RU2662371C2 - Method for determining atmospheric density at spacecraft height of flight - Google Patents
Method for determining atmospheric density at spacecraft height of flight Download PDFInfo
- Publication number
- RU2662371C2 RU2662371C2 RU2016150068A RU2016150068A RU2662371C2 RU 2662371 C2 RU2662371 C2 RU 2662371C2 RU 2016150068 A RU2016150068 A RU 2016150068A RU 2016150068 A RU2016150068 A RU 2016150068A RU 2662371 C2 RU2662371 C2 RU 2662371C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- parameters
- mass
- motion
- center
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G3/00—Observing or tracking cosmonautic vehicles
Abstract
Description
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при определении плотности атмосферы на высоте полета космического аппарата (КА).The invention relates to the field of space technology and can be used to determine the density of the atmosphere at the altitude of the spacecraft (SC).
Известен способ определения плотности атмосферы по модели, описанной в государственном стандарте ГОСТ 4401-81 Атмосфера стандартная. Параметры. Данный ГОСТ устанавливает числовые значения основных параметров атмосферы для высот до 1200 км как функции высоты. Недостаток указанной «статической» модели атмосферы заключается в том, что в ней не предусмотрен учет изменения значений параметров атмосферы во времени, в частности учет переменного уровня солнечной активности и других космических факторов (Модель космоса. Том 2. НИИЯФ МГУ, 1983; Гальперин Ю.И., Дмитриев А.В., Зеленый Л.М., Панасюк Л.М. Влияние космической погоды на безопасность авиационных и космических полетов. «Полет 2001»).A known method of determining the density of the atmosphere according to the model described in the state standard GOST 4401-81 standard atmosphere. Options. This GOST establishes numerical values of the basic parameters of the atmosphere for altitudes up to 1200 km as a function of altitude. The disadvantage of this “static” model of the atmosphere is that it does not provide for taking into account changes in atmospheric parameters over time, in particular taking into account the variable level of solar activity and other cosmic factors (Space Model. Volume 2. Research Institute of Nuclear Physics, Moscow State University, 1983; Halperin Yu. I., Dmitriev A.V., Zeleny L.M., Panasyuk L.M. Influence of space weather on the safety of aviation and space flights. "Flight 2001").
Недостаток способа частично устраняется с использованием модели, описанной в государственном стандарте ГОСТ 25645.302-83 Расчеты баллистические искусственных спутников Земли. Методика расчета индексов солнечной активности.The disadvantage of the method is partially eliminated using the model described in the state standard GOST 25645.302-83 Ballistic calculations of artificial Earth satellites. Methodology for calculating the indices of solar activity.
Данный ГОСТ устанавливает методику расчета индексов солнечной активности (индексы W и F10.7) для интервалов времени прогнозирования условий движения КА от 4 мес до 11 лет при проведении проектных баллистических расчетов.This GOST establishes a methodology for calculating solar activity indices (indices W and F 10.7 ) for time intervals for predicting the conditions of spacecraft motion from 4 months to 11 years during design ballistic calculations.
Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ определения плотности атмосферы при баллистическом обеспечении полета КА, включающий измерение параметров движения КА и определение плотности атмосферы с учетом координат местоположения КА (ГОСТ 25645.166-2004. Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли - прототип). Указанный стандарт определяет соотношения для расчета значений параметров плотности атмосферы Земли в диапазоне высот 120-1500 км для различных уровней солнечной активности при известных дате, времени и координатах точки пространства, которую пролетает КА.The closest of the analogues adopted for the prototype is a method for determining the density of the atmosphere with ballistic support for the flight of the spacecraft, including measuring the parameters of motion of the spacecraft and determining the density of the atmosphere taking into account the coordinates of the location of the spacecraft (GOST 25645.166-2004. Upper atmosphere. Density model for ballistic flight support artificial Earth satellites - prototype). The specified standard determines the relationships for calculating the Earth’s atmosphere density parameters in the altitude range 120-1500 km for various levels of solar activity with known date, time and coordinates of the space point that the spacecraft flies through.
Недостатком способа-прототипа является то, что при его использовании точность определения плотности атмосферы Земли ограничена точностью модельных расчетов, не учитывающих фактическое состояние атмосферы в текущий момент времени в конкретных точках космического пространства, составляющих орбиту КА.The disadvantage of the prototype method is that when it is used, the accuracy of determining the density of the Earth’s atmosphere is limited by the accuracy of model calculations that do not take into account the actual state of the atmosphere at the current time at specific points in outer space that make up the orbit of the spacecraft.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение точности определения плотности атмосферы Земли.The problem to which the present invention is directed, is to increase the accuracy of determining the density of the Earth's atmosphere.
Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в определении плотности атмосферы на высоте полета КА с инерционными исполнительными органами по измерениям параметров относительного движения свободно перемещаемого калиброванного объекта внутри корпуса КА.The technical result achieved by the implementation of the present invention is to determine the density of the atmosphere at the flight altitude of the spacecraft with inertial actuators by measuring the parameters of the relative motion of a freely moving calibrated object inside the spacecraft.
Технический результат достигается тем, что в способе определения плотности атмосферы на высоте полета КА, включающем измерение параметров движения КА с инерционными исполнительными органами и определение плотности атмосферы с учетом координат местоположения КА, дополнительно на участке орбиты с отключенными двигателями КА поддерживают ориентацию КА с помощью гиродинов, измеряют параметры движения центра масс и параметры вращательного движения КА, по определенным параметрам углового положения КА и положению его подвижных частей определяют площадь миделя КА, гасят воздействия на свободно перемещаемый внутри корпуса КА калиброванный объект, измеряют параметры движения калиброванного объекта относительно корпуса КА, по измеренным параметрам движения калиброванного объекта относительно корпуса КА определяют момент времени, в который параметры движения калиброванного объекта относительно КА менее задаваемых значений, начиная с данного момента непрерывно измеряют параметры движения калиброванного объекта относительно КА до момента контакта калиброванного объекта с элементами корпуса КА, на интервале измерения параметров движения калиброванного объекта по измеренным параметрам движения КА определяют радиус-вектор и вектор скорости движения КА, и плотность атмосферы на высоте полета КА определяют по площади миделя, массе, радиус-вектору центра масс и вектору скорости КА, вектору расстояния от центра масс калиброванного объекта до центра масс КА и вектору ускорения движения центра масс калиброванного объекта относительно центра масс КА.The technical result is achieved by the fact that in the method of determining the density of the atmosphere at the flight altitude of the spacecraft, including measuring the parameters of the motion of the spacecraft with inertial actuators and determining the density of the atmosphere taking into account the coordinates of the location of the spacecraft, in addition to the section of the orbit with the spacecraft engines shut off, they support the orientation of the spacecraft using gyrodin measure the parameters of the motion of the center of mass and the parameters of the rotational motion of the spacecraft, according to certain parameters of the angular position of the spacecraft and the position of its moving parts the spacecraft’s midsection area is absorbed, the impact on the calibrated object freely moving inside the spacecraft’s body is suppressed, the parameters of the calibrated object’s movement relative to the spacecraft’s body are measured, the moment of time at which the motion parameters of the calibrated object relative to the spacecraft is less than the specified values is determined from starting from this moment, the motion parameters of the calibrated object relative to the spacecraft are continuously measured until the contact of the calibrated object the spacecraft’s body elements, on the measurement interval of the calibrated object’s motion parameters, the spacecraft’s radius vector and velocity vector are determined from the measured spacecraft motion parameters, and the atmospheric density at the spacecraft’s flight altitude is determined by the midship area, mass, center of mass radius vector and velocity vector SC, the vector of the distance from the center of mass of the calibrated object to the center of mass of the SC and the acceleration vector of the center of mass of the calibrated object relative to the center of mass of the SC.
Измерения параметров движения калиброванного объекта относительно КА на задаваемом временном интервале предлагается осуществлять посредством непрерывной фото-видеосъемки движения калиброванного объекта фото-видеоаппаратурой, жестко установленной относительно корпуса КА.It is proposed to measure the parameters of the movement of the calibrated object relative to the spacecraft at a given time interval by means of continuous photo-video shooting of the movement of the calibrated object by photo-video equipment rigidly mounted relative to the spacecraft body.
В полете КА набегающий поток воздействует на элементы конструкции КА тем больше, чем больше площадь проекции элементов на плоскость, перпендикулярную направлению набегающего потока, которое, в свою очередь, параллельно направлению вектора скорости КА.During the flight of the spacecraft, the incoming flow affects the structural elements of the spacecraft the more, the greater the area of projection of the elements onto a plane perpendicular to the direction of the incoming flow, which, in turn, is parallel to the direction of the velocity vector of the spacecraft.
В предлагаемом способе рассматриваем КА с инерционными исполнительными органами. На участке орбиты с отключенными двигателями КА поддерживают ориентацию КА с помощью гиродинов и измеряют параметры движения центра масс КА и параметры вращательного движения КА.In the proposed method, we consider spacecraft with inertial actuators. On the part of the orbit with the spacecraft engines turned off, the spacecraft is supported by gyrodines and the parameters of the motion of the center of mass of the spacecraft and the parameters of the rotational motion of the spacecraft are measured.
По определенным параметрам углового положения КА и положению подвижных частей КА (вращающиеся солнечные батареи КА, вращающиеся радиаторы КА и т.п.) определяют площадь миделя КА.According to certain parameters of the angular position of the spacecraft and the position of the moving parts of the spacecraft (rotating solar batteries of the spacecraft, rotating radiators of the spacecraft, etc.), the area of the midship of the spacecraft is determined.
Далее используют находящийся на КА свободно перемещаемый внутри корпуса КА калиброванный объект - объект известной массы.Next, a calibrated object — an object of known mass — located freely on the spacecraft inside the spacecraft’s body is used.
Гасит воздействия на данный калиброванный объект и измеряют параметры движения калиброванного объекта относительно корпуса КА.It extinguishes the impact on a given calibrated object and measures the motion parameters of the calibrated object relative to the spacecraft’s hull.
Например, космонавт фиксирует положение данного калиброванного объекта внутри объема корпуса КА руками или с помощью специальных приспособлений.For example, an astronaut fixes the position of a given calibrated object within the spacecraft’s body volume by hand or using special devices.
Измерения параметров движения калиброванного объекта относительно КА на задаваемом временном интервале могут быть выполнены, например, посредством непрерывной фото-видеосъемки движения калиброванного объекта фото-видеоаппаратурой, жестко установленной относительно корпуса КА.Measurements of the parameters of the movement of the calibrated object relative to the spacecraft at a given time interval can be performed, for example, by continuous photo-video shooting of the movement of the calibrated object with photo-video equipment rigidly mounted relative to the spacecraft body.
По измеренным параметрам движения калиброванного объекта относительно корпуса КА определяют момент времени, в который параметры движения калиброванного объекта относительно КА менее задаваемых значений.From the measured parameters of the movement of the calibrated object relative to the spacecraft’s body, the moment of time is determined at which the parameters of the movement of the calibrated object relative to the spacecraft are less than the specified values.
Начиная с данного момента непрерывно измеряют параметры движения калиброванного объекта относительно КА до момента контакта калиброванного объекта с элементами корпуса КА. На интервале измерения параметров движения калиброванного объекта по измеренным параметрам движения КА определяют радиус-вектор и вектор скорости движения КА.Starting from this moment, the motion parameters of the calibrated object relative to the spacecraft are continuously measured until the contact of the calibrated object with the elements of the spacecraft body. On the measurement interval of the motion parameters of the calibrated object, the radius vector and the velocity vector of the spacecraft motion are determined from the measured spacecraft motion parameters.
Плотность атмосферы на высоте полета КА определяют по площади миделя, массе, радиус-вектору центра масс и вектору скорости КА, вектору расстояния от центра масс калиброванного объекта до центра масс КА и вектору ускорения движения центра масс калиброванного объекта относительно центра масс КА.The atmospheric density at the spacecraft flight altitude is determined by the midship area, mass, the center-of-mass radius vector and the spacecraft velocity vector, the distance vector from the center of mass of the calibrated object to the space center of mass, and the acceleration vector of the center of mass of the calibrated object relative to the center of mass of the spacecraft.
Например, плотность атмосферы ρ может быть определена по соотношениюFor example, the density of the atmosphere ρ can be determined by the ratio
где 
ΔR - векторное расстояние от центра масс калиброванного объекта до центра масс КА;ΔR is the vector distance from the center of mass of the calibrated object to the center of mass of the spacecraft;
R - радиус-вектор центра масс КА;R is the radius vector of the center of mass of the spacecraft;
V - вектор скорости КА в гринвичской системе координат;V is the spacecraft velocity vector in the Greenwich coordinate system;
CX - коэффициент аэродинамического сопротивления КА;C X is the aerodynamic drag coefficient of the spacecraft;
g(R,t) - напряженность гравитационного поля Земли;g (R, t) is the gravitational field of the Earth;
SX - площадь миделя КА;S X is the area of the midship of the spacecraft;
m - масса КА.m is the mass of the spacecraft.
Соотношение (1) может быть получено и решено с помощью известных методов механики космического полета (Навигационное обеспечение полета орбитального комплекса «Салют-6»-«Союз»-«Прогресс». - М.: Наука, 1985; Иванов Н.М., Лысенко Л.Н., Дмитриевский А.А. Баллистика и навигация космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1986; Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г. «Основы механики космического полета. М.: Наука. 1990). При этом могут быть реализованы различные случаи расположения центра масс калиброванного объекта относительно орбиты движения центра масс КА в момент гашения воздействий на калиброванный объект и начала измерения параметров движения калиброванного объекта относительно корпуса КА: центр масс калиброванного объекта может располагаться дальше, на уровне и ближе к Земле, чем центр масс КА.Relation (1) can be obtained and solved using well-known methods of space flight mechanics (Navigation support for the flight of the Salyut-6 - Soyuz - Progress orbital complex. - M.: Nauka, 1985; Ivanov N.M., Lysenko L.N., Dmitrievsky A.A. Ballistics and navigation of spacecraft. M: Mashinostroenie, 1986; Okhotsimsky D.E., Sikharulidze Yu.G. "Fundamentals of space flight mechanics. M: Science. 1990). In this case, various cases of the location of the center of mass of the calibrated object relative to the orbit of the center of mass of the spacecraft at the time of extinguishing the effects on the calibrated object and the start of measuring the motion parameters of the calibrated object relative to the spacecraft’s body can be realized: the center of mass of the calibrated object can be located further, at and closer to the Earth than the center of mass of the spacecraft.
Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.We describe the technical effect of the invention.
Согласно правилам управления полетом международной космической станции (Спецификация Российского сегмента. Программа Международная космическая станция. SSP 41163. Редакция Н, 27.01.2001. раздел 3.3.12.8; Общие правила полета по операциям МКС. Том В. Управление полетных операций. NSTS-12820. Космический центр им. Линдона Б.Джонсона. Хьюстон, Техас, основной вариант, 09.10.2001. правило В4-152) текущая высота орбиты международной космической станции (МКС) должна поддерживаться такой, чтобы при текущем баллистическом коэффициенте МКС высота орбиты МКС не опустилась ниже 278 км в течение последующих 90 суток полета для стадии сборки МКС и 180 суток для послесборочной стадии. Указанные сроки необходимы для гарантированного обеспечения изготовления, запуска и стыковки с МКС транспортных кораблей, обеспечивающих жизнеспособность экипажа МКС. Это означает, что циклограмма поддержания требуемой высоты орбиты МКС определяется фактором торможения МКС в атмосфере Земли. В свою очередь, сопротивление атмосферы увеличивается как при увеличении баллистического коэффициента КА, так и при понижении орбиты, поскольку при приближении к Земле плотность атмосферы Земли увеличивается. Более того, в периоды возмущенной атмосферы, когда плотность атмосферы существенно возрастает относительно номинальных прогнозируемых значений, возможны случаи катастрофического понижения орбиты и нарушения указанного требования обеспечения безопасности экипажа и МКС в целом.According to the flight control rules of the international space station (Specification of the Russian Segment. International Space Station Program. SSP 41163. Revision H, 01/27/2001. Section 3.3.12.8; General Flight Rules for ISS Operations. Volume B. Flight Operations Department. NSTS-12820. Lindon B. Johnson Space Center Houston, Texas, Primary Version 10/09/2001 Rule B4-152) The current orbit altitude of the International Space Station (ISS) should be maintained such that, with the current ISS ballistic coefficient, the orbit of the ISS will not drop others like 278 km over the next 90 days of flight to the ISS assembly stage and 180 days for poslesborochnoy step. The indicated dates are necessary for guaranteed production, launch and docking of transport ships with the ISS, ensuring the viability of the ISS crew. This means that the cyclogram of maintaining the required orbit of the ISS is determined by the braking factor of the ISS in the Earth’s atmosphere. In turn, the atmospheric resistance increases both with an increase in the ballistic coefficient of the spacecraft and with a decrease in orbit, since the density of the Earth’s atmosphere increases when approaching the Earth. Moreover, during periods of perturbed atmosphere, when the density of the atmosphere increases significantly relative to the nominal predicted values, there may be cases of catastrophic lowering of the orbit and violation of the specified safety requirements for the crew and the ISS as a whole.
Предлагаемое изобретение обеспечивает определение фактической плотности атмосферы на текущей высоте полета КА (в том числе МКС), что в свою очередь повышает точность прогнозирования изменения скорости падения высоты орбиты КА и позволяет выходить из таких опасных ситуаций и/или экономить энергетические ресурсы на подъем орбиты КА до уровня, необходимого для обеспечения жизнеспособности и выполнения целевых задач КА.The present invention provides a determination of the actual density of the atmosphere at the current altitude of the spacecraft (including the ISS), which in turn increases the accuracy of predicting changes in the velocity of the spacecraft’s orbit and allows you to get out of such dangerous situations and / or save energy resources by raising the spacecraft’s orbit to the level necessary to ensure the viability and fulfillment of the spacecraft targets.
Достижение технического результата в предложенном изобретении обеспечивается за счет, в том числе:The achievement of the technical result in the proposed invention is provided due to, including:
- построения предложенной ориентации КА,- building the proposed orientation of the spacecraft,
- предложенных измерений предложенных параметров,- proposed measurements of the proposed parameters,
- предложенных гашения воздействий на свободно перемещаемый внутри корпуса КА калиброванный объект и регистрации его движения относительно КА до момента контакта с элементами корпуса КА,- the proposed damping of the effects on the calibrated object freely moving inside the spacecraft’s spacecraft and recording its movement relative to the spacecraft until it contacts the elements of the spacecraft’s hull,
- предложенного определения предложенных параметров и моментов по результатам выполненных измерений.- the proposed definition of the proposed parameters and moments based on the results of measurements.
Таким образом, достигается технический эффект предлагаемого изобретения, который заключается в определении плотности атмосферы на текущей высоте полета КА по измерениям параметров относительного движения свободно перемещаемого калиброванного объекта внутри корпуса КА.Thus, the technical effect of the invention is achieved, which consists in determining the density of the atmosphere at the current spacecraft flight altitude by measuring the parameters of the relative motion of a freely moving calibrated object inside the spacecraft's hull.
Выполненная оценка эффективности применения предлагаемого изобретения на российском сегменте (PC) МКС показала, что его использование позволит качественно повысить точность моделей учета влияния атмосферы при определении и прогнозирования движения МКС, обеспечивая при этом уникальную возможность уточнения плотности атмосферы на текущей фактической высоте полета МКС.An assessment of the effectiveness of the application of the invention in the ISS Russian Segment (PC) showed that its use will allow to qualitatively improve the accuracy of atmospheric effects accounting models for determining and predicting the ISS motion, while providing a unique opportunity to refine the atmospheric density at the current actual ISS flight altitude.
При этом в качестве упомянутого калиброванного объекта может использоваться как специально изготовленный и доставленный на PC МКС объект выбранной формы и массы, так и некоторый имеющийся на борту PC МКС объект известной массы.Moreover, as the mentioned calibrated object, one can use both specially made and delivered to the ISS PC object of the selected shape and mass, and some object of known mass on board the ISS PC.
При гашении воздействий на калиброванный объект исключается (минимизируется) влияние на калиброванный объект воздушных потоков внутри МКС, возникающих из-за работы систем вентиляции или охлаждения аппаратуры. Для этого на время проведения сеанса измерений эти системы должны быть отключены или калиброванный объект должен быть изолирован от возникающих воздушных потоков с помощью прозрачной для съемки воздухонепроницаемой перегородки.When extinguishing the effects on the calibrated object, the influence on the calibrated object of the air flows inside the ISS that arise due to the operation of ventilation or cooling equipment is eliminated (minimized). To do this, for the duration of the measurement session, these systems must be turned off or the calibrated object must be isolated from the resulting air flows using an airtight partition that is transparent for shooting.
Измерения параметров движения калиброванного объекта относительно МКС могут быть выполнены посредством имеющегося на российском сегменте МКС комплекса фото-видео аппаратуры, например, фото/видеоаппаратура Nikon D3x и кронштейны для жесткой фиксации съемочной аппаратуры внутри МКС.The motion parameters of a calibrated object relative to the ISS can be measured using a complex of photo-video equipment available on the Russian segment of the ISS, for example, Nikon D3x photo / video equipment and brackets for rigid fixation of filming equipment inside the ISS.
В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа. Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено с использованием существующих технических средств.Currently, everything is technically ready for the implementation of the proposed method. Industrial execution of the essential features characterizing the invention is not complicated and can be performed using existing technical means.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016150068A RU2662371C2 (en) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | Method for determining atmospheric density at spacecraft height of flight |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016150068A RU2662371C2 (en) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | Method for determining atmospheric density at spacecraft height of flight |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016150068A RU2016150068A (en) | 2018-06-20 |
| RU2016150068A3 RU2016150068A3 (en) | 2018-06-20 |
| RU2662371C2 true RU2662371C2 (en) | 2018-07-25 |
Family
ID=62619398
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016150068A RU2662371C2 (en) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | Method for determining atmospheric density at spacecraft height of flight |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2662371C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6454215B1 (en) * | 2001-01-29 | 2002-09-24 | Lockheed Martin Corporation | Spacecraft architecture for disturbance-free payload |
| RU2463223C1 (en) * | 2011-03-30 | 2012-10-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method of determination and prediction of subjected to atmospheric braking aircraft motion on low orbits |
| CN104090493A (en) * | 2014-05-27 | 2014-10-08 | 北京航空航天大学 | Interference compensation control method of partial drag-free satellite on basis of accelerometers |
| RU2575302C2 (en) * | 2013-07-30 | 2016-02-20 | Валерий Николаевич Ключников | Artificial satellite onboard navigation system |
-
2016
- 2016-12-19 RU RU2016150068A patent/RU2662371C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6454215B1 (en) * | 2001-01-29 | 2002-09-24 | Lockheed Martin Corporation | Spacecraft architecture for disturbance-free payload |
| RU2463223C1 (en) * | 2011-03-30 | 2012-10-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method of determination and prediction of subjected to atmospheric braking aircraft motion on low orbits |
| RU2575302C2 (en) * | 2013-07-30 | 2016-02-20 | Валерий Николаевич Ключников | Artificial satellite onboard navigation system |
| CN104090493A (en) * | 2014-05-27 | 2014-10-08 | 北京航空航天大学 | Interference compensation control method of partial drag-free satellite on basis of accelerometers |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| E.M. Gaposchkin and A.J. Coster. Analysis of Satellite Drag. The Lincoln Laboratory Journal. Vol.1, Number 2 (1988), p.203-224. * |
| E.M. Gaposchkin and A.J. Coster. Analysis of Satellite Drag. The Lincoln Laboratory Journal. Vol.1, Number 2 (1988), p.203-224. ГОСТ 25645.166-2004. Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли. Дата введения - 2005-01-01. * |
| ГОСТ 25645.166-2004. Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли. Дата введения - 2005-01-01. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016150068A (en) | 2018-06-20 |
| RU2016150068A3 (en) | 2018-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Nebylov | Aerospace Sensors | |
| Hajiyev et al. | State estimation and control for low-cost unmanned aerial vehicles | |
| Girija et al. | Feasibility and performance analysis of neptune aerocapture using heritage blunt-body aeroshells | |
| Ahn et al. | Noniterative instantaneous impact point prediction algorithm for launch operations | |
| RU2662371C2 (en) | Method for determining atmospheric density at spacecraft height of flight | |
| Ray et al. | Measurement of CPAS Main Parachute Rate of Descent | |
| Cooper et al. | Kentucky re-entry universal payload system | |
| CN116992700A (en) | Method and equipment for determining navigation precision of logistics unmanned aerial vehicle | |
| Nebylov et al. | Relative motion control of nano-satellites constellation | |
| RU2697474C1 (en) | Method for gravimetric survey using unmanned aerial vehicle | |
| Campbell et al. | Model rocket projects for aerospace engineering course: Simulation of flight trajectories | |
| De Bruijn et al. | Measuring low-altitude winds with a hot-air balloon and their validation with Cabauw tower observations | |
| Honda et al. | D-SEND# 2 flight demonstration for low sonic boom design technology | |
| Pilinski et al. | Measuring absolute thermospheric densities and accommodation coefficients using paddlewheel satellites: past findings, present uses, and future mission concepts | |
| Ramos et al. | Simulation and pre-design of a controlled super-pressure balloon | |
| Girija | Feasibility and Performance Analysis of Neptune Aerocapture Using Heritage Blunt Body Aeroshells (Pre-print) | |
| Barbazán García | Design and Implementation of an Attitude Control System for High-Altitude Platforms | |
| Buitrago Ramos | Simulation and pre-design of a controlled super-pressure balloon | |
| Hassa | Drag coefficient estimation using satellite attitude and orbit data | |
| Fowler et al. | Use of an Uninhabited Aircraft System (UAS) for Atmospheric Observations During an Acoustic Flight Test | |
| Ross | Aerodynamic testing in support of Orion spacecraft development | |
| Pačes et al. | Smart sensor data processing for aerospace applications in education illustrated by small satellite platform demonstrator | |
| Yamakawa et al. | Flight evaluation of GN&C system and vertical landing dynamics of reusable rocket vehicle | |
| Polhemus | Navigating the supersonic B-58 | |
| Sazonov | Restoration of the Trajectory of a Spacecraft Approaching an Orbital Station by Means of a Mathematical Model |