RU2150414C1 - Способ определения параметров орбиты космического аппарата - Google Patents
Способ определения параметров орбиты космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2150414C1 RU2150414C1 RU99101923A RU99101923A RU2150414C1 RU 2150414 C1 RU2150414 C1 RU 2150414C1 RU 99101923 A RU99101923 A RU 99101923A RU 99101923 A RU99101923 A RU 99101923A RU 2150414 C1 RU2150414 C1 RU 2150414C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- parameters
- values
- orbit
- processing
- Prior art date
Links
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космонавтике и может использоваться для обработки траекторных измерений с целью точного определения параметров околокруговой орбиты космического аппарата. Согласно изобретению применяют четыре этапа обработки траекторных данных. После первого из них запоминают данные по ориентации плоскости орбиты и фильтруют их вместе с аналогичными данными, накопленными на интервале в несколько десятков суток. Определяют точные параметры плоскости орбиты, применяя их на следующем этапе, где получают оценки четырех параметров движения в плоскости орбиты. Последние запоминают и фильтруют вместе с аналогичными данными, накопленными на интервале в несколько суток. По ним определяют точные значения параметров движения в плоскости орбиты. При обработке данных на всех этапах используют критерий согласия χ2 ("хи-квадрат"). Изобретение обеспечивает сохранение с учетом старения объемов данных, которые позволяют надежно определять параметры орбиты при пониженном числе сеансов связи. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области космонавтики, а именно к технике выполнения траекторных измерений и определения параметров орбиты космического аппарата (КА), и может быть использовано на наземных и бортовых комплексах управления для точного определения текущих параметров движения КА на низкой околокруговой орбите искусственного спутника Земли.
Известен способ определения параметров орбиты КА, при котором выполняют траекторные измерения на двух мерных интервалах полета КА в зоне наблюдений одного или двух измерительных пунктов, статистическую обработку на ЭВМ совокупности траекторных измерений с определением шести значений траекторных параметров, соответствующих наилучшим образом (в смысле применяемого критерия оптимизации) совокупности обработанных траекторных измерений, по полученным шести значениям траекторных параметров определяют параметры орбиты КА, при этом для исключения аномальных измерений применяют процедуру пороговой фильтрации, причем величину порога назначают по априорным данным об ошибках измерения или по апостериорным данным результатов обработки измерений [1].
Недостатком этого способа является низкая точность определения параметров орбиты КА за пределами мерных интервалов.
Наиболее близким по технической сущности является способ определения орбиты КА, заключающийся в выполнении траекторных измерений на нескольких витках полета КА с одного или нескольких наземных измерительных пунктов, передаче на ЭВМ комплекса управления измеренных значений траекторных параметров, накапливании их на магнитных запоминающих устройствах ЭВМ, совместной их статистической обработке (решения краевой задачи), в результате чего определяют параметры орбиты и среднее значение баллистического коэффициента КА, при этом для исключения аномальных измерений применяют "правило трех сигм", причем на каждом последующем приближении решения краевой задачи выполняют уточнение нижних пороговых границ аномальных измерений с учетом апостериорных данных обработки предшествующего приближения, полученные значения параметров орбиты и баллистического коэффициента применяют для прогнозирования значений параметров орбиты КА на задаваемый момент времени [2].
Недостатками этого способа являются: большой объем вычислений на ЭВМ, необходимость выполнения нескольких сеансов связи с КА на суточном интервале полета для точного определения текущих параметров низкой орбиты, возможность появления случаев, когда исключаются все или почти все измерения как аномальные из-за неправильных априорных данных исходной статистической гипотезы, некорректных данных начального приближения, больших систематических ошибок измерений.
Целью изобретения является сохранение объема информации, необходимого для проведения расчетов параметров орбиты КА, при уменьшенном количестве сеансов связи.
Поставленная цель достигается за счет того, что в способе определения параметров орбиты КА, заключающемся в выполнении измерений траекторных параметров, передаче на комплекс управления совокупности измеренных значений траекторных параметров с последующим их накапливанием и обработкой, накопление в сеансе связи значения траекторных параметров обрабатывают по методу наименьших квадратов, причем после окончания итерационного процесса решения нелинейной системы проверяют состоятельность исходной статистической гипотезы по критерию "хи-квадрат", исключают отдельные аномальные значения, корректируют точность измерений обрабатываемых траекторных параметров, после чего циклически повторяют обработку до ее завершения и получения оптимальной оценки орбитальных параметров движения КА в зоне измерений выполненного сеанса связи, при этом обработку траекторных параметров выполняют дважды, причем после первой обработки выделяют и запоминают на магнитных накопителях вычислительного устройства значения наклонения и долготы восходящего узла средней прецессирующей плоскости орбиты, полученные в текущем сеансе связи значения наклонения и долготы восходящего узла и накопленные на предшествующем интервале полета КА до нескольких десятков суток их значения фильтруют по критерию метода наименьших квадратов, в цикле с применением критерия "хи-квадрат" исключают аномальные их значения в отдельных сеансах связи и получают уточненные значения наклонения и долготы восходящего узла средней прецессирующей орбиты в текущем сеансе связи, при последующей обработке траекторных параметров полученные уточненные значения наклонения и долготы восходящего узла берут в качестве известных значений и определяют оптимальные оценки радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты КА в средней прецессирующей орбите, их запоминают на магнитных накопителях, полученные в текущем сеансе связи оценки радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты совместно с такими же оценками, накопленными на предшествующем интервале полета КА до нескольких суток, фильтруют по критерию метода наименьших квадратов, в цикле с применением критерия "хи-квадрат" исключают аномальные оценки отдельных сеансов связи, перенастраивают фильтр с учетом апостериорных данных, получают уточненные значения радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты КА в текущем сеансе связи и оценку торможения КА в атмосфере на обрабатываемом участке его полета, уточненные значения радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты КА в текущем сеансе связи и оценку торможения КА в атмосфере совместно с уточненными значениями наклонения и долготы восходящего узла используют в качестве начальных условий для прогнозирования параметров средней орбиты, причем для определения истинных координат КА на заданный момент дополнительно определяют и учитывают периодические возмущения средней орбиты в гравитационном поле Земли в задаваемый момент, а полученные в результате второй обработки траекторных параметров остаточные невязки метода наименьших квадратов принимают за оценки ошибок траекторных измерений и запоминают на магнитных носителях, накопленные оценки ошибок периодически обрабатывают совместно и выделяют систематические составляющие ошибок траекторных измерений, которые учитывают в последующих сеансах связи при первой и второй обработке траекторных параметров.
На чертеже приведена последовательность действий над обрабатываемыми данными в заявленном способе определения параметров орбиты КА.
На позициях чертежа обозначены
1 - КА;
2 - параметры орбиты КА. Например, это могут быть радиус, наклонение и долгота восходящего узла орбиты, значения вектора и наклонения скорости КА, аргумент широты на момент времени, на который отнесены параметры. Дополнительным может быть параметр, определяющий торможение КА в атмосфере;
3 - траекторные измерения;
4 - накопленные в сеансе связи значения траекторных параметров. Например, это могут быть значения D'-радиальной скорости, а также Alf и Bet - соответственно углов азимута и места КА относительно РЛС, выполняющей траекторные измерения;
5 - первая обработка траекторных параметров;
6 - значения наклонения и долготы восходящего узла орбиты, соответствующие оптимальной оценке параметров движения КА в зоне выполненных измерений;
7 - фильтрация плоскости орбиты;
8 - уточненные значения наклонения и долготы восходящего узла в текущем сеансе связи;
9 - вторая обработка траекторных параметров;
10 - значения радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты, соответствующие второй оптимальной оценке параметров движения КА в зоне выполненных измерений;
11 - фильтрация орбитальных параметров движения КА в плоскости средней прецессирующей орбиты;
12 - уточненные значения радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты в текущем сеансе связи и оценка торможения КА в атмосфере на участке выполненной обработки;
13 - начальные условия для прогнозирования движения КА;
14 - прогнозирование параметров на заданный момент времени;
15 - остаточные невязки метода наименьших квадратов;
16 - периодическая обработка накопленных оценок ошибок траекторных измерений;
17 - оценка систематических составляющих ошибок траекторных измерений.
1 - КА;
2 - параметры орбиты КА. Например, это могут быть радиус, наклонение и долгота восходящего узла орбиты, значения вектора и наклонения скорости КА, аргумент широты на момент времени, на который отнесены параметры. Дополнительным может быть параметр, определяющий торможение КА в атмосфере;
3 - траекторные измерения;
4 - накопленные в сеансе связи значения траекторных параметров. Например, это могут быть значения D'-радиальной скорости, а также Alf и Bet - соответственно углов азимута и места КА относительно РЛС, выполняющей траекторные измерения;
5 - первая обработка траекторных параметров;
6 - значения наклонения и долготы восходящего узла орбиты, соответствующие оптимальной оценке параметров движения КА в зоне выполненных измерений;
7 - фильтрация плоскости орбиты;
8 - уточненные значения наклонения и долготы восходящего узла в текущем сеансе связи;
9 - вторая обработка траекторных параметров;
10 - значения радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты, соответствующие второй оптимальной оценке параметров движения КА в зоне выполненных измерений;
11 - фильтрация орбитальных параметров движения КА в плоскости средней прецессирующей орбиты;
12 - уточненные значения радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты в текущем сеансе связи и оценка торможения КА в атмосфере на участке выполненной обработки;
13 - начальные условия для прогнозирования движения КА;
14 - прогнозирование параметров на заданный момент времени;
15 - остаточные невязки метода наименьших квадратов;
16 - периодическая обработка накопленных оценок ошибок траекторных измерений;
17 - оценка систематических составляющих ошибок траекторных измерений.
Способ реализуется следующим образом.
В сеансе связи с КА (1), функционирующим на орбите с параметрами (2), выполняют траекторные измерения (3), в результате которых получают значения (4) траекторных параметров. Обычно значения (4) соответствуют ряду назначаемых в зоне измерений сеанса связи временных отрезков, на которых раздельно для каждого параметра выполняется фильтрация, свертка данных и отсев грубых сбоев измерений. Полученные в результате сеанса связи значения параметров (4) обрабатывают (5) по методу наименьших квадратов. После окончания итерационного процесса решения нелинейной системы проверяют состоятельность исходной статистической гипотезы по критерию "хи-квадрат", исключают, как аномальное, одно значение траекторного параметра (4), которое имеет максимальное значение взвешенной остаточной невязки, или корректируют точность измерений этого траекторного параметра, если это аномальное значение выявлено в циклах повторно для одного и того же параметра. Циклы итерационных процессов повторяют до положительного завершения проверки исходной статистической гипотезы и получают оптимальную оценку орбитальных параметров движения КА в зоне измерений выполненного сеанса связи. При этом оперативно получают оценки реальных точностных характеристик измерительного канала РЛС в конкретном сеансе связи, в соответствии с которыми определяют ковариационные матрицы оценок орбитальных параметров. Из числа шести полученных значений параметров орбиты в результате обработки (5) выделяют и запоминают на магнитных накопителях вычислительного устройства значения (6) только двух параметров - наклонения и долготы восходящего узла средней прецессирующей плоскости орбиты. Полученные в текущем сеансе связи значения наклонения и долготы восходящего узла (6) и накопленные на предшествующем интервале полета КА до нескольких десятков суток их же значения фильтруют (7) по критерию метода наименьших квадратов. Фильтрацию выполняют в цикле. В каждом цикле с применением критерия "хи-квадрат" исключают аномальные значения параметров (6) в отдельных сеансах связи. В результате получают уточненные значения (8) наклонения и долготы восходящего узла средней прецессирующей орбиты в текущем сеансе связи.
Полученные значения (8) используют при последующей обработке (9) траекторных параметров (4). Обработка (9) аналогична обработке (5), только здесь определяют оптимальные оценки (10) радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты КА в средней прецессирующей орбите (8), которые запоминают на магнитных накопителях. Полученные в текущем сеансе связи оценки (10) совместно с такими же оценками, накопленными на предшествующем интервале полета КА до нескольких суток, фильтруют (11) по критерию метода наименьших квадратов. Фильтрацию выполняют в цикле. В каждом цикле с применением критерия "хи-квадрат" исключают аномальные оценки (10) отдельных сеансов связи или перенастраивают фильтр с учетом апостериорных данных. В результате получают (12) уточненные значения радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты КА в текущем сеансе связи и оценку торможения КА в атмосфере на обрабатываемом участке его полета, которую учитывают в числе апостериорных данных для уточнения шума системы при перенастройке фильтра. Полученные значения параметров (8) и (12) совместно используют в качестве начальных условий (13) для прогнозирования (14) параметров средней орбиты, причем для определения оценок истинных координат КА на задаваемый момент дополнительно определяют и учитывают периодические возмущения средней орбиты в гравитационном поле Земли в задаваемый момент. Полученные в результате обработки (9) остаточные невязки (15) метода наименьших квадратов принимают за оценки ошибок траекторных измерений и запоминают на магнитных носителях. Накопленные оценки ошибок периодически обрабатывают (16) совместно, выделяют систематические составляющие ошибок (17) траекторных измерений. Систематические составляющие (17) учитывают в последующих сеансах связи при обработках (5) и (9).
С применением стендовых версий обработок (5), (7), (9) и (11) были выполнены модельные исследования, учитывающие инструментальные ошибки траекторных измерений и методические ошибки модели движения КА. Для исследований использовались реальные данные документирования сеансов связи с КА серии "Космос".
Были получены результаты модельных оценок априорной точности определения параметров средней орбиты. Выполнялась проверка достоверности априорных модельных оценок точности путем апостериорного сравнения оценок параметров, получаемых на основе двух независимых групп исходных данных.
Исследования подтвердили эффективность предлагаемых в рассматриваемом способе мер сохранения данных, получаемых на скользящем интервале полета КА в течение нескольких десятков суток для точного определения параметров ориентации плоскости орбиты и в течение нескольких суток для определения параметров движения в плоскости орбиты. Подтверждена возможность сокращения числа сеансов связи с КА в суточных циклах, при этом высокие характеристики точности достигались при выполнении одного единственного сеанса связи в суточном цикле, что может являться уникальным результатом в известной практике определения и прогнозирования низких орбит КА.
В качестве модели движения КА при исследованиях применялись алгоритм и программа аналитического прогнозирования. При аналитическом прогнозировании каждый из шести параметров орбиты представлен двумя компонентами: средними их значениями и геофизическими периодическими возмущениями. Средние значения близки по сути к кеплеровским, но в них учитывают вековые возмущения орбиты от нецентрального геопотенциала и из-за торможения КА в атмосфере. Геофизические периодические возмущения параметров представлены комбинациями гармоник возмущений с частотами, кратными по отношению к периоду обращения КА на средней орбите и к периоду относительного вращения плоскости орбиты и Земли. Возмущения рассчитываются как функции значений аргумента широты и долготы восходящего узла средней прецессирующей орбиты.
Программы стендовой реализации обработок (5), (7), (9) и (11), предусматривающие оперативные режимы работы, составляют объемы соответственно для программы (5) и (9) - 60320 байт, для программы (7) - 56394 байт и для программы (11) - 61872 байт. Общий объем программы автоматического режима обработок (5), (7), (9), (11) на НКУ по предварительным оценкам не превысит 60 Кбайт.
Время одного цикла обработки метода наименьших квадратов при исследованиях составляло: 6 секунд для обработок (5) и (9), < 1 секунды для обработки (7) данных по 128 сеансам связи и для обработки (11) данных 12 сеансов связи. Расчеты выполнялись на ПЭВМ РС АТ 286 с сопроцессором 287.
Источники информации
1. Ю.С. Саврасов. Методы определения орбит космических объектов. М., Машиностроение, 1981, с. 27, 28, 83-87.
1. Ю.С. Саврасов. Методы определения орбит космических объектов. М., Машиностроение, 1981, с. 27, 28, 83-87.
2. Основы теории полета космических аппаратов. Под ред. Г.С. Нариманова и М.К. Тихонравова. М., Машиностроение, 1972, с. 296-318.
Claims (1)
- Способ определения параметров орбиты космического аппарата (КА), заключающийся в выполнении измерений траекторных параметров, передаче на комплекс управления совокупности измеренных значений траекторных параметров с последующим их накапливанием и обработкой, отличающийся тем, что накопленные в сеансе связи значения траекторных параметров обрабатывают по методу наименьших квадратов, причем после окончания итерационного процесса решения нелинейной системы проверяют состоятельность исходной статистической гипотезы по критерию согласия χ2 ("хи-квадрат"), исключают отдельные аномальные значения, корректируют точность измерений обрабатываемых траекторных параметров, после чего циклически повторяют обработку до ее завершения и получения оптимальной оценки орбитальных параметров движения КА в зоне измерений выполненного сеанса связи, при этом обработку траекторных параметров выполняют дважды, причем после первой обработки выделяют и запоминают на магнитных накопителях вычислительного устройства значения наклонения и долготы восходящего узла средней прецессирующей плоскости орбиты, полученные в текущем сеансе связи значения наклонения и долготы восходящего узла и накопленные на предшествующем интервале полета КА до нескольких десятков суток их значения фильтруют по критерию метода наименьших квадратов, в цикле с применением критерия "хи-квадрат" исключают аномальные их значения в отдельных сеансах связи и получают уточненные значения накопления и долготы восходящего узла средней прецессирующей орбиты в текущем сеансе связи, при последующей обработке траекторных параметров полученные уточненные значения берут в качестве известных значений и определяют оптимальные оценки радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты КА в средней прецессирующей орбите, их запоминают на магнитных носителях, полученные в текущем сеансе связи оценки радиуса, вектора и наклона скорости, долготы восходящего узла совместно с такими же оценками, накопленными на предшествующем интервале полета КА до нескольких суток, фильтруют по критерию метода наименьших квадратов, в цикле с применением критерия "хи-квадрат" исключают аномальные оценки отдельных сеансов связи, перенастраивают фильтр с учетом апостериорных данных, получают уточненные значения радиуса, вектора и наклона скорости и аргумента широты КА в текущем сеансе связи и оценку торможения КА в атмосфере на обрабатываемом участке его полета, уточненные значения радиуса, вектора и наклона скорости, аргумента широты КА в текущем сеансе связи и оценку торможения КА в атмосфере совместно с утонченными значениями наклонения и долготы восходящего узла используют в качестве начальных условий для прогнозирования параметров средней орбиты, причем для определения истинных координат КА на заданный момент дополнительно определяют и учитывают периодические возмущения средней орбиты в гравитационном поле Земли в задаваемый момент, а полученные в результате второй обработки траекторных параметров остаточные невязки метода наименьших квадратов принимают за оценки ошибок траекторных измерений и запоминают на магнитных накопителях, накопленные оценки ошибок периодически обрабатывают совместно и выделяют систематические составляющие ошибок траекторных измерений, которые учитывают в последующих сеансах связи при первой и второй обработках траекторных параметров.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99101923A RU2150414C1 (ru) | 1999-02-01 | 1999-02-01 | Способ определения параметров орбиты космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99101923A RU2150414C1 (ru) | 1999-02-01 | 1999-02-01 | Способ определения параметров орбиты космического аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2150414C1 true RU2150414C1 (ru) | 2000-06-10 |
Family
ID=20215327
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99101923A RU2150414C1 (ru) | 1999-02-01 | 1999-02-01 | Способ определения параметров орбиты космического аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2150414C1 (ru) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2498219C2 (ru) * | 2011-05-11 | 2013-11-10 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Способ определения параметров движения искусственного спутника земли по измерениям текущих навигационных параметров на коротком мерном интервале |
| RU2509041C1 (ru) * | 2012-12-19 | 2014-03-10 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ определения орбиты космического аппарата |
| RU2520714C1 (ru) * | 2013-02-05 | 2014-06-27 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ определения орбиты космического аппарата |
| RU2531433C1 (ru) * | 2013-07-16 | 2014-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Способ определения параметров орбиты космического объекта |
| RU2575302C2 (ru) * | 2013-07-30 | 2016-02-20 | Валерий Николаевич Ключников | Бортовая система навигации искусственного спутника земли |
| RU2652603C1 (ru) * | 2017-06-20 | 2018-04-27 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Способ определения параметров орбиты искусственного спутника земли |
| CN117228007A (zh) * | 2023-11-13 | 2023-12-15 | 北京控制工程研究所 | Sso轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置 |
-
1999
- 1999-02-01 RU RU99101923A patent/RU2150414C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Основы теории полета космических аппаратов/Под ред. Г.С. Нариманова, М.К. Тихонравова. - М.: Машиностроение, 1972, с.296-318. Основы теории полета и элементы проектирования искусственных спутников земли/Под ред. М.К. Тихонравова. - М.: Машиностроение, 1974, с.212-243. Саврасов Ю.С. Методы определения орбит космических объектов. - М.: Машиностроение, 1981, с.27, 28, 83-87. Корн Г.К., Корн Т.К. Справочник по математике. - М.: Наука, 1974, разд. 19.6-7, с.637. * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2498219C2 (ru) * | 2011-05-11 | 2013-11-10 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Способ определения параметров движения искусственного спутника земли по измерениям текущих навигационных параметров на коротком мерном интервале |
| RU2509041C1 (ru) * | 2012-12-19 | 2014-03-10 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ определения орбиты космического аппарата |
| RU2520714C1 (ru) * | 2013-02-05 | 2014-06-27 | Сергей Васильевич Стрельников | Способ определения орбиты космического аппарата |
| RU2531433C1 (ru) * | 2013-07-16 | 2014-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Способ определения параметров орбиты космического объекта |
| RU2575302C2 (ru) * | 2013-07-30 | 2016-02-20 | Валерий Николаевич Ключников | Бортовая система навигации искусственного спутника земли |
| RU2652603C1 (ru) * | 2017-06-20 | 2018-04-27 | федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия связи имени Маршала Советского Союза С.М. Буденного" Министерства обороны Российской Федерации | Способ определения параметров орбиты искусственного спутника земли |
| RU2818964C2 (ru) * | 2022-02-22 | 2024-05-08 | Федеральное Государственное Бюджетное Учреждение "Ордена Трудового Красного Знамени Российский Научно-Исследовательский Институт Радио Имени М.И. Кривошеева" | Способ определения траектории маневрирующего воздушно-космического объекта |
| CN117228007A (zh) * | 2023-11-13 | 2023-12-15 | 北京控制工程研究所 | Sso轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置 |
| CN117228007B (zh) * | 2023-11-13 | 2024-01-19 | 北京控制工程研究所 | Sso轨道航天器主动离轨策略的快速确定方法及装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7522090B2 (en) | Systems and methods for a terrain contour matching navigation system | |
| CN111751789B (zh) | 人造卫星经过雷达探测范围的预报方法、系统、介质及设备 | |
| Powell | Automated tuning of an extended Kalman filter using the downhill simplex algorithm | |
| US9617018B2 (en) | Automated detection and characterization of earth-orbiting satellite maneuvers | |
| Crassidis et al. | Global positioning system integer ambiguity resolution without attitude knowledge | |
| Brown et al. | GPS failure detection by autonomous means within the cockpit | |
| RU2150414C1 (ru) | Способ определения параметров орбиты космического аппарата | |
| Fadrique et al. | Comparison of angles only initial orbit determination algorithms for space debris cataloguing | |
| CN112731281A (zh) | 一种空间碎片测角数据仿真方法 | |
| Seong et al. | Equivalent ARMA model representation for RLG random errors | |
| US6114995A (en) | Computer-implemented method and apparatus for autonomous position determination using magnetic field data | |
| US5450345A (en) | Terrain referenced navigation-Schuler cycle error reduction method and apparatus | |
| US6102334A (en) | Method and apparatus for determining close approaches for earth-fixed launch trajectories | |
| Aksnes et al. | A precise multipass method for satellite Doppler positioning | |
| Nassar et al. | Improving positioning accuracy during kinematic DGPS outage periods using SINS/DGPS integration and SINS data de-noising | |
| CN113449254A (zh) | 任意网型变形监测稳定性分析方法及监控点位置确定方法 | |
| CN111999750B (zh) | 针对杆臂不准的实时单站周跳探测改进方法 | |
| RU2715069C1 (ru) | Космическая система траекторных измерений | |
| RU2620786C1 (ru) | Способ восстановления параметров движения летательного аппарата | |
| RU2535352C2 (ru) | Способ тестирования двигателей коррекции космического аппарата | |
| US20230070518A1 (en) | System and method for predicting trajectory of object | |
| CN116176869B (zh) | 一种基于先验信息的低轨机动目标初轨确定方法 | |
| Woodburn et al. | Estimation of instantaneous maneuvers using a fixed interval smoother | |
| Caglayan et al. | A fault tolerant system for an integrated avionics sensor configuration | |
| Hunzinger et al. | CDGPS RAIM: Algorithm and protection radius calculation |