RU2686318C9 - Artificial earth satellite navigation system - Google Patents

Artificial earth satellite navigation system Download PDF

Info

Publication number
RU2686318C9
RU2686318C9 RU2018121236A RU2018121236A RU2686318C9 RU 2686318 C9 RU2686318 C9 RU 2686318C9 RU 2018121236 A RU2018121236 A RU 2018121236A RU 2018121236 A RU2018121236 A RU 2018121236A RU 2686318 C9 RU2686318 C9 RU 2686318C9
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
navigation
unit
pmcm
initial
aes
Prior art date
Application number
RU2018121236A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2686318C1 (en
Inventor
Валерий Николаевич Ключников
Original Assignee
Валерий Николаевич Ключников
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 Валерий Николаевич Ключников filed Critical Валерий Николаевич Ключников
Priority to RU2018121236A priority Critical patent/RU2686318C9/en
Publication of RU2686318C1 publication Critical patent/RU2686318C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2686318C9 publication Critical patent/RU2686318C9/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G3/00—Observing or tracking cosmonautic vehicles
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to space engineering, particularly, to navigation systems of artificial earth satellites (AES). AES navigation system comprises system control device and connected to it navigation signals conversion device into navigation parameters, unit for converting navigation parameters into initial parameters of motion of centre of mass (PMCM) of AES and prediction unit of PMCM. At the same time, the navigation system of the artificial earth satellite includes connected with the system control device unit for determining errors of prediction of the PMCM at the previous section, a unit for calculating initial deviations of the MCM at the previous section and a unit for correcting the initial PMCM at the current section. Unit for calculating initial PMCM at the previous section in case of circular or nearly circular orbits has a structure which realizes analytical dependences of these deviations from prediction errors of the PMCM of the AES at the previous section.EFFECT: technical result of the invention is higher accuracy of predicting a PMCM of a satellite.1 cl, 1 tbl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, более конкретно - к системам навигации (СН) искусственных спутников Земли (ИСЗ), для которых ошибки определения параметров движения центра масс (ПДЦМ) на интервале прогнозирования обусловлены главным образом неточностью знания начальных параметров движения спутника.The invention relates to space technology, more specifically, to navigation systems (MN) of artificial earth satellites (AES), for which the errors in determining the parameters of the motion of the center of mass (CSPM) in the prediction interval are mainly due to inaccurate knowledge of the initial parameters of the satellite's motion.

Рассматриваемые СН ИСЗ реализуют две основные процедуры: уточнение (определение) по результатам траекторных измерений положения и скорости ИСЗ на определенный (начальный) момент времени tут и прогнозирование их на требуемое время tпр.Considered SN AES implement two main procedures: clarification (determination) based on the results of trajectory measurements of the position and speed of the AES at a certain (initial) point in time t ut and predicting them for the required time t etc.

Используемая при прогнозировании модель движения, например для низколетящих (с высотой орбиты в диапазоне 200-1500 км) ИСЗ, включает, как правило, силы от гравитационного поля Земли и силы от аэродинамического воздействия верхней атмосферы. Если модель движения имеет высокую точность, то ошибки прогнозируемых параметров движения ИСЗ будут зависеть в основном от точности определения начальных ПДЦМ (далее - НУ). Следовательно, в этом случае необходимо использовать по возможности максимально точные значения этих НУ.The model of motion used in forecasting, for example, for low-flying (with an orbit altitude in the range of 200-1500 km) satellites, includes, as a rule, forces from the Earth's gravitational field and forces from the aerodynamic effects of the upper atmosphere. If the motion model has a high accuracy, then the errors of the predicted parameters of the motion of the satellite will depend mainly on the accuracy of determining the initial DCMs (hereinafter referred to as NU). Therefore, in this case it is necessary to use the most accurate values of these EAs as possible.

В качестве прототипа выбрана бортовая СН ИСЗ [Методы обеспечения живучести низкоорбитальных автоматических КА зондирования Земли: математическое моделирование, компьютерные технологии. / А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, А.В. Соллогуб, В.П. Макаров. М.: Машиностроение, 2010], содержащая устройство управления системой, устройство преобразования навигационных сигналов (НС) в навигационные параметры (НП), блок преобразования НП в начальные ПДЦМ ИСЗ и блок прогнозирования ПДЦМ.The on-board SN of the satellite was chosen as a prototype [Methods to ensure the survivability of low-orbit automatic Earth sensing satellites: mathematical modeling, computer technologies. / A.N. Kirilin, R.N. Akhmetov, A.V. Sollogub, V.P. Makarov. M .: Mashinostroenie, 2010], containing a device for controlling the system, a device for converting navigation signals (NS) into navigation parameters (NP), a unit for converting NP to initial MPCM A satellite and a prediction unit MPCM.

В известной СН используют модель движения ИСЗ, включающей гравитационное поле Земли с полным набором гармоник до 16-го порядка включительно (16×16) и плотность атмосферы по ГОСТ 4401-81. В наземном комплексе управления для увеличения точности прогнозирования ПДЦМ спутника уточняют величину S=Sб(1+Δρ/ρ) (Sб - баллистический коэффициент, Δρ - отклонение фактической плотности атмосферы от принятой ρ по ГОСТу), входящую множителем в выражение силы от аэродинамического воздействия. Значение этого параметра как коэффициента согласования расчетного движения ИСЗ с действительным на некотором (примерно одни сутки) интервале передают в бортовой комплекс управления.In the well-known SN, the model of motion of an artificial satellite, including the gravitational field of the Earth with a full set of harmonics up to the 16th order inclusive (16 × 16) and the density of the atmosphere according to GOST 4401-81, is used. In the ground control complex, to increase the accuracy of satellite MPPM forecasting, they specify the value S = S b (1 + Δρ / ρ) (S b is the ballistic coefficient, Δρ is the deviation of the actual density of the atmosphere from the accepted ρ by the GOST) impact. The value of this parameter as the coefficient of coordination of the estimated motion of the satellite with a valid (for about one day) interval is transmitted to the onboard control complex.

При полете выше примерно 500-600 км влияние на прогнозируемое движение ИСЗ от неопределенности атмосферного возмущения становится незначительным и может быть меньше, чем от неточности знания НУ.When flying above about 500-600 km, the effect on the predicted movement of the satellite due to the uncertainty of the atmospheric disturbance becomes insignificant and may be less than the inaccuracy of NU knowledge.

Недостаток прототипа состоит в том, что при достаточно полном учете возмущающих сил и заметном отличии значений используемых НУ от фактических, возможны существенные ошибки прогнозирования ПДЦМ ИСЗ, особенно на больших временных промежутках [tут, tпр].The disadvantage of the prototype is that with sufficiently full consideration of the disturbing forces and a noticeable difference in the values of the used devices from the actual ones, significant prediction errors can be possible for the stationary DCMW satellites, especially over long time intervals [t ut , t pr ].

Задача изобретения состоит в увеличении точности прогнозирования ПДЦМ спутника.The objective of the invention is to increase the accuracy of prediction WDC satellite.

Поставленная задача решается благодаря тому, что в известной СН ИСЗ, содержащей устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования НС в НП, блок преобразования НП в начальные ПДЦМ ИСЗ и блок прогнозирования ПДЦМ, предусмотрены следующие отличия: в систему введены блок определения ошибок прогнозирования ПДЦМ на предыдущем участке (полета), блок расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке и блок коррекции начальных ПДЦМ на текущем участке.The task is solved due to the fact that in the well-known SN of a satellite containing a system control device and a NS to NP conversion device connected to it, the NP conversion block into initial MPCM satellite and the PDMC prediction block provides for the following differences: the PDMC prediction error determination block is entered into the system on the previous leg (of the flight), the block for calculating the initial deviations of the WCPM at the previous stretch and the block for correcting the initial WDCM in the current stretch.

Здесь и далее: «текущий участок» - отрезок времени, ограниченный слева временем последних НУ, а справа временем спрогнозированных ПДЦМ спутника; «предыдущий участок» - предшествующий текущему участку отрезок времени, ограниченный временами двух последних НУ.Here and below: “current site” is the length of time, bounded on the left by the time of the last NU, and on the right by the time predicted by the satellite MPC; “Previous section” - a period of time preceding the current section, limited by the times of the last two NUs.

Техническая сущность предложенного устройства поясняется графическими материалами:The technical essence of the proposed device is illustrated with graphic materials:

фиг. 1 - структурная схема СН ИСЗ;FIG. 1 is a block diagram of the satellite AES;

фиг. 2 - временная диаграмма, облегчающая понимание используемых зависимостей.FIG. 2 is a timing diagram that facilitates understanding of the dependencies used.

Предложенная СН ИСЗ (см. фиг. 1) содержит устройство 1 управления системой, устройство 2 преобразования НС в НП, блок 3 преобразования НП в начальные ПДЦМ ИСЗ и блок 4 прогнозирования ПДЦМ, при этом устройство 1 соединено с устройством 2 и блоками 3, 4.The proposed TOR of the satellite (see Fig. 1) contains the system control device 1, the NS conversion device to the NP, the NP conversion unit 3 to the initial PDMS of the satellite, and the prediction PDMS 4, while the device 1 is connected to the device 2 and blocks 3, 4 .

Также СН содержит (в отличие от прототипа) блок 5 определения ошибок прогнозирования ПДЦМ на предыдущем участке, блок 6 расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке и блок 7 коррекции начальных ПДЦМ на текущем участке, причем устройство 1 соединено с блоками 5, 6 и 7.Also SN contains (in contrast to the prototype) block 5 for determining prediction errors of the MPCMS in the previous section, block 6 for calculating the initial deviations of the MPCMS for the previous section and block 7 for correcting the initial MPCMS for the current section, with device 1 connected to blocks 5, 6 and 7.

Здесь устройство 1 управления системой включает обычные элементы электронной вычислительной машины: собственно устройство управления, память, процессор, устройства ввода-вывода и программное обеспечение. Устройство 2 содержит датчики и преобразующее устройство. Блоки 3-7 представляют собой области постоянной памяти, имеющие определенную структуру (конструкцию) и обеспечивающие реализацию используемых аналитических зависимостей.Here, the system control device 1 includes the usual elements of an electronic computer: the control device itself, a memory, a processor, input / output devices, and software. Device 2 contains sensors and a conversion device. Blocks 3-7 are areas of permanent memory that have a certain structure (structure) and ensure the implementation of the used analytical dependencies.

Система навигации ИСЗ, согласно изобретению, работает следующим образом (см. фиг. 2).The navigation system of the satellite, according to the invention, works as follows (see Fig. 2).

Устройство 1 управления системой задает устройству 2 для текущего участка время начала и конца навигационных измерений. Сигналы С'' от навигационного поля (например, радиосигналы от навигационных спутников) принимаются этим устройством, преобразуются в навигационные параметры Р'' (например, радиальную дальность D и скорость

Figure 00000001
изменения радиальной дальности относительно навигационных спутников) и выдаются в устройство 1.The system control device 1 sets the device 2 for the current section to the start and end time of the navigation measurements. Signals C "from the navigation field (for example, radio signals from navigation satellites) are received by this device, converted into navigation parameters P" (for example, radial range D and speed
Figure 00000001
changes in radial range relative to navigation satellites) and are output to device 1.

По завершении измерений устройство 1 подключает блок 3 для преобразования НП в начальные ПДЦМ спутника на текущем участке:Upon completion of the measurements, device 1 connects unit 3 to convert the NP to the initial satellite MPPs in the current segment:

Figure 00000002
Figure 00000002

где K - общее число измерений;where K is the total number of measurements;

t - время;t is time;

R=(X, Y, Z), V=(Vx, Vy, Vz) - вектор положения и вектор скорости центра масс ИСЗ (с компонентами в некоторой системе координат).R = (X, Y, Z), V = (V x , V y , V z ) is the position vector and the velocity vector of the center of mass of the satellite (with components in some coordinate system).

Далее подключается блок 5 для определения относительно начальных параметров движения (R, V)'' ошибок спрогнозированных на время t''≡tут параметров движения (R, V)p - по начальным ПДЦМ (t, R, V)' предыдущего участка:Next, block 5 is connected to determine, relative to the initial motion parameters (R, V), the errors predicted by the motion parameters (R, V) p for the time t''≡t ut - from the initial DCMT (t, R, V) 'of the previous section:

(t, R, V)'→(t, R,V)p;(t, R, V) '→ (t, R, V) p ;

Δ(R, V)p=(R, V)p -(R, V)''.Δ (R, V) p = (R, V) p - (R, V) ''.

В блоке 6 по ошибкам Δ(R, V)p рассчитываются начальные отклонения параметров движения Δ(R, V)o на предыдущем участке (решается обратная задача). Если орбиты круговые или почти круговые (эксцентриситет не превышает 0,02 при среднем радиусе орбиты не более 10 000 км), то можно использовать аналитические зависимости [Эльясберг П.Е. Введение в теорию полета искусственных спутников Земли. М.: Наука, 1965]. Разрешая приведенные в этом источнике уравнения (2.17) и (2.18) относительно НУ, получим выражения (в цилиндрической системе координат)In block 6, the initial deviations of the motion parameters Δ (R, V) o in the previous section are calculated by the errors Δ (R, V) p (the inverse problem is solved). If the orbits are circular or almost circular (the eccentricity does not exceed 0.02 with an average radius of the orbit not exceeding 10,000 km), then analytical dependencies can be used [P.E. Elyasberg Introduction to the theory of flight of artificial earth satellites. M .: Science, 1965]. Solving the equations given in this source (2.17) and (2.18) with respect to NA, we obtain the expressions (in a cylindrical coordinate system)

Figure 00000003
Figure 00000003

где сϕ=cos ϕ, sϕ=sin ϕ;where сϕ = cos ϕ, sϕ = sin ϕ;

ϕ=2π(t''-t')/TC, рад;ϕ = 2π (t "- t") / T C , glad;

t'', t' - время привязки НУ на текущем и предыдущем участках, с;t '', t 'is the binding time of a hang unit on the current and previous sections, s;

Figure 00000004
- сидерический период обращения, с;
Figure 00000004
- sidereal circulation period, s;

μ=3,98602⋅105 км3/с2 - геоцентрическая гравитационная постоянная;μ = 3.98602⋅10 5 km 3 / s 2 is the geocentric gravitational constant;

ε=2,634⋅1010 км5/с2 - константа, характеризующая гравитационное поле Земли;ε = 2,634⋅10 10 km 5 / s 2 is a constant characterizing the gravitational field of the Earth;

а - большая полуось орбиты, км; a - the semi-major axis of the orbit, km;

i - наклонение, рад;i - mood, happy;

е - эксцентриситет;e - eccentricity;

ω - аргумент перигея, рад;ω - argument of perigee, glad;

L=TC/2π, с. L = T C / 2π, s.

Оскулирующие элементы a, i, е, ω соответствуют спрогнозированным на время t'' параметрам (R, V)p (см. выше).The osculating elements a , i, e, ω correspond to the parameters (R, V) p predicted for the time t "(see above).

Чтобы воспользоваться этими зависимостями, необходимо предварительно перейти от ГСК (в которой записаны уравнения движения - для низколетящих ИСЗ) к ЦСК (в которой приведены выражения (1)):To take advantage of these dependencies, you must first go from GSK (in which the equations of motion are written - for low-flying satellites) to CSK (in which expressions (1) are given):

Figure 00000005
Figure 00000005

Здесь ГСК, ИСК, ОСК и ЦСК - соответственно гринвичская, инерциальная, орбитальная и цилиндрическая системы координат.Here, the GSK, ICS, USC, and CSK are, respectively, Greenwich, inertial, orbital, and cylindrical coordinate systems.

После этого следует провести преобразование по формулам (1):After that, the conversion should be carried out according to the formulas (1):

Figure 00000006
Figure 00000006

И затем перейти обратно от ЦСК к ГСК:And then go back from CSK to GSK:

Figure 00000007
Figure 00000007

При завершении работы блока 6 устройство 1 подключает блок 7 для коррекции НУ на текущем участке:At the completion of the work of block 6, device 1 connects block 7 for the correction of a mounted attachment in the current area:

(R, V)'' → [(R, V)'' - Δ(R, V)о=(R, V)кор].(R, V) '' → [(R, V) '' - Δ (R, V) o = (R, V) core ].

Окончательно, в блоке 4 откорректированные НУ используется для прогнозирования ПДЦМ спутника на заданный момент времени tпр:Finally, in block 4, the adjusted NU is used to predict the satellite MPP at a given point in time t pr :

(t, R, V)кор → (t, R, V)пр,(t, R, V) cor → (t, R, V) pr ,

которые СН выдает в другие системы, например в систему управления движением ИСЗ.which SN gives to other systems, for example, to the system of motion control of the AES.

Предложенная СН ИСЗ обладает следующим техническим преимуществам перед прототипом: система с меньшими ошибками прогнозирует ПДЦМ спутника благодаря возможности использовать более точные НУ.The proposed satellite has the following technical advantages over the prototype: a system with fewer errors predicts satellite MPC due to the ability to use more accurate OU.

Оценочные расчеты для одного из ИСЗ (параметры орбиты: а ≈ 7000 км, е ≈ 0,001) с использованием в наземном комплексе управления 16-ти НУ (каждый из которых был получен после вторичной обработки нескольких ПДЦМ, определенных в бортовом комплексе управления) на интервалах прогнозирования примерно одни сутки между соседними НУ (1-2, 2-3, …, 15-16) показали, что предлагаемое техническое решение (TP) позволит заметно улучшить прогноз положения и скорости ИСЗ. Результаты расчетов для этого случая приведены в таблице 1.Estimated calculations for one of the AES (orbit parameters: a ≈ 7000 km, e ≈ 0.001) using 16 NUs in the ground control complex (each of which was obtained after the secondary processing of several DCPs defined in the onboard control complex) approximately one day between neighboring NUs (1-2, 2-3, ..., 15-16) showed that the proposed technical solution (TP) will significantly improve the prediction of the position and speed of the satellite. The results of calculations for this case are given in table 1.

Figure 00000008
Figure 00000008

Claims (1)

Система навигации искусственного спутника Земли (ИСЗ), содержащая устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в начальные параметры движения центра масс (ПДЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования ПДЦМ, отличающаяся тем, что в систему навигации включены соединенные с устройством управления системой блок определения ошибок прогнозирования ПДЦМ на предыдущем участке, блок расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке и блок коррекции начальных ПДЦМ на текущем участке, при этом блок расчета начальных отклонений ПДЦМ на предыдущем участке в случае круговых или почти круговых орбит имеет структуру, реализующую аналитические зависимости этих отклонений от ошибок прогнозирования ПДЦМ ИСЗ на предыдущем участке.The navigation system of an artificial satellite of the Earth (AES), containing a device controlling the system and a device for converting navigation signals into navigation parameters connected to it, a block for converting navigation parameters into initial parameters of the center of mass movement (ASCM) of an AES, and a forecasting module ATPC, characterized in that navigation included connected to the device management system unit for determining errors prediction WTSM on the previous section, the unit for calculating the initial deviations WDCS on the previous The segment and the unit for correcting the initial PDCs in the current segment, while the block for calculating the initial deviations of the PDCs in the previous segment in the case of circular or almost circular orbits has a structure that implements the analytical dependencies of these deviations from the prediction errors of the ECCS in the previous segment.
RU2018121236A 2018-06-07 2018-06-07 Artificial earth satellite navigation system RU2686318C9 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018121236A RU2686318C9 (en) 2018-06-07 2018-06-07 Artificial earth satellite navigation system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018121236A RU2686318C9 (en) 2018-06-07 2018-06-07 Artificial earth satellite navigation system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2686318C1 RU2686318C1 (en) 2019-04-25
RU2686318C9 true RU2686318C9 (en) 2019-06-04

Family

ID=66314479

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018121236A RU2686318C9 (en) 2018-06-07 2018-06-07 Artificial earth satellite navigation system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2686318C9 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2159201C2 (en) * 1998-10-29 2000-11-20 Тихонов Алексей Александрович Method of control of artificial satellite orientation
RU2498219C2 (en) * 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 Method of determining parameters of motion of artificial satellite of earth according to measurements of current navigation parameters for short measured interval
US8838297B2 (en) * 2012-08-21 2014-09-16 Electronics And Telecomunications Research Institute Apparatus and method for forecasting geostationary satellite error
RU2537818C1 (en) * 2013-07-16 2015-01-10 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Method for spacecraft flight path correction and device for its implementation
RU2575302C2 (en) * 2013-07-30 2016-02-20 Валерий Николаевич Ключников Artificial satellite onboard navigation system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2159201C2 (en) * 1998-10-29 2000-11-20 Тихонов Алексей Александрович Method of control of artificial satellite orientation
RU2498219C2 (en) * 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 Method of determining parameters of motion of artificial satellite of earth according to measurements of current navigation parameters for short measured interval
US8838297B2 (en) * 2012-08-21 2014-09-16 Electronics And Telecomunications Research Institute Apparatus and method for forecasting geostationary satellite error
RU2537818C1 (en) * 2013-07-16 2015-01-10 Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") Method for spacecraft flight path correction and device for its implementation
RU2575302C2 (en) * 2013-07-30 2016-02-20 Валерий Николаевич Ключников Artificial satellite onboard navigation system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2686318C1 (en) 2019-04-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5909381A (en) System of on board prediction of trajectories for autonomous navigation of GPS satellites
Zurek et al. Application of MAVEN accelerometer and attitude control data to Mars atmospheric characterization
CN105138005B (en) A kind of Relative Orbit Elements based on interstellar distance determine method
Hill et al. Covariance-based network tasking of optical sensors
CN110779532A (en) Geomagnetic navigation system and method applied to near-earth orbit satellite
Raol et al. On the orbit determination problem
Zanetti et al. Absolute navigation performance of the orion exploration flight test 1
RU2686318C9 (en) Artificial earth satellite navigation system
Miller et al. Orbit determination strategy and accuracy for a comet rendezvous mission
RU2440595C1 (en) Method and apparatus for controlling pilot-navigation system
Hung et al. Self-alignment techniques for inertial measurement units
RU2566379C1 (en) Method for determining value of atmospheric refraction under conditions of space flight
Needham et al. Impact of gravity modeling error on integrated GNSS/INS coasting performance
CN115099581A (en) Dynamic task planning method and device for satellite, electronic equipment and medium
Calame et al. Effect of tidal friction on the lunar orbit and the rotation of Earth and its determination by laser ranging
Sumarokov The onboard algorithm for averaging the orbital motion parameters of the international space station in the ICARUS experiment
Markov et al. Analysis of the effect of various disturbing factors on high-precision forecasts of spacecraft orbits
RU2178147C1 (en) Complex navigation system
Ananda et al. An improved lunar moment of inertia determination: a proposed strategy
Kozorez et al. The Earth Orientation Parameters Inaccuracy and Spacecraft Motion Prediction Errors. 1. LAGEOS-1
Wang et al. The correction method of overall pseudo-rotation on autonomous navigation of navigation constellation
RU2575302C2 (en) Artificial satellite onboard navigation system
Ray et al. Error assessment of thermospheric mass density retrieval with POD products using different strategies during solar minimum
Sazonov Restoration of the Trajectory of a Spacecraft Approaching an Orbital Station by Means of a Mathematical Model
Seidelmann Limitations on outer planet mass determinations from their mutual perturbations

Legal Events

Date Code Title Description
TH4A Reissue of patent specification