.

19. Процессорная платформа по п.15 или 16, содержащая сохраненные в ней команды, в которой сегмент (308) рассчитывается посредством определения сжатой эпициклоиды и осуществляется деление сжатой эпициклоиды на основании конечных точек (304, 306).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) с помощью двигателей преимущественно сверхмалой тяги (~ 0,1 Н).

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) с помощью двигателей преимущественно сверхмалой тяги (~ 0,1 Н).

Изобретение относится к конструкции и оборудованию главным образом малоразмерных спутников, предназначенных для создания антенных систем. Бинарный космический аппарат (БКА) содержит два кубических корпуса с поворотными телескопическими штангами, на которых размещены мультивекторные матричные ракетные двигатели (ММРД) для развёртывания гибкой солнечной батареи, интегрированной с коллинеарной антенной, информационными и силовыми шинами, позиционной штрихкодовой лентой.

Группа изобретений относится к полётному тестированию бортового оборудования (4) спутника (6) посредством наземной станции (82), имеющей первый радиочастотный усилитель (86) и радиочастотную передающую антенну (88).

Группа изобретений относится к полётному тестированию бортового оборудования (4) спутника (6) посредством наземной станции (82), имеющей первый радиочастотный усилитель (86) и радиочастотную передающую антенну (88).

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты.

Изобретение относится, главным образом, к спутникам для наблюдения Земли. Привязка включает измерение параметров орбиты спутника, ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка.

Изобретение относится, главным образом, к спутникам для наблюдения Земли. Привязка включает измерение параметров орбиты спутника, ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка.

Устройство и способы удержания спутника на орбите. Спутник содержит северный электрический двигатель малой тяги и южный электрический двигатель малой тяги, установленные на стороне зенита, восточный химический двигатель малой тяги, установленный на восточной стороне, и западный химический двигатель малой тяги, установленный на западной стороне.

Устройство и способы удержания спутника на орбите. Спутник содержит северный электрический двигатель малой тяги и южный электрический двигатель малой тяги, установленные на стороне зенита, восточный химический двигатель малой тяги, установленный на восточной стороне, и западный химический двигатель малой тяги, установленный на западной стороне.

Группа изобретений относится к области межорбитального маневрирования и слежения за полётом спутников. Спутник осуществляет перелёт с начальной на конечную орбиту по переходной орбите. Поиск спутника на ПО включает построение изохронных областей поиска, в частности сегментов, заключённых между граничными ПО. Последние получаются, в частности, сдвигом начальной точки ПО согласно некоторому времени начала манёвра. По параметрам ПО для выбранных моментов времени строят сжатую эпициклоиду, пересекающую область между граничными ПО. Точки пересечения с границами области задают сегмент сжатой эпициклоиды, в пределах которого производят поиск спутника. Построение указанного сегмента производят на основании спутниковых данных с помощью процессора. Технический результат состоит в более оперативном поиске спутника и более эффективном использовании датчиков. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх