RU2641024C2 - Telemetering measurements from space vehicle time reference determination method - Google Patents

Telemetering measurements from space vehicle time reference determination method Download PDF

Info

Publication number
RU2641024C2
RU2641024C2 RU2016114247A RU2016114247A RU2641024C2 RU 2641024 C2 RU2641024 C2 RU 2641024C2 RU 2016114247 A RU2016114247 A RU 2016114247A RU 2016114247 A RU2016114247 A RU 2016114247A RU 2641024 C2 RU2641024 C2 RU 2641024C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
time
board
magnetic field
error
Prior art date
Application number
RU2016114247A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2016114247A (en
Inventor
Олег Николаевич Волков
Михаил Юрьевич Беляев
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" filed Critical Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority to RU2016114247A priority Critical patent/RU2641024C2/en
Publication of RU2016114247A publication Critical patent/RU2016114247A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2641024C2 publication Critical patent/RU2641024C2/en

Links

Landscapes

  • Measuring Magnetic Variables (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: method includes the time marks generation on board of the space vehicle (SV) and the marks along with the telemetering data transfer to the ground receiving point. Upon that, one measures the SV orbit parameters and determines the intensity (
Figure 00000017
) of terrestrial magnetism (IOTM) from the orbit parameters. The IOTM present intensity (
Figure 00000018
 ) is measured on board of the SV. By the fixed time point t0 one alleviates the SV rotation in reference to the center of mass (for the reduction in vortex currents). One determines the time reference error (Δt0) of the telemetering measurements at the moment t0, the time error accumulation ratio (k) and the error (
Figure 00000019
 ) in the IOTM measurement by reason of the influence of the SV self-magnetic field from the minimum condition of the sum of squares of the differences between the modules
Figure 00000017
 and
Figure 00000020
 (dependent upon Δt0, k and
Figure 00000019
) by the consecutive samplings instants.
EFFECT: providing the precise telemetering measurements from the space vehicle time reference upon the existence of the time-dependent errors in the on-board time marks generation.
1 cl

Description

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата (КА).The invention relates to space technology and can be used to determine the timing of telemetry measurements from a spacecraft (SC).

Радиотелеметрические системы играют важную роль в процессе получения научной информации в космическом эксперименте. С их помощью на Землю передаются сведения об исследуемых процессах и явлениях, а также о работе научной аппаратуры и служебных системах. Используемая в космических экспериментах информационно-телеметрическая система состоит из бортовой части, устанавливаемой на КА, и наземной, связанной с ней радиолинией. Бортовая часть системы содержит устройства восприятия первичной информации, сбора, преобразования и последующей ее передачи в наземную часть системы, имеющую приемные, дешифрирующие (преобразующие), регистрирующие элементы, и средства визуального отображения принимаемой информации.Radio telemetry systems play an important role in the process of obtaining scientific information in a space experiment. With their help, information about the processes and phenomena under study, as well as the work of scientific equipment and service systems, is transmitted to the Earth. The information and telemetry system used in space experiments consists of an airborne part mounted on a spacecraft and a ground part connected with it by a radio link. The onboard part of the system contains devices for sensing primary information, collecting, converting and subsequently transmitting it to the ground part of the system having receiving, decrypting (converting), recording elements, and means for visually displaying the received information.

Для передачи большого объема информации, получаемой в космическом полете, применяются многоканальные радиотелеметрические системы (РТС) с различными методами разделения каналов. В настоящее время используются методы частотного, временного, кодового и комбинированного разделения каналов, которые обеспечивают скорости передачи информации до нескольких миллионов бит в секунду. Существующая тенденция увеличения скорости передачи информации до десятков и (даже сотен) миллионов бит в секунду связана с усложнением бортового оборудования и увеличением объема выполняемых экспериментов.To transmit a large amount of information received in space flight, multichannel radio telemetry systems (RTS) with various methods of channel separation are used. Currently, methods of frequency, time, code and combined channel separation are used, which provide information transfer rates of up to several million bits per second. The current trend of increasing the speed of information transfer to tens and (even hundreds) of millions of bits per second is associated with the complexity of on-board equipment and an increase in the volume of experiments performed.

Наибольшее распространение при обеспечении космических полетов получили системы с частотным и временным разделением каналов, что обусловлено рядом их технических и эксплуатационных преимуществ.The most widespread in the provision of space flights were systems with frequency and time division of channels, due to a number of their technical and operational advantages.

При частотном разделении каждому каналу отводится некоторая полоса частот, в пределах которой практически укладывается спектр той части сигнала, которая обеспечивает передачу информации этого канала. При временном разделении каждому каналу периодически предоставляется определенный интервал времени, в течение которого осуществляется передача сигнала данного канала.In the frequency division, each channel is allocated a certain frequency band, within which the spectrum of that part of the signal that provides the transmission of information of this channel is practically fit. In time division, each channel is periodically provided with a certain time interval during which the signal of this channel is transmitted.

Для передачи полученной на борту КА информации измерения от датчиков преобразуются в электрические величины. Электрические сигналы на борту КА поступают на суммирующие и кодирующие устройства, формирующие телеметрический кадр (групповой сигнал). Для разделения информации от каждого из используемых датчиков вводятся специальные адресные признаки. Сформированный таким образом групповой сигнал излучается в пространство и принимается наземными пунктами при пролете КА над ними.To transmit information received on board the spacecraft, measurements from sensors are converted into electrical quantities. Electrical signals on board the spacecraft arrive at summing and coding devices forming a telemetric frame (group signal). To separate information from each of the sensors used, special address signs are introduced. The group signal thus formed is emitted into space and received by ground-based points when the spacecraft passes over them.

Наиболее простой способ временной привязки телеметрических измерений реализуется в режиме непосредственной передаче (НП) данных на Землю [1] Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях», М.: Машиностроение, 1984.The easiest way to temporarily coordinate telemetry measurements is implemented in the direct transmission (NP) mode of data to the Earth [1] M. Belyaev "Scientific experiments on spaceships and orbital stations", M.: Mechanical Engineering, 1984.

В этом случае поступающая в режиме НП информация автоматически привязывается к используемому в пункте приема информации времени.In this case, the information received in the NP mode is automatically tied to the time used at the information receiving point.

Однако данный способ реализуем только при нахождении КА в зоне наземного измерительного пункта.However, this method is implemented only when the spacecraft is in the zone of the ground-based measuring point.

В процессе полета по орбите космический аппарат периодически оказывается вне зоны видимости наземных измерительных пунктов (для низкоорбитальных аппаратов, в основном и реализуемых в нашей стране, большую часть полета КА не имеет прямой связи с наземными пунктами). Поэтому практически все научно-исследовательские КА имеют в своем составе запоминающие устройства (емкостью до 100 Гбит) для записи электрических сигналов, содержащих информацию об изучаемых явлениях.During the flight in orbit, the spacecraft periodically turns out to be out of sight of ground-based measuring points (for low-orbit vehicles, mainly sold in our country, most of the spacecraft’s flight does not have direct connection with ground-based points). Therefore, almost all scientific research spacecraft incorporate memory devices (with a capacity of up to 100 Gbps) for recording electrical signals containing information about the phenomena being studied.

Для обеспечения временной привязки информации в телеметрический кадр вводят специальные служебные сигналы, формируемые бортовым генератором эталонного времени. С помощью данных сигналов при наземной обработке и анализе информации с высокой точностью определяются моменты времени появления зарегистрированного на борту КА события.To ensure the timing of information in the telemetry frame, special service signals are introduced, generated by the on-board generator of the reference time. Using these signals during ground processing and analysis of information, the moments of time of occurrence of an event registered on board the spacecraft are determined with high accuracy.

Известен способ, включающий генерацию на борту временных меток и передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт [2] Мановцев А.П. Основы теории радиотелеметрии. М.: Энергия, 1973. Данный способ используется для большинства КА, имеющих устройства записи информации.A known method, including generating on-board time stamps and transmitting them with the measured parameters of the on-board systems in the formed telemetry frame to the ground receiving point [2] A. Manovtsev Fundamentals of the theory of radio telemetry. M .: Energy, 1973. This method is used for most spacecraft having information recording devices.

В этом случае обеспечивается временная привязка измерений, выполняемых при нахождении КА в любых точках орбиты.In this case, the timing of measurements performed when the spacecraft is located at any point in the orbit is provided.

Однако, как показывает опыт, практически всегда имеет место погрешность в формировании бортовым генератором эталонного времени. Это приводит к своеобразному «уходу» генерируемых временных меток и появлению временной ошибки Δt, которая в некоторых случаях может достигать 2-3 мин.However, experience shows that almost always there is an error in the formation of the reference time by the on-board generator. This leads to a kind of “departure” of the generated time stamps and the appearance of a temporary error Δt, which in some cases can reach 2-3 minutes.

Для решения данной проблемы был предложен [3] Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата, патент №2561874, 2015 г., авторы Беляев М.Ю., Волков О.Н., Матвеева Т.В. Данный способ выбран авторами за прототип.To solve this problem, it was proposed [3]. Patent No. 2561874, 2015, authors Belyaev M.Yu., Volkov ON, Matveeva TV This method is chosen by the authors for the prototype.

В способе-прототипе определения временной привязки телеметрических измерений с КА, основанном на генерации на борту временных меток и передачи их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт, измеряют на борту космического аппарата напряженность магнитного поля Земли (МПЗ), измеряют параметры орбиты космического аппарата, по которым определяют напряженность магнитного поля Земли, определяют ошибку временной привязки телеметрических измерений Δt из соотношений

Figure 00000001
где На - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измеренным параметрам орбиты космического аппарата, Н - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измерениям на борту космического аппарата, и определяют временную привязку телеметрических измерений по формуле
Figure 00000002
, где t - временная привязка телеметрических измерений, полученная по бортовым временным меткам.In the prototype method for determining the timing of telemetry measurements with spacecraft, based on the generation of time stamps on board and their transmission with the measured parameters of the on-board systems in the formed telemetry frame to the ground receiving point, the Earth's magnetic field strength (MPF) is measured on board the spacecraft, measured the parameters of the orbit of the spacecraft, which determine the strength of the Earth’s magnetic field, determine the error in the timing of telemetric measurements Δt from the relations
Figure 00000001
where N a is the module of the Earth’s magnetic field strength, obtained from the measured parameters of the orbit of the spacecraft, N is the module of the Earth’s magnetic field strength, obtained from measurements on board the spacecraft, and determine the timing of telemetry measurements by the formula
Figure 00000002
, where t is the timing of telemetric measurements obtained from the on-board timestamps.

Это позволяет, как правило, значительно повысить точность временной привязки. В то же время практически на всех космических аппаратах (КА) возникают магнитные помехи, обусловленные наличием на борту магнитно-твердых материалов и токовых контуров. Эти помехи на определенном интервале приблизительно постоянны, однако при изменении токовой нагрузки или при изменении конфигурации КА (например, при стыковке к орбитальной станции нового модуля) эти помехи изменяют свое значение. Величина собственных магнитных помех КА может достигать ~10% от величины магнитного поля Земли. Кроме того, при вращении КА вокруг центра масс возникают вихревые токи, которые также приводят к ошибкам при использовании способа-прототипа.This allows, as a rule, to significantly increase the accuracy of the timing. At the same time, practically on all spacecraft (SC) magnetic interference occurs due to the presence on board of magnetically solid materials and current circuits. These interferences at a certain interval are approximately constant, however, when the current load changes or when the spacecraft configuration changes (for example, when a new module is docked to the orbital station), these interferences change their value. The magnitude of the intrinsic magnetic interference of the spacecraft can reach ~ 10% of the magnitude of the Earth's magnetic field. In addition, when the spacecraft rotates around the center of mass, eddy currents occur, which also lead to errors when using the prototype method.

Техническим результатом предлагаемого способа является обеспечение точной временной привязки телеметрических измерений с КА.The technical result of the proposed method is to ensure accurate timing of telemetry measurements from the spacecraft.

Технический результат достигается тем, что в предлагаемом способе осуществляют генерацию на борту временных меток, передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт, измерение параметров орбиты космического аппарата и определение по ним напряженности магнитного поля Земли, измерение на борту космического аппарата фактической напряженности магнитного поля Земли, гасят к фиксированному моменту времени t0 угловые скорости вращения космического аппарата относительно центра масс, определяют ошибку временной привязки телеметрических измерений в момент времени t0, коэффициент, учитывающий накопление временной ошибки, и погрешность в измерении магнитного поля Земли из-за влияния собственного магнитного поля космического аппарата, из соотношения

Figure 00000003
где На - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измеренным параметрам орбиты космического аппарата,
Figure 00000004
- напряженность магнитного поля Земли, полученная по измерениям на борту космического аппарата,
Figure 00000005
Δt0 - ошибка временной привязки телеметрических измерений в момент времени t0, k - коэффициент, учитывающий накопление временной ошибки,
Figure 00000006
- погрешность в измерении напряженности магнитного поля Земли из-за влияния на измерения собственного магнитного поля космического аппарата (магнитная помеха на КА), и определяют временную привязку телеметрических измерений по формуле
Figure 00000007
где t - временная привязка телеметрических измерений, полученная по бортовым временным меткам.The technical result is achieved by the fact that in the proposed method, timestamps are generated on board, transmitted with measured parameters of the onboard systems in the formed telemetric frame to the ground receiving point, measurement of the orbit parameters of the spacecraft and determination of the Earth’s magnetic field strength from them, measurement onboard the spacecraft actual apparatus the magnetic field of the Earth, is quenched to a fixed point in time t 0 the rotational angular velocity of the spacecraft with respect to about the center of mass, determine the timing error telemetric measurement at time t 0, the coefficient that takes into account the accumulation of the timing error, and the error in the measurement of the magnetic field of the earth due to the influence of the magnetic field of the spacecraft from the relation
Figure 00000003
where N a is the modulus of the Earth's magnetic field, obtained from the measured parameters of the orbit of the spacecraft,
Figure 00000004
- the magnetic field of the Earth obtained from measurements on board the spacecraft,
Figure 00000005
Δt 0 - error of the timing of telemetric measurements at time t 0 , k - coefficient taking into account the accumulation of a temporary error,
Figure 00000006
- the error in measuring the Earth's magnetic field due to the influence on the measurement of the intrinsic magnetic field of the spacecraft (magnetic interference on the spacecraft), and determine the timing of telemetry measurements by the formula
Figure 00000007
where t is the timing of telemetry measurements obtained from the on-board timestamps.

Из приведенного соотношения с помощью метода наименьших квадратов находятся значения Δt0, k,

Figure 00000006
. Эта задача решается с помощью стандартных процедур вычислительной линейной алгебры. Поскольку угловые скорости КА гасятся, вихревые токи на космическом аппарате практически не возникают. Учет погрешности в измерении напряженности магнитного поля Земли позволяет повысить точность определения временной привязки телеметрических измерений.Using the least squares method, we find the values Δt 0 , k,
Figure 00000006
. This problem is solved using standard procedures of computational linear algebra. Since the angular velocity of the spacecraft is quenched, eddy currents on the spacecraft practically do not occur. Taking into account the error in measuring the Earth's magnetic field allows you to improve the accuracy of determining the timing of telemetric measurements.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа на российском сегменте МКС или на грузовом корабле «Прогресс». Для генерации на борту временных меток и передачи их с измеряемыми параметрами бортовых систем на наземный пункт могут использоваться существующие телеметрические системы БИТС и др. Для измерения напряженности магнитного поля Земли могут использоваться магнитометры типа СМ или СГК-64. Погрешности измерения составляют десятки

Figure 00000008
(~0.1% от модуля напряженности МПЗ). Определение параметров орбиты КА может осуществляться с помощью приемников спутниковых навигационных систем GPS или ГЛОНАСС. Гашение угловых скоростей может выполняться штатной системой ориентации. Для расчета напряженности МПЗ, модуля напряженности, ошибки временной привязки Δt, временной привязки телеметрических измерений и фиксации момента времени начала измерений t может использоваться БЦВМ или другие вычислительные устройства. Расчет напряженности МПЗ осуществляется с точностью ~30÷40
Figure 00000008
, что составляет ~0.1% от модуля напряженности МПЗ.Currently, everything is technically ready for the implementation of the proposed method on the ISS Russian segment or on the Progress cargo ship. Existing BITS telemetry systems and others can be used to generate time stamps on board and transmit them with measured parameters of on-board systems to a ground station. Magnetometers of the type SM or SGK-64 can be used to measure the Earth's magnetic field strength. Measurement errors are tens
Figure 00000008
(~ 0.1% of the modulus of tension MPZ). The satellite orbit parameters can be determined using the receivers of satellite navigation systems GPS or GLONASS. The damping of angular velocities can be performed by a standard orientation system. To calculate the tension of the magnetic overcurrent protection, the tension modulus, the error of the timing Δt, the timing of telemetric measurements and fixing the measurement start time t, a computer or other computing devices can be used. The calculation of the MPZ tension is carried out with an accuracy of ~ 30 ÷ 40
Figure 00000008
, which is ~ 0.1% of the modulus of the MPZ tension.

Предлагаемый способ позволяет определять временную привязку телеметрических измерений с космического аппарата, на борту которого возникают магнитные помехи, в случае наличия изменяющихся во времени погрешностей в формировании бортовых временных меток. Погрешность получаемой данным способом временной привязки оказывается менее 1 сек.The proposed method allows to determine the timing of telemetry measurements from a spacecraft on board which there is magnetic interference, in the case of the presence of time-varying errors in the formation of on-board time stamps. The error obtained by this method of timing is less than 1 second.

Список литературыBibliography

1. Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях», М.: Машиностроение, 1984.1. Belyaev M.Yu. "Scientific experiments on spaceships and orbital stations", M.: Mechanical Engineering, 1984.

2. Мановцев А.П. Основы теории радиотелеметрии. М.: Энергия, 1973.2. Manovtsev A.P. Fundamentals of the theory of radio telemetry. M .: Energy, 1973.

3. Беляев М.Ю., Волков О.Н., Матвеева Т.В. «Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата», патент №2561874, 2015 г.3. Belyaev M.Yu., Volkov ON, Matveeva T.V. “A method for determining the timing of telemetric measurements from a spacecraft”, patent No. 2561874, 2015

Claims (1)

Способ определения временной привязки телеметрических измерений с космического аппарата, включающий генерацию на борту временных меток, передачу их с измеряемыми параметрами бортовых систем в сформированном телеметрическом кадре на наземный приемный пункт, измерение параметров орбиты космического аппарата и определение по ним напряженности магнитного поля Земли, измерение на борту космического аппарата фактической напряженности магнитного поля Земли, отличающийся тем, что гасят к фиксированному моменту времени t0 угловые скорости вращения космического аппарата относительно центра масс, определяют ошибку временной привязки телеметрических измерений в момент времени t0, коэффициент, учитывающий накопление временной ошибки, и погрешность в измерении магнитного поля Земли из-за влияния собственного магнитного поля космического аппарата - из соотношения
Figure 00000009
, где На - модуль напряженности магнитного поля Земли, полученный по измеренным параметрам орбиты космического аппарата,
Figure 00000010
- напряженность магнитного поля Земли, полученная по измерениям на борту космического аппарата, Δt=Δt0+k(t-t0), Δt0 - ошибка временной привязки телеметрических измерений в момент времени t0, k - коэффициент, учитывающий накопление временной ошибки,
Figure 00000011
- погрешность в измерении напряженности магнитного поля Земли из-за влияния на измерения собственного магнитного поля космического аппарата, и определяют временную привязку телеметрических измерений по формуле t*=t+Δt0+k(t-t0), где t - временная привязка телеметрических измерений, полученная по бортовым временным меткам.A method for determining the timing of telemetric measurements from a spacecraft, including generating on-board time stamps, transmitting them with the measured parameters of the on-board systems in the generated telemetry frame to a ground receiving station, measuring the parameters of the orbit of the spacecraft and determining the Earth's magnetic field strength from them, measuring on board spacecraft of the actual magnetic field of the Earth, characterized in that the angular velocity is extinguished by a fixed point in time t 0 the rotation of the spacecraft relative to the center of mass, determine the error of the telemetric measurement timing at time t 0 , the coefficient taking into account the accumulation of the time error, and the error in measuring the Earth’s magnetic field due to the influence of the spacecraft’s own magnetic field - from the relation
Figure 00000009
, where N a is the module of the Earth's magnetic field, obtained from the measured parameters of the orbit of the spacecraft,
Figure 00000010
is the Earth's magnetic field strength, obtained from measurements on board the spacecraft, Δt = Δt 0 + k (tt 0 ), Δt 0 is the error in the timing of telemetric measurements at time t 0 , k is the coefficient taking into account the accumulation of the time error,
Figure 00000011
- the error in measuring the Earth's magnetic field due to the influence on the measurement of the intrinsic magnetic field of the spacecraft, and determine the timing of telemetry measurements by the formula t * = t + Δt 0 + k (tt 0 ), where t is the timing of telemetry measurements, obtained by on-board timestamps.
RU2016114247A 2016-04-12 2016-04-12 Telemetering measurements from space vehicle time reference determination method RU2641024C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016114247A RU2641024C2 (en) 2016-04-12 2016-04-12 Telemetering measurements from space vehicle time reference determination method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016114247A RU2641024C2 (en) 2016-04-12 2016-04-12 Telemetering measurements from space vehicle time reference determination method

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016114247A RU2016114247A (en) 2017-10-17
RU2641024C2 true RU2641024C2 (en) 2018-01-15

Family

ID=60120230

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016114247A RU2641024C2 (en) 2016-04-12 2016-04-12 Telemetering measurements from space vehicle time reference determination method

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2641024C2 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5963166A (en) * 1998-07-23 1999-10-05 Space Systems/Loral, Inc. Precise spacecraft camera image navigation and registration
US6191587B1 (en) * 1996-04-26 2001-02-20 Anthony Charles Leonid Fox Satellite synchronized 3-D magnetotelluric system
RU111836U1 (en) * 2011-06-01 2011-12-27 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных системы" (ОАО "Российские космические системы") SPACE EMERGENCY TRANSMISSION SYSTEM
RU2561874C1 (en) * 2014-04-01 2015-09-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of determination of time lock-on of telemetry measurements from spacecraft
US9150313B2 (en) * 2012-08-06 2015-10-06 Cal Poly Corporation CubeSat system, method and apparatus

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6191587B1 (en) * 1996-04-26 2001-02-20 Anthony Charles Leonid Fox Satellite synchronized 3-D magnetotelluric system
US5963166A (en) * 1998-07-23 1999-10-05 Space Systems/Loral, Inc. Precise spacecraft camera image navigation and registration
RU111836U1 (en) * 2011-06-01 2011-12-27 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных системы" (ОАО "Российские космические системы") SPACE EMERGENCY TRANSMISSION SYSTEM
US9150313B2 (en) * 2012-08-06 2015-10-06 Cal Poly Corporation CubeSat system, method and apparatus
RU2561874C1 (en) * 2014-04-01 2015-09-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of determination of time lock-on of telemetry measurements from spacecraft

Also Published As

Publication number Publication date
RU2016114247A (en) 2017-10-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7336223B2 (en) System and method for establishing the instantaneous speed of an object
Zhu et al. Detection techniques for data-level spoofing in GPS-based phasor measurement units
RU2542326C1 (en) Method of improving integrity of used navigation satellite signals using local monitoring and correction station (lmcs) based on anomalous ionospheric effect
CN107782317B (en) A kind of unidirectional navigation locating method of deep space that falls VLBI
CN106772445A (en) A kind of ionosphere activity space observation system
RU2654883C2 (en) Method of produced from spacecraft earth surface images temporal reference determining
CN110914708A (en) Satellite system for navigation and/or geodetic surveying
RU2641024C2 (en) Telemetering measurements from space vehicle time reference determination method
RU2525343C1 (en) Method for simultaneous determination of six motion parameters of spacecraft when making trajectory measurements and system for realising said method
RU2561874C1 (en) Method of determination of time lock-on of telemetry measurements from spacecraft
Enzer et al. GRAIL—A microwave ranging instrument to map out the lunar gravity field
Chilingarian et al. Particle detectors in solar physics and space weather research
Christie et al. The effects of the ionosphere and C/A frequency on GPS signal shape: considerations for GNSS-2
Chandra et al. Investigation of ionospheric gradients for GAGAN application
CN107272036B (en) Navigation device and method for determining navigation information
LIGHTSEY et al. Application of GPS attitude determination to gravity gradient stabilized spacecraft
Kandala et al. Mission Concept for Demonstrating Small-Spacecraft True Anomaly Estimation Using Millisecond X-Ray Pulsars
Yamada Best Estimated Trajectory and Attitude Motion of Hayabusa2 SRC Reentry Flight
Maier et al. Real-Time Real-World Testbed for New GNSS Signals–an Update on the Feasibility Study of Using UAVs as GNSS Satellites
Wu et al. The test on CAPS experimental system time transfer
Fofana et al. Corollary 3. Let A, B be two rational groups containing Z such that τ (A)≤ τ (B). If the groups Hom (A, B) and A are isomorphic, then there is b∈ B such that for any prime numbers p q, relatively prime, there is c (p q)∈ A and we have the equality b= c (p q) pλ (p, q μ (q, where we denote λ (p, 1)= 2hA p (1) and μ (q, 1)= 2hA q (1). Proof. With the isomorphism Hom (A, B)≅ A, it results from the theorem 1 that there is b∈ B such that hB (b)= 2hA (1). By Bézout classical relation, we establish that 𝑏
Boedecker et al. Accelerometer/GPS integration for strapdown airborne gravimetry: first test results
Abe et al. Development of Lunar Impact Flash Observing Camera" DELPHINUS" on deep-space 6U spacecraft" EQUULEUS
Shume et al. Phase Scintillation Estimates in the Polar Ionosphere Inferred from Radio Occultation on Board CASSIOPE: A Summary
Davis et al. Architecture and performance of an instrumented RF system that utilizes the GNSS satellite network