RU2680356C1 - Способ ориентации навигационного космического аппарата - Google Patents

Способ ориентации навигационного космического аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2680356C1
RU2680356C1 RU2018118206A RU2018118206A RU2680356C1 RU 2680356 C1 RU2680356 C1 RU 2680356C1 RU 2018118206 A RU2018118206 A RU 2018118206A RU 2018118206 A RU2018118206 A RU 2018118206A RU 2680356 C1 RU2680356 C1 RU 2680356C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
coordinate system
solar
axis
turn
Prior art date
Application number
RU2018118206A
Other languages
English (en)
Inventor
Юрий Александрович Тентилов
Алексей Владимирович Фатеев
Александр Анатольевич Гришин
Александр Афанасьевич Васильев
Евгений Николаевич Якимов
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority to RU2018118206A priority Critical patent/RU2680356C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2680356C1 publication Critical patent/RU2680356C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области космической техники. В способе ориентации навигационного космического аппарата (КА) при проведении упреждающих программных разворотов по информации звездного прибора в процессе проведения упреждающего программного разворота на каждом цикле управления вычисляют кватернион перехода от солнечно-земной системы координат на момент начала упреждающего разворота к смещенной солнечно-земной системе координат, определяемой с использованием эталонной модели упреждающего программного разворота. Используя информацию со звездного прибора, вычисляют кватернион перехода от связанной системы координат к смещенной солнечно-земной системе координат. Из полученного кватерниона вычисляют углы отклонения связанной от смещенной солнечно-земной системы координат, формируют управляющие моменты, направленные на уменьшение рассогласования между связанной и смещенной солнечно-земной системами координат. Управляющий момент вокруг первой оси КА формируют для уменьшения рассогласования между эталонным и фактическим движениями КА вокруг первой оси. Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности прогнозирования движения центра масс КА. 5 ил., 1 табл.

Description

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для уменьшения погрешности ориентации навигационного космического аппарата (КА) на Солнце и Землю при прохождении особых участков орбиты.
Известен способ ориентации навигационного космического аппарата при проведении упреждающих программных разворотов, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю, путем разворотов космического аппарата вокруг второй и третьей осей, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей вокруг второй оси космического аппарата, определение параметров упреждающего программного разворота вокруг первой оси космического аппарата за заданное время до начала разворота с использованием расчетных зависимостей параметров упреждающего программного разворота от угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце на момент начала разворота, проведение упреждающих программных разворотов вокруг первой оси космического аппарата с использованием эталонной модели упреждающего программного разворота на участках орбиты, симметричных относительно точек орбиты, в которых угол Солнце - космический аппарат - Земля максимален или минимален [Патент №2569999 от 05.11.2015 г. Способ ориентации навигационного спутника].
При работе по целевому назначению навигационные КА ориентированы в солнечно-земной системе координат (первая ось (ОХ) КА ориентирована по местной вертикали, третья ось (OY) КА ориентирована в плоскости Солнце - космический аппарат - Земля в сторону Солнца, вторая ось (OZ) КА дополняет систему координат до правой), при этом нормали к панелям солнечных батарей ориентированы на Солнце путем разворотов относительно оси OZ с помощью приводов солнечных батарей (СБ). При такой ориентации поверхность со стороны оси минус OY остается незасвеченной.
Ориентация КА в солнечно-земной системе координат иллюстрирована на фиг. 1, на которой обозначено: СОЗ - угол Солнце - объект (космический аппарат) - Земля; α - угол между плоскостью орбиты и направлением на Солнце; О - центр масс КА; S - направление на Солнце; S1 - проекция направления на Солнце на плоскость орбиты; Е - угол от текущего положения КА на орбите до точки орбиты, в которой угол СОЗ максимален; Е0 - угол от точки по орбите, в которой включается упреждающий разворот до точки, в которой угол СОЗ максимален; ψ - курсовой угол (текущий угол между осью OY и вектором линейной скорости); ψРАЗ - угол разворота вокруг оси ОХ в процессе движения по орбите от текущего положения плоскости СОЗ до оси OZ0; ω0 - орбитальная угловая скорость КА; V - линейная скорость КА; OXOYOZO - орбитальная система координат (OXO - направлена по текущему радиус-вектору изделия от Земли, OYO - направлена по вектору линейной скорости КА, OZO - дополняет систему координат до правой); OXZYZZZ - солнечно-земная система координат (OXZ - совпадает с OXO, OYZ - лежит в плоскости СОЗ и направлена в сторону Солнца, OZZ - дополняет систему координат до правой); OXYZ - связанная с КА система координат.
Скорость вращения плоскости СОЗ (ωСОЗ) определяется по формуле (1) с помощью фиг. 1.
Figure 00000001
Вывод формулы (1):
Из сферического треугольника OSS1 на фиг. 1 имеем:
Figure 00000002
Дифференцируя (2) и полагая, что α'=0 и Е'=ω0, получим:
Figure 00000003
Из сферического треугольника OSS1 на фиг. 1 имеем:
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
Figure 00000007
Подставляя (7) в (3) получим формулу (1).
Из формулы (1) следует, что при угле α между плоскостью орбиты и направлением на Солнце, близком к нулю, скорость вращения плоскости СОЗ близка к нулю. Однако в точке E=0° (180°) скорость вращения плоскости СОЗ стремится к бесконечности. При прохождении таких точек космический аппарат совершает разворот вокруг оси ОХ КА. Это обусловлено тем, что поверхности КА со стороны оси минус OY и стороны плюс OY имеют разные зеркальные и диффузные коэффициент отражения, поэтому засвечивание поверхности КА со стороны минус OY приведет к непрогнозируемым силам от солнечного давления, которые влияют на движение центра масс космического аппарата, что для навигационных КА является неприемлемым.
Таким образом, проведение разворота КА (отслеживание плоскости СОЗ) при прохождении малых (близких к 0°) и больших (близких к 180°) углов СОЗ с использованием исполнительных органов системы ориентации без ошибки невозможно. На фиг. 2, 3 показаны процессы отслеживания плоскостью XOY плоскости СОЗ без упреждения и с упреждением при угле α=0.
Из рассмотрения фиг. 2, 3 видно, что без упреждения ошибка ориентации панелей СБ на Солнце получается существенно больше, чем с упреждением.
Необходимо отметить, что ошибка ориентации панелей СБ на Солнце также приводит к непрогнозируемым силам от солнечного давления, которые влияют на движение центра масс космического аппарата.
При проведении упреждающего программного разворота информация об ориентации КА относительно оси ОХ может поступать с блока измерения скоростей (БИС), а информация об ориентации вокруг осей OY, OZ может поступать с прибора ориентации на Землю (ПОЗ). В настоящее время погрешность БИС, применяемых на большинстве КА, составляет 0,3 °/ч, а погрешность ПОЗ составляет 3' в плоскости сканирования и 6' перпендикулярно плоскости сканирования.
Также при проведении упреждающего программного разворота информация об ориентации КА относительно осей OX, OY, OZ КА может поступать с прибора звездного (ПЗВ), погрешность которого не превышает 0,5'.
Основным недостатком способа ориентации навигационного КА, описанного выше, является то, что при проведении упреждающего программного разворота по информации с БИС и ПОЗ возрастает погрешность ориентации панелей СБ на Солнце и погрешность знания фазового центра антенны, а при ориентации с ПЗВ КА отслеживает плоскость СОЗ, поэтому после перехода КА через точку E=0° (180°), погрешность между фактическим углом разворота КА вокруг оси ОХ и плоскостью СОЗ может достигать 180° (происходит мгновенное вращение плоскости СОЗ на величину до 180°), что приводит к несимметричному развороту (фиг. 3) или может привести к потере ориентации КА.
Выходом из сложившейся ситуации может быть модернизация алгоритмов отслеживания курсового угла при упреждающем программном развороте по информации с ПЗВ.
Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ ориентации навигационного космического аппарата при проведении упреждающих программных разворотов, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю, путем разворотов космического аппарата вокруг второй и третьей осей, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей вокруг второй оси космического аппарата, определение параметров упреждающего программного разворота вокруг первой оси космического аппарата за заданное время до начала разворота с использованием расчетных зависимостей параметров упреждающего программного разворота от угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце на момент начала разворота, проведение упреждающих программных разворотов вокруг первой оси космического аппарата с использованием эталонной модели упреждающего программного разворота на участках орбиты, симметричных относительно точек орбиты, в которых угол Солнце - космический аппарат - Земля максимален или минимален [Патент №2569999 от 05.11.2015 г. Способ ориентации навигационного спутника].
Описанный способ принят за прототип изобретения.
Недостатки прототипа:
При прохождении участков орбиты, на которых угол СОЗ максимален или минимален при управлении КА по информации с БИС и ПОЗ, возрастает погрешность по каналам ориентации, что приводит к увеличению погрешности прогнозирования движения центра масс КА и к погрешности определения фазового центра антенны. При управлении КА по информации с ПЗВ КА отслеживает плоскость СОЗ, поэтому после перехода КА через точку Е=0° (180°), погрешность между фактическим углом разворота КА вокруг оси ОХ и плоскостью СОЗ может достигать 180° (происходит мгновенное вращение плоскости СОЗ на величину до 180°), что приводит к несимметричному развороту относительно точки максимального (минимального) угла СОЗ или может привести к потере ориентации КА.
Таким образом, целесообразно, при прохождении больших и малых углов СОЗ модернизировать алгоритмы отслеживания курсового угла по информации с ПЗВ с целью обеспечения симметричности упреждающего разворота относительно точки максимального (минимального) угла СОЗ. Это позволит уменьшить погрешность прогнозирования движения центра масс навигационного КА и погрешность знания фазового центра антенны, а также исключить потерю ориентации КА при переходе через точку E=0° (180°).
В основу настоящего изобретения положена задача создания способа, позволяющего уменьшить погрешность прогнозирования движения центра масс навигационного КА и погрешность определения фазового центра антенны при проведении упреждающего программного разворота.
Поставленная задача решается следующим образом.
Заявлен способ ориентации навигационного космического аппарата при проведении упреждающих программных разворотов, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю, путем разворотов космического аппарата вокруг второй и третьей осей, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей вокруг второй оси космического аппарата, определение параметров упреждающего программного разворота вокруг первой оси космического аппарата за заданное время до начала разворота, с использованием расчетных зависимостей параметров упреждающего программного разворота от угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце на момент начала разворота, проведение упреждающих программных разворотов вокруг первой оси космического аппарата с использованием эталонной модели упреждающего программного разворота на участках орбиты, симметричных относительно точек орбиты, в которых угол Солнце - космический аппарат - Земля максимален или минимален. При управлении ориентацией космического аппарата по информации звездного прибора в процессе проведения упреждающего программного разворота на каждом цикле управления вычисляют кватернион (матрицу) перехода от солнечно - земной системы координат на момент начала упреждающего разворота к смещенной солнечно - земной системе координат, определяемой с использованием эталонной модели упреждающего программного разворота, далее, используя информацию, поступающую со звездного прибора, вычисляют кватернион (матрицу) перехода от связанной системы координат к смещенной солнечно - земной системе координат, из полученного кватерниона (матрицы) вычисляют углы отклонения связанной системы координат от смещенной солнечно - земной системы координат, формируют управляющие моменты, направленные на уменьшение рассогласования между связанной системой координат и смещенной солнечно - земной системой координат, при этом управляющий момент вокруг первой оси космического аппарата формируют для уменьшения рассогласования между эталонным и фактическим движениями космического аппарата вокруг первой оси.
Сущность изобретения.
С целью уменьшения погрешности прогнозирования движения центра масс навигационного КА и погрешности определения фазового центра антенны на особых участках орбиты при модуле угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце меньше заданного значения при проведении упреждающего программного разворота (далее по тексту упреждающего разворота) на каждом цикле управления в программном обеспечении (ПО) системы ориентации и стабилизации (СОС) вычисляют кватернион перехода от связанной системы координат к смещенной солнечно-земной по следующей формуле:
Figure 00000008
где:
Figure 00000009
- кватернион перехода от связанной системы координат к приборной системе координат (вычисляется на Земле при установке ПЗВ и закладывается в ПО СОС);
Figure 00000010
- кватернион перехода от приборной системы координат к инерциальной системе координат (поступает с ПЗВ);
Figure 00000011
- кватернион перехода от инерциальной системы координат к смещенной солнечно - земной системе координат (вычисляется в ПО СОС);
W, X, Y, Z - элементы кватерниона перехода от связанной системы координат к смещенной солнечно-земной.
Кватернион
Figure 00000012
вычисляется по следующей формуле:
Figure 00000013
где:
Figure 00000014
- кватернион перехода от инерциальной системы координат к солнечно - земной системе координат на момент начала упреждающего разворота (вычисляется в программном комплексе баллистических задач);
Figure 00000015
- кватернион перехода от солнечно-земной системы координат на момент начала упреждающего разворота к смещенной солнечно - земной системе координат (вычисляется в ПО СОС).
Поскольку упреждающий разворот происходит вокруг оси ОХ КА, а вокруг осей OY и OZ должны поддерживаться проекции орбитальной скорости на эти оси, то кватернион
Figure 00000016
будет вычисляется по следующей формуле:
Figure 00000017
где:
ψA - эталонный курсовой угол при проведении упреждающего разворота.
Модель упреждающего разворота разделена на три участка:
- участок разгона (участок набора максимальной скорости) - описывает движение космического аппарата вокруг оси ОХ при наборе максимальной скорости вращения КА. Набор поисковой скорости характеризуется наличием постоянного углового ускорения;
- участок разворота на максимальной скорости - описывает движение космического аппарата вокруг оси ОХ с постоянной максимальной скоростью вращения КА;
- участок торможения - описывает движение космического аппарата вокруг оси ОХ при уменьшении угловой скорости космического аппарата с постоянным отрицательным ускорением.
Поэтому эталонный курсовой угол вычисляется по следующим формулам:
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
Figure 00000024
где:
Figure 00000025
- угол, пройденный на участке разгона;
ψРАЗВ - полный угол упреждающего разворота (вычисляется из таблицы 1);
Figure 00000026
- значение скорости вращения КА на момент начала упреждающего разворота (вычисляется из таблицы 1);
Figure 00000027
- значение максимальной скорости вращения КА (константа);
Figure 00000028
- время разгона (торможения) КА до (от) максимальной скорости вокруг оси ОХ;
Figure 00000029
- время разворота вокруг оси ОХ с максимальной скоростью;
ω' - угловое ускорение КА при проведении разворота (константа).
Figure 00000030
- время начала упреждающего разворота;
Figure 00000031
- время окончания упреждающего разворота;
t - текущее время;
ET - угловое расстояние по орбите от текущей точки до точки, в которой угол СОЗ максимален (минимален);
Е0 - угловое расстояние по орбите от точки, в которой включается упреждающий разворот до точки, в которой угол СОЗ максимален или минимален (определяется из таблицы 1 по углу αH);
Figure 00000032
- текущее значение угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце;
СОЗ - текущее значение угла Солнце - КА - Земля;
ω0 - орбитальная угловая скорость (константа).
На фиг. 4 приведен график угла отклонения смещенной солнечно - земной системы координат от солнечно - земной системы координт на момент начала упреждающего разворота при угле между плоскостью орбиты и направлением на Солнце 0° при проведении упреждающего разворота.
На фиг. 5 приведен график угла отклонения смещенной солнечно - земной системы координат от солнечно - земной системы координт на момент начала упреждающего разворота при угле между плоскостью орбиты и направлением на Солнце 1° при проведении упреждающего разворота.
Параметры, необходимые для расчета эталонного курсового угла зависят только от угла α между плоскостью орбиты и направлением на Солнце.
Поэтому, если провести расчет таблиц зависимостей параметров эталонного курсового угла от угла α между плоскостью орбиты и направлением на Солнце (таблица 1) и заложить их в ПО СОС, то, зная угол αH между плоскостью орбиты и направлением на Солнце в момент включения упреждающего разворота, можно получить параметры упреждающего разворота, описанные выше.
Далее из кватерниона перехода от связанной системы координат к смещенной солнечно-земной вычисляют углы ориентации ψ, ϕ, θ относительно осей OX, OY и OZ, соответственно, наприме, по следующей формуле:
Figure 00000033
где:
W, X, Y, Z - элементы кватерниона перехода от связанной системы координат к смещенной солнечно-земной;
arctan2 - круговой арктангенс.
Также углы отклонения КА от эталонного движения можно вычислить с помощью матрицы перехода от свзанной системы координат к смещенной солнечно - земной системе координат. Для этого необходимо знать:
- матрицу перехода от приборной системы координат к связанной системе координат (вычисляется на Земле при установке ПЗВ и закладывается в ПО СОС);
- матрицу перехода от инерциальной системы координат к приборной системе координат (вычисляется из кватерниона, поступающего с ПЗВ);
- матрицу перехода от инерциальной системы координат к солнечно - земной системе координат на момент начала упреждающего разворота (вычисляется в программном комплексе баллистических задач);
- матрицу перехода от солнечно - земной системы координат на момент начала упреждающего разворота к смещенной солнечно - земной системе координат (вычисляется в ПО СОС по эталонному курсовому углу).
Управляющие моменты, направленные на уменьшения рассогласования между связанной системой координат и смещенной солнечно - земной системой координат вычисляются по следующим формулам:
Figure 00000034
Figure 00000035
Figure 00000036
где:
М0 - эталонный управляющий момент;
К1i, К2i - коэффициенты закона управления по соответствующим осям ориентации;
ψ, ϕ, θ - углы ориентации КА относительно осей OX, OY и OZ соответственно;
ψ', ϕ', θ' - производные от углов ориентации КА относительно осей OX, OY и OZ соответственно.
Таким образом, заявленное изобретение позволяет уменьшить погрешность прогнозирования движения центра масс КА и погрешность определения фазового центра антенны при прохождении особых участков орбиты.
Предложенный способ ориентации навигационного космического аппарата будет применяться в космических аппаратах системы «ГЛОНАСС».
Figure 00000037

Claims (1)

  1. Способ ориентации навигационного космического аппарата при проведении упреждающих программных разворотов, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на Землю, путем разворотов космического аппарата вокруг второй и третьей осей, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей вокруг второй оси космического аппарата, определение параметров упреждающего программного разворота вокруг первой оси космического аппарата за заданное время до начала разворота с использованием расчетных зависимостей параметров упреждающего программного разворота от угла между плоскостью орбиты и направлением на Солнце на момент начала разворота, проведение упреждающих программных разворотов вокруг первой оси космического аппарата с использованием эталонной модели упреждающего программного разворота на участках орбиты, симметричных относительно точек орбиты, в которых угол Солнце - космический аппарат - Земля максимален или минимален, отличающийся тем, что при управлении ориентацией космического аппарата по информации звездного прибора в процессе проведения упреждающего программного разворота на каждом цикле управления вычисляют кватернион перехода от солнечно-земной системы координат на момент начала упреждающего разворота к смещенной солнечно-земной системе координат, определяемой с использованием эталонной модели упреждающего программного разворота, далее, используя информацию, поступающую со звездного прибора, вычисляют кватернион перехода от связанной системы координат к смещенной солнечно-земной системе координат, из полученного кватерниона вычисляют углы отклонения связанной системы координат от смещенной солнечно-земной системы координат, формируют управляющие моменты, направленные на уменьшение рассогласования между связанной системой координат и смещенной солнечно-земной системой координат, при этом управляющий момент вокруг первой оси космического аппарата формируют для уменьшения рассогласования между эталонным и фактическим движениями космического аппарата вокруг первой оси.
RU2018118206A 2018-05-17 2018-05-17 Способ ориентации навигационного космического аппарата RU2680356C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018118206A RU2680356C1 (ru) 2018-05-17 2018-05-17 Способ ориентации навигационного космического аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018118206A RU2680356C1 (ru) 2018-05-17 2018-05-17 Способ ориентации навигационного космического аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2680356C1 true RU2680356C1 (ru) 2019-02-19

Family

ID=65442802

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018118206A RU2680356C1 (ru) 2018-05-17 2018-05-17 Способ ориентации навигационного космического аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2680356C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110046436A (zh) * 2019-04-19 2019-07-23 北京空间技术研制试验中心 航天器自主测控覆盖分析方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6293502B1 (en) * 1998-08-05 2001-09-25 Hughes Electronics Corporation System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering
RU2535979C2 (ru) * 2012-12-04 2014-12-20 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Система ориентации навигационного спутника
RU2569999C2 (ru) * 2014-04-29 2015-12-10 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Способ ориентации навигационного спутника

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6293502B1 (en) * 1998-08-05 2001-09-25 Hughes Electronics Corporation System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering
RU2535979C2 (ru) * 2012-12-04 2014-12-20 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Система ориентации навигационного спутника
RU2569999C2 (ru) * 2014-04-29 2015-12-10 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Способ ориентации навигационного спутника

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110046436A (zh) * 2019-04-19 2019-07-23 北京空间技术研制试验中心 航天器自主测控覆盖分析方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8098893B2 (en) Moving object image tracking apparatus and method
JP6075666B2 (ja) 追尾システム、追尾方法およびプログラム
JP2009248897A (ja) 船舶用自動操舵装置
EP3001506A1 (en) Three-axis control antenna device
JP2018103780A (ja) 宇宙機、プログラム及び制御装置
RU2680356C1 (ru) Способ ориентации навигационного космического аппарата
US11137768B2 (en) Position estimation system, position detection method, and program
RU2569999C2 (ru) Способ ориентации навигационного спутника
Santaguida et al. Development of air-bearing microgravity testbed for autonomous spacecraft rendezvous and robotic capture control of a free-floating target
CN113568442B (zh) 一种对星控制系统及方法
CN104765374A (zh) 一种高轨自然绕飞轨迹修正方法
Kim et al. Single 2D lidar based follow-me of mobile robot on hilly terrains
Li et al. A 3D path planning approach for quadrotor UAV navigation
JP2007033401A (ja) 衛星追尾用のアンテナ制御装置
JP5884909B2 (ja) 協調制御装置、協調制御方法および協調制御プログラム
RU2724216C2 (ru) Способ уменьшения погрешности прогнозирования движения центра масс навигационного космического аппарата
JP2017178214A (ja) 航走制御方法および装置
JP7000987B2 (ja) 航走制御方法および航走制御装置
JP2000159199A (ja) 宇宙機の誘導制御装置
KR102707036B1 (ko) 김발의 외란 회전력 제거 시스템 및 제거 방법
Bauer et al. Tuning and improvements in a waypoint and trajectory tracking algorithm
CN115599102B (zh) 一种基于避障信息融合的无人船路径跟踪方法
RU2440557C1 (ru) Способ повышения точности наведения доводочных ступеней различного назначения
RU2671597C1 (ru) Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат
RU2336611C1 (ru) Способ формирования сигналов стабилизации направления зеркала антенного устройства на объект визирования с одновременным формированием сигналов торможения вращения по крену подвижного носителя при круговом вращении основания антенного устройства, установленного жестко внутри корпуса вращающегося по крену подвижного носителя, и система для его осуществления