RU2014117401A - METHOD OF ORIENTATION OF NAVIGATION SATELLITE - Google Patents

METHOD OF ORIENTATION OF NAVIGATION SATELLITE Download PDF

Info

Publication number
RU2014117401A
RU2014117401A RU2014117401/11A RU2014117401A RU2014117401A RU 2014117401 A RU2014117401 A RU 2014117401A RU 2014117401/11 A RU2014117401/11 A RU 2014117401/11A RU 2014117401 A RU2014117401 A RU 2014117401A RU 2014117401 A RU2014117401 A RU 2014117401A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
satellite
angle
sun
orbit
earth
Prior art date
Application number
RU2014117401/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2569999C2 (en
Inventor
Юрий Александрович Тентилов
Алексей Владимирович Фатеев
Александр Афанасьевич Васильев
Данил Витальевич Емельянов
Андрей Викторович Овчинников
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева"
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 "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" filed Critical Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева"
Priority to RU2014117401/11A priority Critical patent/RU2569999C2/en
Publication of RU2014117401A publication Critical patent/RU2014117401A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2569999C2 publication Critical patent/RU2569999C2/en

Links

Landscapes

  • Navigation (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

1. Способ ориентации навигационного спутника, включающий ориентацию электрической оси антенны, параллельной первой оси спутника, на Землю и ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце разворотом спутника вместе с панелями солнечных батарей относительно первой оси спутника до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с плоскостью Солнце-спутник-Земля и разворот панелей солнечных батарей вокруг второй оси спутника, перпендикулярной первой, до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с направлением на Солнце, отличающийся тем, что при прохождении особых участков орбиты, включающих теневые участки орбиты и участки больших углов Солнце-спутник-Земля (больше 175°), проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси спутника на участках орбиты, симметричных относительно точек орбиты, в которых угол Солнце-спутник-Земля максимален или минимален, тем самым организуя прогнозируемое движение спутника.2. Способ ориентации навигационного спутника по п. 1, отличающийся тем, что при углах Солнце-спутник-Земля, меньших (больших) заданного значения, на каждом цикле управления определяют угол Е в плоскости орбиты от текущего положения спутника до точки прохождения минимального (максимального) угла Солнце-спутник-Земля, определяют угол ψразворота вокруг первой оси от текущего положения спутника до точки прохождения минимального (максимального) угла Солнце-спутник-Земля, определяют время Tразворота вокруг первой оси на угол ψпри заданной скорости разворота, определяют время Тпрохождения угла Е, контролируя условие T>T, при выполнении условия Т>Твключают упреждающий программный разворот вокруг пе1. A method for orienting a navigation satellite, including orienting the electric axis of the antenna parallel to the first axis of the satellite to Earth and the orientation of solar panels on the Sun by turning the satellite along with the solar panels relative to the first axis of the satellite until the normal to the solar panels is aligned with the Sun-satellite plane -Earth and rotation of solar panels around the second axis of the satellite, perpendicular to the first, until the normal to the solar panels is aligned with the direction to the Sun, different the fact that during the passage of special sections of the orbit, including the shadow sections of the orbit and the sections of large angles of the Sun-satellite-Earth (greater than 175 °), proactive software turns are made around the first axis of the satellite in parts of the orbit that are symmetrical with respect to the points of the orbit at which the angle of the Sun satellite-Earth is maximum or minimum, thereby organizing the predicted satellite motion. 2. The navigation satellite orientation method according to claim 1, characterized in that for Sun-satellite-Earth angles smaller (large) than the set value, the angle E in the orbit plane from the current position of the satellite to the point of passage of the minimum (maximum) angle is determined on each control cycle The Sun-satellite-Earth, determine the angle of rotation ψ around the first axis from the current position of the satellite to the point of passage of the minimum (maximum) angle of the Sun-satellite-Earth, determine the time T of rotation around the first axis by the angle ψ at a given speed and a turn, determine the time T of the passage of the angle E, controlling the condition T> T, when the condition T> T is fulfilled, a pre-emptive program turn around

Claims (4)

1. Способ ориентации навигационного спутника, включающий ориентацию электрической оси антенны, параллельной первой оси спутника, на Землю и ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце разворотом спутника вместе с панелями солнечных батарей относительно первой оси спутника до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с плоскостью Солнце-спутник-Земля и разворот панелей солнечных батарей вокруг второй оси спутника, перпендикулярной первой, до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с направлением на Солнце, отличающийся тем, что при прохождении особых участков орбиты, включающих теневые участки орбиты и участки больших углов Солнце-спутник-Земля (больше 175°), проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси спутника на участках орбиты, симметричных относительно точек орбиты, в которых угол Солнце-спутник-Земля максимален или минимален, тем самым организуя прогнозируемое движение спутника.1. A method for orienting a navigation satellite, including orienting the electric axis of the antenna parallel to the first axis of the satellite to Earth and the orientation of solar panels on the Sun by turning the satellite along with the solar panels relative to the first axis of the satellite until the normal to the solar panels is aligned with the Sun-satellite plane -Earth and rotation of solar panels around the second axis of the satellite, perpendicular to the first, until the normal to the solar panels is aligned with the direction to the Sun, different the fact that during the passage of special sections of the orbit, including the shadow sections of the orbit and the sections of large angles of the Sun-satellite-Earth (greater than 175 °), pre-emptive programmatic turns are made around the first axis of the satellite in parts of the orbit that are symmetrical with respect to the points of the orbit at which the angle of the Sun satellite-Earth is maximum or minimum, thereby organizing the predicted satellite motion. 2. Способ ориентации навигационного спутника по п. 1, отличающийся тем, что при углах Солнце-спутник-Земля, меньших (больших) заданного значения, на каждом цикле управления определяют угол Е в плоскости орбиты от текущего положения спутника до точки прохождения минимального (максимального) угла Солнце-спутник-Земля, определяют угол ψ РАЗВ разворота вокруг первой оси от текущего положения спутника до точки прохождения минимального (максимального) угла Солнце-спутник-Земля, определяют время T1 разворота вокруг первой оси на угол ψ РАЗВ при заданной скорости разворота, определяют время Т2 прохождения угла Е, контролируя условие T1>T2, при выполнении условия Т1>Т2 включают упреждающий программный разворот вокруг первой оси, вычисляют параметры упреждающего программного разворота, выключают упреждающий программный разворот через время 2T1, обеспечивая при этом симметричность участка орбиты, на котором осуществляется упреждающий программный разворот, относительно точек орбиты, в которых угол Солнце-спутник-Земля максимален или минимален. 2. A method for orienting a navigation satellite according to claim 1, characterized in that, at Sun-satellite-Earth angles smaller (large) than a predetermined value, an angle E in the orbit plane from the current position of the satellite to the passage point of the minimum (maximum) angle is determined on each control cycle ) angle of the sun-satellite-Earth, determine the angle of rotation ψ developed about the first axis of the satellite from the current position to the point of passage of the minimum (maximum), the angle of the sun-satellite-Earth, determine the time T 1 turn around a first axis by an angle ψ to develop for at Anna reversal rate, determine the time T2 passage angle E by controlling the condition T 1> T 2, when the condition T 1> T 2 include predictive software turn around a first axis calculated parameters preemptive software turn, turn off predictive software reversal after time 2T 1 while ensuring the symmetry of the portion of the orbit on which the anticipatory programmatic turn is carried out, relative to the points of the orbit at which the angle of the Sun-satellite-Earth is maximum or minimum. 3. Способ ориентации навигационного спутника по п. 1, отличающийся тем, что определяют параметры упреждающего программного разворота вокруг первой оси спутника, в том числе время начала и конца упреждающего программного разворота, за заданное время до начала упреждающего программного разворота с использованием расчетных зависимостей параметров упреждающего программного разворота от угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце в момент включения упреждающего программного разворота и передают в кадр навигационной информации, включают в расчетное время упреждающий программный разворот, формируют эталонную модель упреждающего программного разворота вокруг первой оси спутника, формируют режим отслеживания фактического движения вокруг первой оси спутника эталонной модели разворота.3. A method for orienting a navigation satellite according to claim 1, characterized in that the parameters of the anticipatory program turn around the first axis of the satellite are determined, including the time of the beginning and end of the anticipatory program turn, for a predetermined time before the start of the anticipatory program turn using the calculated dependencies of the anticipatory program turn program turn from the angle between the plane of the orbit and the direction to the Sun at the moment of turning on the anticipatory program turn and transmit to the frame of navigation information, include in the estimated time a proactive software turn, form the reference model of the proactive software turn around the first axis of the satellite, form the tracking mode of actual movement around the first axis of the satellite reference model of the turn. 4. Способ ориентации навигационного спутника по п. 3, отличающийся тем, что при определении параметров упреждающего программного разворота, в том числе времени начала и конца упреждающего программного разворота, за заданное время до начала упреждающего программного разворота определяют скорость
Figure 00000001
изменения угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце, определяют угол Е0 между положением спутника в момент включения упреждающего программного разворота и точкой орбиты, в которой угол Солнце-спутник-Земля максимален (минимален), по текущему углу между плоскостью орбиты и направлением на Солнце с использованием табличных зависимостей определяют угол ЕT по орбите между текущим положением спутника и точкой орбиты, в которой угол Солнце-спутник-Земля максимален (минимален), определяют угол по орбите от текущей точки до точки включения упреждающего программного разворота с использованием углов Е0 и ЕT, определяют время ТП, за которое спутник пройдет по орбите угол от текущей точки до точки включения упреждающего программного разворота, определяют угол между плоскостью орбиты и направлением на Солнце в момент включения упреждающего программного разворота, определяют параметры упреждающего программного разворота с использованием табличных зависимостей параметров от угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце, определяют время начала и конца упреждающего программного разворота. 4. The orientation method of the navigation satellite according to claim 3, characterized in that when determining the parameters of the anticipatory program turn, including the start and end time of the anticipatory program turn, for a given time before the start of the anticipatory program turn
Figure 00000001
changes in the angle between the orbit plane and the direction to the Sun, determine the angle E 0 between the position of the satellite at the moment of turning on the anticipatory programmed turn and the point of the orbit at which the Sun-satellite-Earth angle is maximum (minimum) according to the current angle between the orbit plane and the direction to the Sun using tabular dependencies determine the angle E T in the orbit between the current position of the satellite and the point of the orbit at which the angle of the Sun-satellite-Earth is maximum (minimum), determine the angle in orbit from the current point to point VK of anticipating programmatic reversal using angles E 0 and E T , determine the time T P , during which the satellite will orbit the angle from the current point to the point of inclusion of anticipatory programmatic reversal, determine the angle between the plane of the orbit and the direction to the Sun at the moment of switching on anticipatory programmatic reversal , determine the parameters of the anticipatory program turn using tabular dependencies of the parameters on the angle between the plane of the orbit and the direction to the Sun, determine the start and end time of the lead waiting for a software reversal.
RU2014117401/11A 2014-04-29 2014-04-29 Navigation satellite orientation method RU2569999C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014117401/11A RU2569999C2 (en) 2014-04-29 2014-04-29 Navigation satellite orientation method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014117401/11A RU2569999C2 (en) 2014-04-29 2014-04-29 Navigation satellite orientation method

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014117401A true RU2014117401A (en) 2015-11-10
RU2569999C2 RU2569999C2 (en) 2015-12-10

Family

ID=54536169

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014117401/11A RU2569999C2 (en) 2014-04-29 2014-04-29 Navigation satellite orientation method

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2569999C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108657467A (en) * 2018-05-16 2018-10-16 清华大学 A kind of spacecraft yawing maneuvering control method and system using virtual solar vector

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2680356C1 (en) * 2018-05-17 2019-02-19 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Method of orientation of navigation space apparatus
RU2724216C2 (en) * 2018-05-17 2020-06-22 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Method of reducing errors in prediction of movement of the center of mass of a navigation spacecraft
RU2706743C1 (en) * 2019-03-27 2019-11-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Method of orientation of spacecraft

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4834325A (en) * 1985-03-20 1989-05-30 Space Industries, Inc. Modular spacecraft system
US5310144A (en) * 1992-07-06 1994-05-10 Hughes Aircraft Company Method and apparatus for satellite torque balancing
US5669586A (en) * 1994-12-06 1997-09-23 Space Systems/Loral, Inc. Satellite gravity gradient compensation using on-orbit solar array reorientation
US6293502B1 (en) * 1998-08-05 2001-09-25 Hughes Electronics Corporation System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering
RU2322374C2 (en) * 2005-11-22 2008-04-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of control of spacecraft solar battery position and system for realization of this method
RU2350522C2 (en) * 2007-03-19 2009-03-27 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва Method for orientation of satellite solar battery
RU2428361C1 (en) * 2010-07-07 2011-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" Method of orienting spaceship bound coordinate system axes in space
RU2457158C2 (en) * 2010-09-22 2012-07-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method for space vehicle with fixed panels of solar batteries orientation control during experiments on orbits with maximum eclipse period

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108657467A (en) * 2018-05-16 2018-10-16 清华大学 A kind of spacecraft yawing maneuvering control method and system using virtual solar vector

Also Published As

Publication number Publication date
RU2569999C2 (en) 2015-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014117401A (en) METHOD OF ORIENTATION OF NAVIGATION SATELLITE
US11385062B2 (en) Map creation method for mobile robot and path planning method based on the map
RU2015125468A (en) METHOD FOR MANAGING SHOOTING AND RELATED DEVICE
JP2016221606A5 (en)
US9189957B2 (en) Single cycle offset adjustment for traffic signal controllers using a threshold percentage of the cycle length
CN104750104B (en) Automatic running device is returned to connected control system
RU2017144791A (en) METHOD AND DEVICE FOR TRACKING OBJECTS BY MEANS OF UNCONTROLLED TRAINING
JP2019509475A5 (en)
RU2015130841A (en) Method and device for using user commands
RU2017143389A (en) TRACKING OBJECTS BY LEARNING WITHOUT CONTROL
RU2017107164A (en) PARAMETRIC INERTIA AND APPLICATION INTERFACES
US11279497B2 (en) Gimbal rotation method, gimbal, aircraft, and method and system for controlling rotation of gimbal
JP2016127653A5 (en) Motor control device and motor control method
CN108733083B (en) Robot rotation control method and device, robot and storage medium
CN104765374B (en) High-orbit natural-flying-around-track correcting method
CN110383192A (en) Moveable platform and its control method
RU2012152127A (en) NAVIGATION SATELLITE ORIENTATION SYSTEM
RU2013108292A (en) METHOD FOR ORIENTING AN ARTIFICIAL SATELLITE OF THE EARTH
CN103572967A (en) Arm frame control device, system and method and engineering machine
US20180361573A1 (en) Anti-shake method of robot and robot thereof
JP2018194310A5 (en)
RU2016125298A (en) Method and device for operating a vehicle
CN109202924A (en) Robot system
RU2019119398A (en) METHOD FOR CONTROLLING THE SWITCHING MODULE ON THYRISTOR SWITCHING ELEMENTS
CN103810037A (en) Job scheduling method and computing device