RU2454631C1 - Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд - Google Patents
Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд Download PDFInfo
- Publication number
- RU2454631C1 RU2454631C1 RU2010144278/28A RU2010144278A RU2454631C1 RU 2454631 C1 RU2454631 C1 RU 2454631C1 RU 2010144278/28 A RU2010144278/28 A RU 2010144278/28A RU 2010144278 A RU2010144278 A RU 2010144278A RU 2454631 C1 RU2454631 C1 RU 2454631C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stars
- spacecraft
- orientation
- orbit
- navigation
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в бортовых системах управления космическими аппаратами (КА) для определения автономных оценок орбиты и ориентации КА. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата осуществляют определение положения КА в трехмерном пространстве орта радиус-вектора и других элементов опорной (расчетной, априори полагаемой) орбиты движения КА на основе использования информации, поступающей от оптико-электронных приборов (ОЭП), закрепленных на корпусе КА. Минимальное число требуемых ОЭП - три, из них два помещаются в кардановы подвесы для визирования оптимальным образом выбранных наиболее ярких звезд небесной сферы, один ОЭП жестко соединяется с корпусом КА, в нем измеряются координаты и яркости звезд, попавших в поле зрения в моменты навигационных сеансов и распознается самая яркая (рабочая) звезда. 1 табл., 2 ил.
Description
Изобретение относится к бортовой системе управления космическими аппаратами для автономной (не зависящей от наземного комплекса управления - НКУ) оценки орбиты и ориентации корпуса КА.
Известны два способа автономной навигации, применяемые на беспилотных КА. Первый способ был реализован на аппаратах 11 Ф624. Он включал в себя измерение зенитных расстояний двух звезд с помощью двух астровизирующих устройств (АВУ) и радиотехнического построителя местной вертикали. Дополнительно для измерения высоты полета построитель местной вертикали снабжался еще одним приемопередающим устройством. Этот способ описан в книге "Математическое и программное обеспечение системы автономной навигации КА 11 Ф624", под редакцией Ю.Г.Антонова и С.И.Маркова, МО СССР, 1986 г.
Второй способ заключается в компьютерном расчете положения в трехмерном пространстве орта радиус-вектора опорной (расчетной, априори полагаемой) орбиты, жестком закреплении оптико-электронных приборов на корпусе КА и измерении в них координат и яркости звезд, попавших в поле зрения в моменты навигационных сеансов. Это позволило увеличить число и точность решаемых задач, расширить возможности среды применения способа для любых орбит, уменьшить количество измерительных приборов и массогабаритные характеристики бортовой системы управления КА. Этот способ описан в статье "Метод автономной астрономической навигации и ориентации ИСЗ", авторы: Кузнецов В.И., Смолицкий Х.Л.., Данилова Т.В. Известия вузов. Приборостроение, 2003. Т.46. N24. С.5-16 и патенте РФ на изобретение RU 2318188 С1 "Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов", приоритет изобретения 17 июля 2006 г., авторы: Кузнецов В.И и Данилова Т.В.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению следует считать второй способ, основанный на виртуальных измерениях зенитных расстояний звезд, который принят за прототип.
Суть этого способа заключается в том, что измерительная информация поступает только от жестко закрепленных на корпусе спутника ОЭП (их в этом случае достаточно 3). Тогда координаты звезд в фокальной плоскости прибора (см. рис.1) ξi и ηi, во-первых, косвенно содержат информацию о местонахождении КА (если с помощью их рассчитать угол между направлением на звезду и каким-либо направлением, связанным с орбитальным движением, например, направлением на центр Земли) и, во-вторых, в этих координатах содержится информация о расхождении трехгранников, связанных с одной стороны с корпусом спутника и с другой - с текущей орбитальной системой координат (ТОСК). Последняя, в свою очередь, связана с местонахождением КА (см. рис.2, где ТОСК представлена системой STW, S -по радиус-вектору орбиты, Т - по трансверсали, W - по бинормали). Поэтому при жестко закрепленных ОЭП возможно решить одновременно и задачу навигации, и задачу ориентации.
Основой ветви алгоритма, определяющей орбиту, является расчет угла φ между направлением на звезду и осью S в координатах ТОСК. По сути, этот угол есть зенитное расстояние звезды, а расчет его на основе измеренных ξi и ηi можно представить как виртуальные измерения зенитного расстояния и использовать в качестве измеряемого параметра для решения навигационной задачи в геоцентрической экваториальной инерциальной системе координат (ГЭИСК).
Задача ориентации решается, используя непосредственно значения ξi и ηi.
Для решения обеих задач требуется распознавание звезд, попавших в поле зрения ОЭП, прежде всего для идентификации самой яркой из них (рабочей звезды), а для повышения точности решения (поскольку оценка орбиты зависит от определения углов ориентации и наоборот) - разработки специальных программных мер.
Был разработан циклический режим расчетов, два способа мгновенной оценки углов ориентации в каждом навигационном сеансе (алгоритмы 1 и 2) и два способа распознавания звезд: по яркости, по яркости и угловым расстояниям между звездами. В результате распознавания определяется орт звезды в ГЭИСК, а затем решается навигационная задача как, если бы мы фактически измеряли зенитное расстояние звезды.
Отметим, однако, что достигаемая модельная точность такого алгоритма не может удовлетворить современным требованиям знания своей орбиты для некоторых КА, например, для аппаратов системы ГЛОНАСС.
Целью данного изобретения является дальнейшее повышение точности решения задач навигации и ориентации с использованием виртуальных измерений зенитных расстояний звезд без увеличения количества требуемых ОЭП.
Поэтому технический результат, отмеченный в патенте RU 2318188 С1, а именно: увеличение числа решаемых задач, расширение среды применения способа для любых орбит, уменьшение количества измерительных приборов и массогабаритных характеристик бортовой системы управления, сохраняется и в предполагаемом изобретении.
Предложенный способ разработан на основе различного крепления ОЭП по отношению к корпусу спутника. Он строится на информации от ОЭП в кардановом подвесе (минимум два) и минимум одного жестко закрепленного ОЭП. В этом случае ОЭП в кардановом подвесе, визирующие звезды, будут независимо от колебания корпуса КА точнее определять орбиту, на основании которой будут точнее определяться и углы ориентации. Но при этом возникает существенный вопрос: какие звезды выбрать для визирования?
Очевидно, что наибольшая точность определения орбиты получается при визировании наиболее ярких звезд небесной сферы (звездные величины которых меньше или приблизительно равны 1 и Полярная звезда). Их яркость и редкость в пространстве позволяют достичь высокой надежности и точности визирования. Одновременно они настолько удачно располагаются (всего двадцать звезд), что для любых орбит КА, рассмотренных нами, позволяют оптимизировать их выбор по критерию близости к осям ТОСК. Эти звезды нами названы навигационными.
Выбор с учетом положений Солнца и Луны одной навигационной звезды близко к полюсу опорной орбиты, другой близко к ее плоскости создает надежные условия повышения точности оценок орбиты.
Алгоритм решения навигационной задачи заключается в следующем.
В каждом навигационном сеансе на основе опорной орбиты осуществляется оптимизация выбора навигационных звезд из заданного поля. При визировании навигационной звезды определяется орт оси ОЭП в связанной системе координат по информации датчиков углов карданова подвеса.
В начале расчетов, когда неизвестны погрешности ориентации, их полагают нулевыми, поэтому орт звезды непосредственно переводят в орт звезды в ТОСК c учетом различного порядка наименования осей связанной и текущей систем координат:
После выработки углов ориентации формируют матрицу МП2. Тогда:
где МП2 - матрица перехода от связанной к ТОСК опорной орбиты. Одна из возможных приближенных форм этой матрицы, удобная для дифференцирования:
ψ - угол рыскания;
γ - угол крена.
Из рис.2 ясно, что, если искомый угол φ определять в ГЭИСК, то различное пространственное положение осей S' и S приведет к погрешности расчета измеряемой величины. Если же расчет φ осуществить в ТОСК, то очевидно: как в системе S'W'T', так и в системе STW орты соответствующих осей S0, T0, W0 будут состоять из единиц и нулей.
Например, орт запишется (1,0,0). Поэтому косинус угла между этой осью и направлением на звезду i (ее зенитное расстояние) будет в точности равен соответствующей координате орта например:
При этом, к какой орбите - опорной или истинной - отнести угол φi зависит от вектора и поскольку последний сформирован на основе фактических измерений в ОЭП, ясно, что это и есть значение виртуального измерения зенитного расстояния звезды на фактической (истинной) орбите.
Поскольку и ТОСК, и ГЭИСК - ортогональные системы, то величина угла при переходе между ними сохраняется. Это означает, что, рассчитав таким образом угол, мы обходим вопрос о фактическом рассогласовании осей ТОСК опорной орбиты в сравнении с ТОСК истинной орбиты.
Последнее обстоятельство является основой утверждения о практической реализуемости алгоритма решения навигационной задачи по виртуальным измерениям. Иными словами, несмотря на то, что все решение навигационной задачи идет в ГЭИСК (как и предусматривает классический подход), расчет угла осуществляют в ТОСК.
В свою очередь, исключение из расчета угла φi перехода между ТОСК и ГЭИСК приводит к значительному повышению точности этого расчета и, в конечном итоге, к росту точности навигации.
Расчет местных градиентов угла φi осуществляют в ГЭИСК с использованием опорной орбиты. Поскольку в ГЭИСК , где - радиус-вектор орбиты, r=(х2+у2+z2)1/2, то градиенты рассчитываются таким образом:
где - орт опорной орбиты в ГЭИСК, q - элемент массива параметров опорного положения КА в ГЭИСК, q={х,у,z}.
После расчета угла и его градиентов собственно навигационную задачу решают традиционно, используя выбранный сглаживающий фильтр. Например, при применении метода наименьших квадратов поправки к начальной точке опорной орбиты определяют итеративно по формуле:
где j - номер навигационного сеанса,
n - число навигационных сеансов на мерном интервале,
G0j=Gj·Ф0j - начальные градиенты, то есть производные от текущей измеряемой функции φij по начальным параметрам опорной орбиты q0,
i - число измерений в навигационном сеансе,
q0, qj - соответственно начальные и текущие параметры опорной орбиты,
Δq0c - поправка к начальным параметрам опорной орбиты на с-й итерации,
Δφij=φijизм-φijрасч - невязка измерений.
Отметим, что в отличие от решения навигационной задачи в прототипе (по информации жестко закрепленных ОЭП), где матрицу и невязки измерений необходимо рассчитывать с учетом влияния углов отклонения корпуса КА относительно оси S:
где σS, ΔS - средняя квадратическая и систематическая погрешности расчета орта радиус-вектора орбиты, σоэп, Δоэп - аналогичные погрешности в ОЭП, здесь и Δφij рассчитываются только на основе погрешности визирования σφ=σоэп, Δφ=Δоэп, поэтому решение навигационной задачи становится намного точнее.
Алгоритм решения задачи ориентации при одном жестко закрепленном ОЭП построен на использовании (5) так же, как это делается при оценке орбиты.
Действительно, если использовать измеренные координаты звезд ξi ηi (см. рис.1) не в каждом навигационном сеансе, а на всем мерном интервале совокупно и рассчитать чувствительность их по отношению к углам ориентации, то можно получить сглаженные по МНК итеративные оценки ориентации (алгоритм 3).
Из рис.1 следует, что в приборной системе координат ξ, η, ζ из подобия параллелепипедов, построенных на координатах орта звезды и координатах изображения этой звезды (ξi, ηi, ζi), можно определить, с одной стороны, значение измеренных координат:
и с другой, значения координат орта звезды:
При жестком креплении ОЭП под углами α и δ относительно строительных осей КА (XсвYсвZсв; Хсв - по продольной оси; Yсв - по боковой оси) орт звезды в связанной системе определится:
где МП1 - матрица перехода от приборной к связанной системе координат:
Здесь α - угол между проекцией оптической оси на плоскость XсвYсв и осью Хсв, δ - угол между оптической осью и плоскостью XсвYсв.
Решение задачи ориентации согласно (5) позволяет учитывать не только постоянную составляющую погрешности стабилизации, но и наличие определенной динамики.
Согласно (5) в этом случае , а Ф0j представляется как производная по времени от функции изменения погрешностей системы стабилизации на мерном интервале.
В моделирующей программе опробованы несколько таких функций: постоянные значения, линейная, квадратичная и синусоидальная функции (при условии не выхода их значений за пределы 70).
Местные градиенты
где k=1, 2, 3 - номера каналов,
q={ϑ,ψ,γ},
определяются на основе использования упрощенной матрицы (МП2)T, матрицы (МП1)T и (7). Применяя правило дифференцирования полученной сложной функции и решая систему двух линейных уравнений с двумя неизвестными, получим
для тангажа, k=1
для рыскания, k=2
для крена, k=3
На основе представленных алгоритмов разработана имитационная модель системы, которая строилась с учетом всех сил, действующих на КА в полете. Рассчитывалась космическая обстановка (положение Луны, Солнца, планет), оценивалась возможность измерений, контролировалась работа алгоритмов распознавания и оптимизации выбора навигационных звезд, распознавалась "картинка" поля звезд, попавших в ОЭП, строился годограф положения оси ОЭП на небесной сфере.
Эти и другие элементы визуализации процесса решения, примененные в модели, позволяли осуществлять контроль над процессом, глубже понять его и убедиться в реализуемости идеи.
Были исследованы десять типов орбит, от низких (высота 200-300 км), до геостационара, от околокруговых до сильновытянутых (эксцентриситет порядка 0,7-0,8), от полярных (наклонение порядка 85°-86°) до экваториальных.
Отметим, что программа модели позволяет осуществлять решения при любом количестве ОЭП (до пяти) и решать при этом либо только навигационную задачу, либо обе задачи: навигации и ориентации.
Решения осуществлялись на один мерный интервал (1-2 оборота) и на ряд последовательных мерных интервалов (до 35). Решение на один мерный интервал, называлось однократным, оно базировалось на 50-1000 навигационных сеансах и оценивалось максимальным отклонением между навигационной оценкой (оценкой ориентации) и истинной орбитой (фактическим отклонением осей) по всему мерному интервалу (апостериорная гарантированная оценка). На последовательных интервалах оценивалась статистическая оценка точности на основе гарантированных оценок однократных решений. Определялись максимум максиморум, математическое ожидание и среднее квадратическое отклонение.
Статистические оценки заносились в базу данных решений. Каждая запись базы содержит результаты решений и исходные данные, позволяющие повторять решения. В табл.1 представлен ряд таких записей, где в графе «алгоритм метода» прототип обозначен как «первый».
Claims (1)
- Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов (КА), отличающийся различным креплением к корпусу КА оптико-электронных приборов (ОЭП), два из которых помещены в кардановы подвесы и визируют оптимально выбранные самые яркие звезды небесной сферы, один жестко крепится к корпусу; включающий для решения навигационной задачи компьютерный расчет виртуальных зенитных расстояний визируемых звезд на основе использования пространственного положения радиус-вектора опорной (априори полагаемой) орбиты без фактического построения местной вертикали, для решения задачи ориентации - распознавание компьютерным расчетом, с использованием звездного бортового каталога и опорной орбиты, звезд, попавших в поле зрения жестко закрепленного ОЭП, измерение приборных координат самой яркой звезды и расчет чувствительности измерений к углам ориентации; обе задачи решаются одновременно, и, благодаря различным способам крепления ОЭП, точность решения обеих задач существенно повышается по сравнению с точностью прототипа.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010144278/28A RU2454631C1 (ru) | 2010-10-28 | 2010-10-28 | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010144278/28A RU2454631C1 (ru) | 2010-10-28 | 2010-10-28 | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010144278A RU2010144278A (ru) | 2012-05-10 |
RU2454631C1 true RU2454631C1 (ru) | 2012-06-27 |
Family
ID=46311835
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010144278/28A RU2454631C1 (ru) | 2010-10-28 | 2010-10-28 | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2454631C1 (ru) |
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103575274A (zh) * | 2013-11-20 | 2014-02-12 | 中国人民解放军海军大连舰艇学院 | 高性能星图匹配自主导航定位系统 |
CN103591956A (zh) * | 2013-11-27 | 2014-02-19 | 北京理工大学 | 一种基于可观测性分析的深空探测器自主导航方法 |
RU2527632C2 (ru) * | 2012-12-27 | 2014-09-10 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Московский Физико-Технический Институт (Государственный Университет)" | Способ наземной имитации полета космических аппаратов в космосе |
RU2542599C2 (ru) * | 2013-06-18 | 2015-02-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ автономного определения орбиты и ориентации корпуса космического аппарата в пространстве при отсутствии априорной информации |
RU2566379C1 (ru) * | 2014-04-14 | 2015-10-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения величины атмосферной рефракции в условиях космического полета |
RU2623667C1 (ru) * | 2016-04-18 | 2017-06-28 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Войск воздушно-космической обороны Минобороны России" (ФГБУ "ЦНИИ ВВКО Минобороны России") | Способ навигационных астрономических измерений координат местоположения подвижного объекта и устройство для его реализации |
RU2624408C2 (ru) * | 2015-12-01 | 2017-07-03 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ автономного оценивания изменений орбиты визируемого космического аппарата |
RU2697866C1 (ru) * | 2018-07-16 | 2019-08-21 | Михаил Викторович Яковлев | Способ межзвездной навигации космического корабля |
RU2767449C1 (ru) * | 2021-01-12 | 2022-03-17 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Способ астрономической коррекции навигационных параметров летательного аппарата |
RU2776096C1 (ru) * | 2021-11-18 | 2022-07-13 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и Механики (ФГУП "ЦНИИХМ") | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104776845B (zh) * | 2015-04-29 | 2017-05-03 | 西安电子科技大学 | 一种基于组合模式的自主星识别方法 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3417661A1 (de) * | 1983-05-13 | 1984-11-15 | Mitsubishi Denki K.K., Tokio/Tokyo | System zur regelung der lage eines kuenstlichen satelliten |
US5054719A (en) * | 1988-10-06 | 1991-10-08 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Active three-axis attitude control system for a geostationary satellite |
RU2125732C1 (ru) * | 1997-02-05 | 1999-01-27 | Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого | Способ навигационных определений по интегральным параметрам |
RU2318188C1 (ru) * | 2006-07-17 | 2008-02-27 | Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
-
2010
- 2010-10-28 RU RU2010144278/28A patent/RU2454631C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3417661A1 (de) * | 1983-05-13 | 1984-11-15 | Mitsubishi Denki K.K., Tokio/Tokyo | System zur regelung der lage eines kuenstlichen satelliten |
US5054719A (en) * | 1988-10-06 | 1991-10-08 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Active three-axis attitude control system for a geostationary satellite |
RU2125732C1 (ru) * | 1997-02-05 | 1999-01-27 | Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого | Способ навигационных определений по интегральным параметрам |
RU2318188C1 (ru) * | 2006-07-17 | 2008-02-27 | Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
АНТОНОВ Ю.Г., МАРКОВ С.И. Математическое и программное обеспечение системы автономной навигации. МО СССР, 1986. * |
СЕЛЕЗНЕВ В.П. Навигационные устройства. - М.: Машиностроение, 1974. * |
Cited By (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2527632C2 (ru) * | 2012-12-27 | 2014-09-10 | Федеральное Государственное Автономное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Московский Физико-Технический Институт (Государственный Университет)" | Способ наземной имитации полета космических аппаратов в космосе |
RU2542599C2 (ru) * | 2013-06-18 | 2015-02-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ автономного определения орбиты и ориентации корпуса космического аппарата в пространстве при отсутствии априорной информации |
CN103575274A (zh) * | 2013-11-20 | 2014-02-12 | 中国人民解放军海军大连舰艇学院 | 高性能星图匹配自主导航定位系统 |
CN103575274B (zh) * | 2013-11-20 | 2016-06-01 | 中国人民解放军海军大连舰艇学院 | 高性能星图匹配自主导航定位系统 |
CN103591956A (zh) * | 2013-11-27 | 2014-02-19 | 北京理工大学 | 一种基于可观测性分析的深空探测器自主导航方法 |
CN103591956B (zh) * | 2013-11-27 | 2016-02-03 | 北京理工大学 | 一种基于可观测性分析的深空探测器自主导航方法 |
RU2566379C1 (ru) * | 2014-04-14 | 2015-10-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения величины атмосферной рефракции в условиях космического полета |
RU2624408C2 (ru) * | 2015-12-01 | 2017-07-03 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского" Министерства обороны Российской Федерации | Способ автономного оценивания изменений орбиты визируемого космического аппарата |
RU2623667C1 (ru) * | 2016-04-18 | 2017-06-28 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Войск воздушно-космической обороны Минобороны России" (ФГБУ "ЦНИИ ВВКО Минобороны России") | Способ навигационных астрономических измерений координат местоположения подвижного объекта и устройство для его реализации |
RU2697866C1 (ru) * | 2018-07-16 | 2019-08-21 | Михаил Викторович Яковлев | Способ межзвездной навигации космического корабля |
RU2767449C1 (ru) * | 2021-01-12 | 2022-03-17 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Способ астрономической коррекции навигационных параметров летательного аппарата |
RU2776096C1 (ru) * | 2021-11-18 | 2022-07-13 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и Механики (ФГУП "ЦНИИХМ") | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010144278A (ru) | 2012-05-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2454631C1 (ru) | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд | |
Wahba | A least squares estimate of satellite attitude | |
US9791278B2 (en) | Navigating with star tracking sensors | |
RU2318188C1 (ru) | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов | |
Germanovitch et al. | Autonomous navigation and attitude control of spacecraft's on near-earth circular orbits | |
Rad et al. | Optimal attitude and position determination by integration of INS, star tracker, and horizon sensor | |
Gou et al. | INS/CNS navigation system based on multi-star pseudo measurements | |
CN108225307A (zh) | 一种惯性测量信息辅助的星图匹配方法 | |
CN116105730A (zh) | 基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法 | |
CN102607563B (zh) | 利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统 | |
Zhang et al. | Stellar/inertial integrated guidance for responsive launch vehicles | |
RU2723199C1 (ru) | Способ и система определения ориентации космического аппарата в пространстве с автономной коррекцией эффекта аберрации света | |
Wu et al. | New celestial assisted INS initial alignment method for lunar explorer | |
US11073397B2 (en) | Magnetic-inertial global positioning system | |
Paluszek et al. | Optical navigation system | |
Xiong et al. | Performance evaluation of star sensor low frequency error calibration | |
Samaan et al. | On-Ground Calibration and Optical Alignment for the Orion Optical Navigation Camera | |
Henry et al. | Analytical methods in triangulation-based celestial localization | |
RU2713582C1 (ru) | Способ оптимального оценивания ошибок инерциальной навигационной системы и её коррекции по неподвижному наземному ориентиру с известными географическими координатами | |
Li et al. | Error correction of infrared Earth radiance for autonomous navigation | |
Kuznetsov et al. | A system of autonomous navigation and orientation for satellites based on virtual measurements of zenith distances of stars | |
RU2428659C2 (ru) | Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов | |
Delabie | A highly efficient attitude estimation algorithm for star trackers based on optimal image matching | |
Somov et al. | In-orbit calibration of attitude determination systems for land-survey micro-satellites | |
Topal et al. | Spaceborne push-broom image guidance, attitude realization errors: a system engineering approach |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20131029 |