RU2705161C1 - Method of probing seismic and orbital effects and variations of upper atmosphere density - Google Patents
Method of probing seismic and orbital effects and variations of upper atmosphere density Download PDFInfo
- Publication number
- RU2705161C1 RU2705161C1 RU2019112175A RU2019112175A RU2705161C1 RU 2705161 C1 RU2705161 C1 RU 2705161C1 RU 2019112175 A RU2019112175 A RU 2019112175A RU 2019112175 A RU2019112175 A RU 2019112175A RU 2705161 C1 RU2705161 C1 RU 2705161C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- density
- variations
- seismic
- orbital
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Geophysics And Detection Of Objects (AREA)
Abstract
Description
Заявленный способ относится к геофизике и может быть использован для прогноза опасности сильных коровых землетрясений суши, мониторинга плотности верхней атмосферы.The claimed method relates to geophysics and can be used to predict the danger of strong crustal earthquakes on land, monitoring the density of the upper atmosphere.
Вариации орбитального движения космического объекта (аппарата - КА) в ионосфере перед сильными землетрясеними (сейсмоорбитальные эффекты) были выявлены по результатам ретроспективных исследований [1]. Позднее они были дополнены результатами, полученными по данным с бортовых микроаселерометров на КА [2], где выявлено существенно ухудшение координатной привязки границ сейсмоопасных районов с созревшими сильными землетрясениями.Variations in the orbital motion of a space object (spacecraft) in the ionosphere before strong earthquakes (seismic orbital effects) were identified by retrospective studies [1]. Later, they were supplemented by the results obtained from data from onboard micro-accelerometers on the spacecraft [2], which revealed a significant deterioration in the coordinate reference of the boundaries of seismically dangerous regions with matured strong earthquakes.
Физическое обоснование причин микроускорений КА на границах сейсмоопасных районов больше склоняется к вариациям плотности, нежели к вариациям гравитационного потенциала. Вариации плотности ионосферной плазмы с достаточно резкими границами трубки нагрева, например, были обнаружены в экспериментах над нагревным стендом Сура в [3].The physical substantiation of the causes of spacecraft microacceleration at the boundaries of seismically dangerous regions is more inclined to density variations than to variations in the gravitational potential. Variations in the density of the ionospheric plasma with rather sharp boundaries of the heating tube, for example, were discovered in experiments on the Sura heating bench in [3].
Основой определения сейсмоорбитальных эффектов и вариаций плотности верхней атмосферы является диагностика плотности атмосферы при баллистическом обеспечении полета КА с учетом координат местоположения КА и ГОСТ 25645.166-2004 «Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли», в котором определены 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 basis for determining seismic orbital effects and variations in the density of the upper atmosphere is the diagnosis of atmospheric density with ballistic support for the spacecraft flight, taking into account the coordinates of the spacecraft’s location and GOST 25645.166-2004 “Upper atmosphere of the Earth. Density Model for Ballistic Support of Flights of Artificial Earth Satellites ”, which defines the relationships for calculating the density parameters of the Earth’s atmosphere 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.
Для обнаружения сейсмоорбитальных эффектов в [4 - ближайший аналог] предлагается осуществлять зондирование положение и характеристики орбитального движения КА в ОКП наземными радиотехническими и лазерными средствами, по рассчитываемому коэффициенту баллистического торможения кб КА за определенные промежутки времени и осредненные оценки вариаций кб выявлять отрезки времени с аномальным торможением КА относительно естественных вариаций, исключая аномальные вариации торможения КА из-за включения двигательной установки, по рассчитанному спектру мощности типизированных оценок кб КА уточнять временные отрезки с повышенной опасностью сильных коровых землетрясений суши и климатические карты распределения анализируемых характеристик, отображать прогноз в графической или текстовой форме.To detect seismic orbital effects in [4 - the closest analogue], it is proposed to probe the position and characteristics of the orbital motion of the spacecraft in an OKP by ground-based radio engineering and laser means, using the calculated ballistic drag coefficient to b of the spacecraft for certain periods of time and average estimates of KB variations to identify time intervals with anomalous deceleration of the spacecraft relative to natural variations, excluding abnormal variations in the deceleration of the spacecraft due to the inclusion of the propulsion system, calculated the power spectrum of typed estimates to b SC to clarify time periods with increased risk of strong crustal earthquakes of the land and climatic maps of the distribution of the analyzed characteristics, display the forecast in graphical or text form.
Предложенное в [4] решение ориентировано на ресурсы российской и зарубежных систем контроля космического пространства (СККП) и наблюдения за КА. В них основным инструментом, используемым для обнаружения КА на низких околоземных орбитах и определения параметров их орбит, являются наземные радиолокационные станции системы раннего предупреждения [1, 4]. Для контроля объектов на более высоких орбитах в СККП используются возможности лазерной локации космических объектов. В расчетах используется проектный кб, который рассчитывается на основе конструктивных характеристик. После вывода КА на орбиту баллистический коэффициент рассчитывается по данным реальных наблюдений за движением КА [1, 4, 5].The solution proposed in [4] is focused on the resources of Russian and foreign space monitoring systems (SCCS) and spacecraft surveillance. In them, the main tool used to detect spacecraft in low Earth orbits and determine the parameters of their orbits are ground-based radars of the early warning system [1, 4]. To control objects in higher orbits, SKKP uses the capabilities of laser location of space objects. In the calculations, the design k is used , which is calculated on the basis of structural characteristics. After the spacecraft is put into orbit, the ballistic coefficient is calculated from the data of real observations of the motion of the spacecraft [1, 4, 5].
В [4] использована возможность получения данных о характеристиках движения и торможения КА в универсальном формате TLE ("Two Line Elements" - двухразрядных американских TLE-элементов) для реализации изобретения при информационно-баллистическом обеспечении процесса функционирования отечественных КА, международном сотрудничестве при освоении космического пространства и контролю космических объектов. Однако данные расчетов TLE доступны со значительной временной задержкой не менее суток, что снижает оперативность и заблаговременность диагностики сейсмоорбитальных эффектов. К тому же, наблюдения КА оказываются нерегулярными (от пропуска до нескольких раз в сутки) из-за редкой сети наземных радиотехнических комплексов СККП.In [4], the opportunity was used to obtain data on the characteristics of spacecraft motion and braking in the universal TLE format ("Two Line Elements" - two-digit American TLE elements) for implementing the invention with information and ballistic support for the functioning of domestic spacecraft, international cooperation in space exploration and control of space objects. However, TLE calculation data are available with a significant time delay of at least 24 hours, which reduces the speed and timeliness of the diagnosis of seismic orbital effects. In addition, spacecraft observations turn out to be irregular (from skipping to several times a day) due to the rare network of ground-based SKKP radio-technical complexes.
Кроме того, возможности технических средств СККП по разрешающей способности объектов в ОКП ограничивают наблюдаемые размеры космических объектов, используемых при зондировании плотности верхней атмосферы по радиотехническим наблюдениям за их торможением. НаноКА или КА фемптокласса (далее миниатюрные КА) оказываются невидимыми для СККП и для решения [4]. Для миниатюрных КА требуются решения для диагностики сейсмоорбитальных эффектов, которые могут быть применимы и для более крупных КА.In addition, the capabilities of SKKP technical means for the resolving power of objects in OKP limit the observed sizes of space objects used in sounding the density of the upper atmosphere from radio engineering observations of their braking. NanoKA or femtoclass spacecraft (hereinafter, miniature spacecraft) are invisible to SKKP and to solutions [4]. For miniature spacecraft, solutions are required for the diagnosis of seismic orbital effects, which can be applied to larger spacecraft.
В качестве решения предлагается использовать бортовую навигационную аппаратуру миниатюрных КА, что не предусмотрено в известных способах зондирования плотности верхней атмосферы [4, 6-9].As a solution, it is proposed to use the onboard navigation equipment of miniature spacecraft, which is not provided for in the known methods of sensing the density of the upper atmosphere [4, 6-9].
В [6] локальную плотность атмосферы предложено определять по параметрам относительного движения КА, свободно движущегося по орбите. Ориентацию КА поддерживают с помощью гиродинов. При этом измеряют параметры движения центра масс и параметры вращательного движения КА, но не указано, чем будут измеряться параметры движения КА, скорее всего средствами СККП. По параметрам ориентации КА и положению его подвижных частей определяют площадь миделя КА. Гасят возмущающие воздействия на калиброванный объект (КО), свободно перемещаемый внутри КА, и измеряют параметры движения КО относительно корпуса КА, в т.ч. - непрерывно с момента, когда эти параметры станут менее заданных значений, до момента контакта КО с корпусом КА. Плотность атмосферы на высоте полета КА определяют по площади миделя, массе, радиус-вектору центра масс и вектору скорости КА, а также - по векторам расстояния и ускорения движения центра масс КО относительно центра масс КА.In [6], it was proposed to determine the local density of the atmosphere by the parameters of the relative motion of a spacecraft freely moving in orbit. The orientation of the spacecraft is supported by gyrodines. In this case, the parameters of the motion of the center of mass and the parameters of the rotational motion of the spacecraft are measured, but it is not indicated how the parameters of the motion of the spacecraft will be measured, most likely by means of the SKKP. The spacecraft midship area is determined by the orientation parameters of the spacecraft and the position of its moving parts. The disturbing effects on the calibrated object (KO), freely moving inside the spacecraft, are suppressed, and the motion parameters of the KO relative to the spacecraft’s body are measured, including - continuously from the moment when these parameters become less than the specified values, until the contact of the spacecraft with the spacecraft. The atmospheric density at the spacecraft flight altitude is determined by the midship area, mass, radius-vector of the center of mass and the spacecraft velocity vector, and also by the distance and acceleration vectors of the center of mass of the spacecraft relative to the center of mass of the spacecraft.
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. К тому же площадь миделя в данном решении КА существенно зависит от углового положения КА и положения подвижных его частей (вращающиеся солнечные батареи КА, вращающиеся радиаторы КА и т.п., то есть речь о миниатюризации КА не идет). Предполагается даже, что космонавт фиксирует положение данного калиброванного объекта внутри объема корпуса КА руками или с помощью специальных приспособлений.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. In addition, the midsection area in this solution of the spacecraft substantially depends on the angular position of the spacecraft and the position of its moving parts (rotating solar batteries of the spacecraft, rotating radiators of the spacecraft, etc., that is, we are not talking about miniaturization of the spacecraft). It is even assumed that the astronaut fixes the position of this calibrated object inside the spacecraft’s volume by hand or using special devices.
В [7] указано, что для зондирования верхней атмосферы используют капсулу с научной аппаратурой, выпускаемой с космического аппарата на тросе. В процессе выпуска стабилизируют капсулу по направлению ее вектора скорости посредством формирования управляющего восстанавливающего момента. Техническим результатом изобретения заявлено обеспечение надежного развертывания троса. Для реализации предложенного способа необходимо доставить научную аппаратуру на космическую орбитальную станцию, где, непосредственно перед началом эксперимента, экипаж должен перевести научную аппаратуру в рабочее положение, не выходя в открытый космос. Эксперимент рекомендуется выполнять после отстыковки корабля от станции и его перевода на низшую орбиту высотой 220-300 км. Перед развертыванием тросовой системы корабль ориентируется продольной осью по местной вертикали так, чтобы выталкивание капсулы из грузового отсека произошло в направлении вниз, к Земле. Капсула выталкивается пружинными толкателями и отходит от корабля, сначала вытягивая за собой из безынерционной катушки начальный участок троса с небольшим сопротивлением, а затем начинается регулируемый выпуск основной части троса с барабана лебедки. Капсула, оказавшись вне корабля, под действием аэродинамических сил, стабилизируется. Кроме того, создается сила, приложенная к капсуле и направленная в сторону Земли. Это обеспечивает надежное развертывание троса. По окончании развертывания тросовая система должна занять на орбите положение, близкое к устойчивому вертикальному с некоторыми остаточными маятниковыми и продольными колебаниями допустимой амплитуды.In [7] it is indicated that for sensing the upper atmosphere, a capsule with scientific equipment released from the spacecraft on a cable is used. During the release process, the capsule is stabilized in the direction of its velocity vector by means of the formation of a controlling regenerative moment. The technical result of the invention is claimed to ensure reliable deployment of the cable. To implement the proposed method, it is necessary to deliver the scientific equipment to the space orbital station, where, immediately before the start of the experiment, the crew must translate the scientific equipment into working position without going into outer space. The experiment is recommended to be performed after undocking the ship from the station and transferring it to a lower orbit with an altitude of 220-300 km. Before deploying the cable system, the ship is oriented along the local axis with the longitudinal axis so that the capsule is pushed out of the cargo compartment in a downward direction toward the Earth. The capsule is pushed out by spring pushers and leaves the ship, first pulling the initial portion of the cable with a small resistance behind it from the inertialess coil, and then the controlled release of the main part of the cable from the winch drum begins. The capsule, being outside the ship, under the action of aerodynamic forces, stabilizes. In addition, a force is applied to the capsule and directed towards the Earth. This ensures reliable deployment of the cable. At the end of the deployment, the cable system should occupy in orbit a position close to stable vertical with some residual pendulum and longitudinal oscillations of the permissible amplitude.
Развертывание троса длиной в 100 км длится 16 часов, остаточный угол отклонения троса от вертикали не более 1°, а остаточная скорость выпуска троса не более 1 м/с обеспечивает отсутствие разрыва или ослабления троса при рывке в конце развертывания. Для длины троса 100 км полет тросовой системы в процессе снижения зонда со 150 до 100 км длится чуть больше 6 витков, при этом отклонения троса от вертикали резко возрастают с приближением высоты полета зонда к 100 км. Вопросы координатной привязки данного способа решаются с помощью средств СККП.The deployment of a cable 100 km long lasts 16 hours, the residual angle of the cable deviation from the vertical is not more than 1 °, and the residual cable release speed of not more than 1 m / s ensures that the cable does not break or weaken when jerking at the end of the deployment. For a cable length of 100 km, the flight of the cable system in the process of reducing the probe from 150 to 100 km lasts a little more than 6 turns, while the deviations of the cable from the vertical sharply increase with the approach of the probe altitude to 100 km. The issues of coordinate reference of this method are solved with the help of SKKP.
Предложенное в [8] техническое решение связано с баллистическим способом определения изменения давления по результатам внешнетраекторных измерений параметров движения объекта с известным значением баллистического коэффициента на атмосферном участке пассивного полета. Для определения изменения давления атмосферы с изменением высоты измеряют параметры полета в дискретных точках траектории и вычисляют по ним координаты и скорость движения объекта, угол наклона вектора скорости к плоскости местного горизонта, ускорение силы притяжения Земли. С учетом значений полученных параметров вычисляют величину изменения давления атмосферы с изменением высоты для каждой пары соседних точек траектории. Техническим результатом изобретения заявлено повышение точности определения изменения давления. Однако не указано, чем должны проводиться внешнетраекторные измерения характеристик космического объекта, что определяет ограничения на реализацию предложенного способа. К тому же в расчетах используются аналитические модели характеристик атмосферы. Техническим результатом изобретения заявлено повышение точности определения изменения давления атмосферы при изменении высоты. Метод пошагового сравнения рассчитываемых характеристик использован в прототипе [4].The technical solution proposed in [8] is associated with a ballistic method for determining the pressure change from the results of external trajectory measurements of the object’s motion parameters with a known value of the ballistic coefficient in the atmospheric section of the passive flight. To determine the change in atmospheric pressure with a change in altitude, flight parameters are measured at discrete points of the trajectory and the coordinates and velocity of the object, the angle of inclination of the velocity vector to the plane of the local horizon, and the acceleration of the Earth's gravity are calculated from them. Taking into account the values of the obtained parameters, the magnitude of the change in atmospheric pressure with a change in height for each pair of neighboring points of the trajectory is calculated. The technical result of the invention is to increase the accuracy of determining pressure changes. However, it is not indicated by what external trajectory measurements of the characteristics of the space object should be carried out, which determines the limitations on the implementation of the proposed method. In addition, analytical models of atmospheric characteristics are used in the calculations. The technical result of the invention is to increase the accuracy of determining changes in atmospheric pressure with a change in height. The method of step-by-step comparison of calculated characteristics is used in the prototype [4].
Наконец в [9] предложено техническое решение для определения и прогнозирования торможения космических аппаратов на низких орбитах вследствие вариаций плотности верхней атмосферы. Траекторные параметры космического аппарата измеряются средствами СККП и экстраполируют методом последовательных приближений. При этом отмечено, что за последние 30 лет точность прогнозирования торможения низких спутников в лучшем случае достигает примерно 10% от величины атмосферных возмущений на интервале прогнозирования. Сейсмоорбитальные эффекты не упомянуты. Вариации плотности отнесены к случайным факторам. Испытания заявленного способа проведены на основе данных TLE - двухрядных американских элементов, которые, как и данные о солнечной и магнитной активности характеризуются временной задержкой. Не указана возможность повышения оперативности расчетов на основе использования данных бортовых навигационных средств для снижения ошибок прогнозных расчетов.Finally, a technical solution was proposed in [9] for determining and predicting the deceleration of spacecraft in low orbits due to variations in the density of the upper atmosphere. The trajectory parameters of the spacecraft are measured by SKKP and extrapolated by the method of successive approximations. It was noted that over the past 30 years, the accuracy of predicting the slowdown of low satellites in the best case reaches about 10% of the magnitude of atmospheric disturbances in the forecast interval. Seismic orbital effects are not mentioned. Variations in density are assigned to random factors. Tests of the claimed method were carried out on the basis of TLE data - two-row American elements, which, like data on solar and magnetic activity, are characterized by a time delay. The possibility of increasing the efficiency of calculations based on the use of data from on-board navigation aids to reduce errors in forecasting calculations is not indicated.
В рассмотренных способах [4, 6-9] основные ограничения обусловлены точностью методов зондирования объектов в ОКП по минимальным размерам космических объектов, оперативностью получения результатов зондирования.In the considered methods [4, 6–9], the main limitations are due to the accuracy of the methods of sensing objects in space based on the minimum size of space objects, the speed of obtaining sounding results.
Для преодоления указанных ограничений предлагается использовать возможности навигационного оборудования на миниатюрных КА, что соответствует общей тенденции минимизации их массо-габаритов. Последнее интересно тем, что уменьшение массы современных миниатюрных КА, несмотря на уменьшение размеров КА, приводит к росту баллистического коэффициента, который характеризует торможение КА [1, 4]:To overcome these limitations, it is proposed to use the capabilities of navigation equipment on miniature spacecraft, which corresponds to the general trend of minimizing their mass and dimensions. The latter is interesting because a decrease in the mass of modern miniature spacecraft, despite a decrease in the size of the spacecraft, leads to an increase in the ballistic coefficient, which characterizes the inhibition of the spacecraft [1, 4]:
и который входит в выражение для расчета силы аэродинамического сопротивления КА [4]:and which is included in the expression for calculating the aerodynamic drag force of a spacecraft [4]:
где m - масса КА, а - вектор ускорения, Сх - безразмерный коэффициент аэродинамического сопротивления, S - характерная площадь КА. ρ - плотность атмосферы на высоте КА, вектор скорости которого относительно воздуха Vотн=V-W, где V - вектор скорости КА в геоцентрической инерционной системе координат, W - вектор скорости движения атмосферы (ветра), Сх - безразмерный коэффициент аэродинамического сопротивления, S - характерная площадь КА.where m is the mass of the spacecraft, a is the acceleration vector, C x is the dimensionless drag coefficient, S is the characteristic area of the spacecraft. ρ is the atmospheric density at the altitude of the spacecraft, whose velocity vector relative to air is V rel = VW, where V is the spacecraft velocity vector in the geocentric inertial coordinate system, W is the velocity vector of the atmosphere (wind), C x is the dimensionless drag coefficient, S - characteristic area of the spacecraft.
В (2) не рассматривается центростремительная сила в поле тяжести Земли, из соотношения которых находят оценки космических скоростей полета. Обычно основные изменения происходят вдоль основного направления движения.In (2), the centripetal force in the Earth's gravitational field is not considered, from the ratio of which the estimates of cosmic flight speeds are found. Typically, major changes occur along the main direction of travel.
Для пассивного участка полета КА на основе разности расстояний (ΔL), пройденных КА между тактами измерений i и i+1 с использованием модели ГОСТ 25645.166-2004 «Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли» и реальных измерений пройденного пути с бортового навигационного оборудования, рассчитываются отклонения плотности от ГОСТовских значений:For the passive portion of the spacecraft flight based on the difference of the distances (ΔL) traveled by the spacecraft between measurement steps i and i + 1 using the model GOST 25645.166-2004 “Upper atmosphere of the Earth. Density Model for Ballistic Support of Flights of Artificial Earth Satellites ”and real measurements of the distance traveled from on-board navigation equipment, density deviations from GOST values are calculated:
С помощью итерационных приближений и метода наименьших квадратов, суть которых достаточно подробно представлена в [9], полученные из (3) оценки позволяют рассчитать осредненную оценку плотности на отдельных участках орбиты.Using iterative approximations and the least squares method, the essence of which is described in sufficient detail in [9], the estimates obtained from (3) make it possible to calculate the averaged density estimate for individual sections of the orbit.
В (3) возможен учет изменения скорости за счет торможения в реальном поле тяжести Земли и измерений микроускорений бортовыми микроакселерометрами КА. Значения микроускорений пропорциональны изменениям плотности на орбите КА.In (3), it is possible to take into account the change in velocity due to braking in the real field of gravity of the Earth and measurements of microaccelerations by spacecraft onboard microaccelerometers. The values of microaccelerations are proportional to changes in density in the orbit of the spacecraft.
Следует отметить, что тяжелые КА хуже реагируют на вариации плотности атмосферы на орбите. Общие тенденции в микроэлектронике обусловливают уменьшение массо-габаритов КА, и для легкого малого кубика или сферы, типа наноКА или фемптоКА, аэродинамические ускорения оказываются в 100 раз больше, по сравнению с аналогичной формой, размер которой на порядок больше, при одинаковой величине запаса статической устойчивости. При уменьшении размеров КА и одинаковой плотности космических объектов их кб будет обратно пропорционален кубу грани или радиуса, а площадь миделя пропорциональна квадрату этих размеров.It should be noted that heavy spacecraft react worse to variations in the density of the atmosphere in orbit. General trends in microelectronics cause a decrease in the spacecraft’s mass dimensions, and for a light small cube or sphere, such as nanoKA or femptoKA, aerodynamic accelerations turn out to be 100 times larger than a similar form, whose size is an order of magnitude larger, with the same static stability margin . With a decrease in the size of the spacecraft and the same density of space objects, their kb will be inversely proportional to the cube of the face or radius, and the midship area is proportional to the square of these sizes.
Для миниатюрных КА разработаны бортовые микроакселерометры. Их разрешающая способность существенно выше, чем для ускорений, рассчитанных на основе бортовых навигационных приемников сигналов Глобальных навигационных спутниковых систем (GPS/ГЛОНАСС/Beidou и др.). Так, «сверхчувствительный» акселерометр «Кактус» выпуска 70-х годов прошлого века, был установлен на французский КА «Кастор» (D-5A), который был выведен на орбиту 17.05.1975 г. с космодрома Куру для определения аэродинамического торможения, давления солнечных лучей, аномалий гравитационного поля Земли и столкновений с метеорными частицами; запланированная высота орбиты КА «Кастор» составила в апогее 1268 км и перигее 272 км, масса КА - 76 кг, высота корпуса, имеющего форму 26-гранника и максимальный поперечный размер - 0.8 м.Onboard mini-accelerometers have been developed for miniature spacecraft. Their resolution is much higher than for accelerations calculated on the basis of on-board navigation receivers of signals of Global navigation satellite systems (GPS / GLONASS / Beidou and others). So, the “supersensitive” Cactus accelerometer of the 70s of the last century was installed on the French Kastor spacecraft (D-5A), which was launched into orbit on 05/17/1975 from the Kourou cosmodrome to determine aerodynamic drag and pressure sun rays, anomalies of the Earth's gravitational field and collisions with meteor particles; The planned orbit of the Kastor spacecraft was at its apogee 1268 km and perigee 272 km, the mass of the spacecraft was 76 kg, the height of the hull having the shape of a 26-faceted and the maximum transverse size was 0.8 m.
Акселерометр «Кактус» был рассчитан на измерение ускорений в диапазоне 10-5-10-9 g, с точностью 5⋅10-10g. Это обеспечивало самый низкий порог измерений по сравнению со всеми другими трехосными акселерометрами, существовавшими в то время [2]. Эксперименты с бортовым акселерометром были рассчитаны на шесть месяцев.Accelerometer "Cactus" was designed to measure accelerations in the range of 10 -5 -10 -9 g, with an accuracy of 5⋅10 -10 g. This provided the lowest measurement threshold compared to all other triaxial accelerometers that existed at that time [2]. The experiments with the onboard accelerometer were designed for six months.
Данные с акселерометра «Кактус» использовались в исследованиях сейсмоорбитальных эффектов. На основе архивных орбитальных бортовых измерений на высоте перигея КА «Кастор» в [2] была установлена повышенная плотность верхней атмосферы над сейсмоопасным регионом за 4 суток до обобщенного по 20 случаям сильного тектонического землетрясения.Data from the Cactus accelerometer was used in studies of seismic orbital effects. Based on archival orbital on-board measurements at the height of the perigee of the Kastor spacecraft, in [2], an increased density of the upper atmosphere above the earthquake-prone region was established 4 days before a strong tectonic earthquake generalized for 20 cases.
По данным регулярных наблюдений за характеристиками движения космических объектов наземными радиотехническими комплексами, входящими в систему воздушно-космической обороны Северной Америки (NORAD) установлено, что за две недели до землетрясений нарастают вариации торможения низкоорбитальных КА, а за 3-6 суток до сильных коровых землетрясений с эпицентрами на суше усиливается торможение низкоорбитальных КА в верхней атмосфере [4].According to regular observations of the characteristics of the movement of space objects by ground-based radio complexes included in the North American aerospace defense system (NORAD), it was found that two weeks before the earthquake, the braking variations of low-orbit spacecraft increase, and 3-6 days before strong crust earthquakes with ground-based epicenters increase the inhibition of low-orbit spacecraft in the upper atmosphere [4].
Наличие этих эффектов и выявленных аномалий по данным акселерометра «Кактус» подтверждает гипотезу о возмущениях нейтральной компоненты в околоземном космическом пространстве перед сильными землетрясениями.The presence of these effects and the revealed anomalies according to the Cactus accelerometer data confirms the hypothesis of perturbations of the neutral component in near-Earth space before strong earthquakes.
Современные миниатюрные многочастотные бортовые навигационные приемники позволяют повысить оперативность диагностики сейсмоорбитальных эффектов на основе прямых измерений вариации высоты и скорости вдоль орбиты КА. Приемовычислители бортовых навигационных приемников КА достигли точности оперативного определения характеристик орбиты КА, превосходящей точности бортовых звездных датчиков, наземных радиотехнических и оптических средств, используемых в наблюдениях за орбитальными характеристиками движения космических аппаратов. Это обусловлено реализацией функции многочастотных измерений, функционированием системы дифференциальной коррекции и мониторинга целостности группировки навигационных КА ГНСС. Точность мгновенного определения координат для спутникового навигационного приемника наноКА SamSat (Самара) заявлена не хуже 10 м и 2-5 м/с по скорости [10]. Это соответствует минимум суточным потерям высоты орбиты малых КА в ионосфере, использованных в расчетах [1, 4].Modern miniature multifrequency airborne navigation receivers make it possible to increase the efficiency of diagnostics of seismic orbital effects based on direct measurements of the altitude and velocity variations along the spacecraft’s orbit. The receivers of the onboard navigation receivers of the spacecraft have achieved the accuracy of the on-line determination of the characteristics of the orbit of the spacecraft, superior to the accuracy of the onboard star sensors, ground-based radio and optical devices used in observations of the orbital characteristics of the motion of spacecraft. This is due to the implementation of the multi-frequency measurement function, the functioning of the differential correction system and monitoring the integrity of the GNSS navigation grouping. The accuracy of instantaneous determination of coordinates for the satellite navigation receiver nanoKA SamSat (Samara) is declared no worse than 10 m and 2-5 m / s in speed [10]. This corresponds to a minimum of daily losses in the orbit of small spacecraft in the ionosphere used in the calculations [1, 4].
Целью изобретения является оперативная диагностика сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы по результатам измерений характеристик орбиты бортовой навигационной аппаратурой миниатюрных КА. В отличие от основного прототипа [4], в заявленном способе диагностики сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы на орбите КА предлагается использовать миниатюрные КА, оснащенные бортовой навигационной аппаратурой по сигналам ГНСС, позволяющей оперативно и с высокой точностью фиксировать координаты и скорости КА на орбите.The aim of the invention is the operational diagnosis of seismic orbital effects and the density of the upper atmosphere according to the results of measurements of the orbit characteristics of the onboard navigation equipment of miniature spacecraft. In contrast to the main prototype [4], the inventive method for diagnosing seismic orbital effects and upper atmosphere density in the spacecraft’s orbit proposes to use miniature spacecraft equipped with on-board navigation equipment using GNSS signals, which makes it possible to quickly and accurately record the spacecraft coordinates and speeds in orbit.
На фиг. 1 схематически представлены вариации орбиты КА над сейсмотектонической аномалией (СТА) в заявленной схеме зондирования сейсмоорбитальных эффектов. Возмущения в атмосфере, возникающие при эволюции СТА, за счет акустико-гравитационных волн и сейсмоэлектромагнитных эффектов проявляются в виде сейсмоорбитальных эффектов. При этом, для диагностики сейсмоорбитальных эффектов используется приемовычислитель бортового (на КА 3 фиг. 1) навигационного приемника сигналов ГНСС, позволяющего с высокой точностью получать координаты, скорость движения и ускорения КА на орбите. Выявление аномальных зон в оценках торможения КА используется для диагностики сейсмоорбитальных эффектов, используемых при прогнозировании потенциальных сильных землетрясений суши. Результаты измерений микроускорений КА бортовыми микроакселерометрами повышает качество диагностики сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы.In FIG. 1 schematically presents variations of the orbit of the spacecraft over a seismotectonic anomaly (CTA) in the claimed scheme for sensing seismic orbital effects. Perturbations in the atmosphere that arise during the evolution of STA due to acoustic-gravitational waves and seismoelectromagnetic effects manifest themselves in the form of seismic orbital effects. At the same time, for the diagnosis of seismic orbital effects, a receiver calculator of the on-board (on the
В предлагаемом изобретении с помощью бортового навигационного приемника определяются текущее псевдопозиционирование и вектор псевдоскорости движения КА (фиг. 1). Эти характеристики используются для диагностики аномальных ускорений (сейсмоорбитальных эффектов), причем для кубической или сферической формы миниатюрных КА без расчетов баллистического коэффициента, в отличие от схемы [4]. В случае сложной формы миниатюрных КА и при использовании их двигательной установки расчеты аномальных ускорений проводятся на продолжительных временных интервалах. Проявление границ сейсмоопасных районов в микроускорениях КА расширяет возможности диагностики сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы.In the present invention, using the on-board navigation receiver, the current pseudo positioning and the pseudo-velocity vector of the spacecraft are determined (Fig. 1). These characteristics are used to diagnose abnormal accelerations (seismoorbital effects), moreover, for the cubic or spherical shape of miniature spacecraft without calculating the ballistic coefficient, in contrast to the scheme [4]. In the case of the complex shape of miniature spacecraft and when using their propulsion system, the calculations of anomalous accelerations are carried out over long time intervals. The manifestation of the boundaries of seismically hazardous areas in the microaccelerations of the spacecraft expands the possibilities of diagnosing seismic orbital effects and the density of the upper atmosphere.
Для траекторных измерений движения не менее одного КА (3 на фиг. 1) на атмосферном участке пассивного полета (линия 2 на фиг. 1):For trajectory measurements of the motion of at least one spacecraft (3 in Fig. 1) in the atmospheric section of a passive flight (
- принимают через антенные комплексы КА сигналы КА ГНСС (4 на фиг. 1);- receive GNSS satellite signals through the spacecraft antenna complexes (4 in Fig. 1);
- с помощью бортовых приемовычислителей сигналов ГНСС на низкоорбитальных КА рассчитывают в каждом такте измерений псевдокоординаты КА над земным эллипсоидом, вектор относительной псевдоскорости движения, в том числе в сравнении с предыдущими тактами измерений, вектор псевдоускорения КА.- using on-board receptors of GNSS signals on low-orbit spacecraft, pseudo-coordinates of the spacecraft over the earth ellipsoid, the relative pseudo-velocity vector, including in comparison with previous measurement cycles, the spacecraft pseudo-acceleration vector are calculated in each measurement step.
При обработке полученных результатов измерений:When processing the obtained measurement results:
- с помощью метода контрольных карт и спектрального анализа для полученных рядов измерений диагностируются аномалии;- using the method of control charts and spectral analysis for the obtained series of measurements, anomalies are diagnosed;
- анализируется эволюция выявленных морфологических аномалий анализируемых характеристик на соответствие установленным закономерностям проявления сейсмоорбитальных эффектов и их климатическим особенностям;- the evolution of the identified morphological anomalies of the analyzed characteristics is analyzed for compliance with the established patterns of seismic orbital effects and their climatic features;
- уточняется положение сейсмоопасных регионов;- the position of seismically dangerous regions is being specified;
- уточняются климатические карты анализируемых характеристик;- Climate maps of the analyzed characteristics are being specified;
- рассчитываются вариации плотности между тактами измерений или на участках орбиты КА;- the density variations between the measurement steps or in the spacecraft orbit are calculated;
- рассчитывается оценка плотности атмосферы на отдельных участках орбиты КА;- An estimate of the density of the atmosphere in individual parts of the orbit of the spacecraft is calculated;
- полученные результаты передаются в центр приема, обработки и хранения информации (5 на фиг. 1).- the results are transmitted to the center for the reception, processing and storage of information (5 in Fig. 1).
Техническое решение предлагаемого способа обеспечивается бортовой навигационной аппаратурой не менее одного миниатюрного КА. Для валидации и верификации предлагаемого способа в 5 на фиг. 1 может использоваться сравнение с данными моделирования орбит и данными, полученными с КА, которые могут контролироваться средствами СККП на основе радиолокационных станций (РЛС) контроля космического пространства, станций лазерной дальнометрии и др., для которых по среднесуточным данным о вариациях орбиты КА [4] можно заблаговременно оценить уровень опасности сильных коровых землетрясений в течение последующих нескольких (обычно 2-3) суток. По внутрисуточным вариациям уточняется эволюция сейсмоорбитальных эффектов. При достаточно высокой частоте зондирования диагностируются границы сейсмоопасных районов, их геометрические центры.The technical solution of the proposed method is provided by on-board navigation equipment of at least one miniature spacecraft. For validation and verification of the proposed
В [4] использованы результаты [1], где по данным о торможении малого КА "Монитор-Э" было установлено, что временной отрезок повышенной сейсмической опасности для сильных землетрясений суши с магнитудой М>6,5 проявляется через 2-5 суток после превышения характеристик кб границы 99% доверительного интервала, рассчитываемого по предшествующим данным в скользящем окне. При этом в спектре вариаций проявляется период «сейсмического затишья»: минимум относительной мощности высокочастотных вариаций кб с их последующим ростом на фоне снижения мощности низких частот. Выбор диагностируемых частот определяется размером скользящего окна, в котором производится расчет спектра мощности вариаций с помощью быстрого преобразования Фурье. На фоне естественных вариаций торможения малого КА "Монитор-Э" относительно подводных землетрясений выявить статистически значимые эффекты не удалось.In [4], the results of [1] were used, where, according to the braking data of the small Monitor-E spacecraft, it was found that the time period of increased seismic hazard for strong earthquakes with a magnitude of M> 6.5 appears 2-5 days after exceeding characteristics to the boundaries b 99% confidence interval, calculated according to the previous data in a sliding window. At the same time, a period of “seismic calm” appears in the spectrum of variations: a minimum of the relative power of high-frequency variations, k b, with their subsequent increase against the background of a decrease in the power of low frequencies. The choice of diagnosed frequencies is determined by the size of the sliding window in which the power spectrum of the variations is calculated using the fast Fourier transform. Against the background of natural variations in braking of the small Monitor-E spacecraft relative to underwater earthquakes, it was not possible to identify statistically significant effects.
Использование спектрального анализа позволяет выявить тонкие эффекты внутри естественных шумов. Это необходимо для диагностики сейсмоорбитальных эффектов. С помощью быстрого преобразования Фурье по 16-суточному скользящему окну в периодограммах среднесуточных данных об относительных вариациях баллистического коэффициента КА "Монитор-Э" выявлено проявление периода "сейсмического затишья" с минимальной мощностью короткопериодных вариаций кб с периодом Т=2 и 3 суток не менее чем за неделю до обобщенного землетрясения с последующим нарастанием мощности этих вариаций.The use of spectral analysis reveals subtle effects within natural noise. This is necessary for the diagnosis of seismic orbital effects. Using the fast Fourier transform over a 16-day sliding window in the periodograms of daily average data on the relative variations of the Monitor-E spacecraft ballistic coefficient, a manifestation of the “seismic lull” period with a minimum power of short-period variations of k b with a period of T = 2 and 3 days is not less than than a week before a generalized earthquake, followed by an increase in the power of these variations.
Рентабельность предлагаемого способа зондирования сейсмоорбитальных эффектов и плотности верхней атмосферы обеспечивается дешевизной миниатюрных КА [10], оперативностью получения данных о вариациях торможения.The cost-effectiveness of the proposed method for sensing seismic orbital effects and the density of the upper atmosphere is ensured by the cheapness of miniature spacecraft [10], the speed of obtaining data on braking variations.
Технический результат изобретения нацелен на повышение эффективности диагностики сейсмоорбитальных эффектов и баллистического обеспечения КА в ОКП.The technical result of the invention is aimed at increasing the efficiency of diagnosis of seismic orbital effects and ballistic support of spacecraft in the OKP.
ЛитератураLiterature
1. Тертышников А.В. Вариации торможения космического аппарата «Монитор-Э» перед сильными землетрясениями 2005-2006 гг. // Исследование Земли из космоса. 2007, №4. С. 88-91.1. Tertyshnikov A.V. Variations of braking of the spacecraft Monitor-E before strong earthquakes of 2005-2006 // Exploration of the Earth from space. 2007, No. 4. S. 88-91.
2. Тертышников А.В., Липеровская Е.В., Скрипачев В.О. Первые оценки возмущений плотности верхней атмосферы над сейсмоопасными регионами по данным бортового акселерометра на космическом аппарате / Материалы V международной конференции "Солнечно-земные связи и физика предвестников землетрясений" 2-7 августа 2010 г. с. Паратунка, Камчатский край. - Паратунка, 2010. С. 394-397. /http://ru.www.ikir.ru/Conferences/v_international_data/2. Tertyshnikov A.V., Liperovskaya E.V., Skripachev V.O. The first estimates of the perturbations of the density of the upper atmosphere over seismically dangerous regions according to the onboard accelerometer on the spacecraft / Materials of the V international conference "Solar-terrestrial communications and physics of earthquake precursors" August 2-7, 2010 p. Paratunka, Kamchatka Territory. - Paratunka, 2010.S. 394-397. /http://en.www.ikir.ru/Conferences/v_international_data/
3. Тертышников А.В., Скрипачев В.О., Большаков В.О., Эксперименты по диагностике плазменных возмущений в трубке магнитного силового поля Земли по сигналам навигационных космических аппаратов // Современные проблемы дистанционного зондирования Земли из космоса. 2010. Т. 7. №3. С.110-1143. Tertyshnikov A.V., Skripachev V.O., Bolshakov V.O., Experiments for the diagnosis of plasma disturbances in the tube of the Earth's magnetic force field using signals from navigation spacecraft // Modern Problems of Remote Sensing of the Earth from Space. 2010. Vol. 7. No. 3. S.110-114
4. Тертышников А. В., Скрипачев В.О. Способ прогнозирования времени сильных коровых землетрясений суши. Заявка: 2009143759/28, 26.11.2009. Дата публикации заявки: 10.06.2011 Бюл. №16, Опубликовано: 27.09.2011, Бюл. №27.4. Tertyshnikov A. V., Skripachev V.O. A method for predicting the time of strong crustal earthquakes of land. Application: 2009143759/28, 11/26/2009. Application publication date: 06/10/2011 Bull. No. 16, Published: 09/27/2011, Bull. Number 27.
5. Vallado D.A. Fundamentals of Astrodynamics and Applications. Published jointly by Microcosm Press and Kluwer Academic Publishers. 2004.5. Vallado D.A. Fundamentals of Astrodynamics and Applications. Published jointly by Microcosm Press and Kluwer Academic Publishers. 2004.
6. Беляев М.Ю., Рулев Д.Н., Алямовский C.H. Способ определения плотности атмосферы на высоте полета космического аппарата / Заявка: 2016150068 от 19.12.2016, Дата публикации заявки: 20.06.2018, Бюл. №17, Опубликовано: 25.07.2018 Бюл. №21.6. Belyaev M.Yu., Rulev D.N., Alyamovsky C.H. The method of determining the density of the atmosphere at the altitude of the spacecraft / Application: 2016150068 from 12/19/2016, Date of publication of the application: 06/20/2018, Bull. No. 17, Published: July 25, 2018 Bull. No. 21.
7. Беляев М.Ю. Способ зондирования верхней атмосферы / Заявка: 2016148759 от 12.12.2016, Опубликовано: 29.05.2018, Бюл. №16.7. Belyaev M.Yu. Method for sensing the upper atmosphere / Application: 2016148759 dated 12/12/2016, Published: 05/29/2018, Bull. No. 16.
8. Пономарев В.А., Воропаев А.П., Подрезов В.А. Способ определения изменения давления атмосферы с изменением высоты / Заявка: 2016122197 от 06.06.2016, Дата публикации заявки: 11.12.2017, Бюл. №35, Опубликовано: 05.02.2018, Бюл. №4.8. Ponomarev V.A., Voropaev A.P., Podrezov V.A. The method for determining the change in atmospheric pressure with a change in height / Application: 2016122197 dated 06/06/2016, Date of publication of the application: 12/11/2017, Bull. No. 35, Published: 02/05/2018, Bull. Number 4.
9. Назаренко А.И, Клименко А.Г. Способ определения и прогнозирования движения космического аппарата на низких орбитах, подверженного влиянию торможения в атмосфере / Заявка: 2011112179/11 от 30.03.2011, Опубликовано: 10.10.2012, Бюл. №28.9. Nazarenko A.I., Klimenko A.G. A method for determining and predicting the motion of a spacecraft in low orbits, subject to the influence of deceleration in the atmosphere / Application: 2011112179/11 of 03/30/2011, Published: 10/10/2012, Bull. No. 28.
10. http://spaceresearch.ssau.ru/ru/subsystems.10. http://spaceresearch.ssau.ru/en/subsystems.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019112175A RU2705161C1 (en) | 2019-04-22 | 2019-04-22 | Method of probing seismic and orbital effects and variations of upper atmosphere density |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019112175A RU2705161C1 (en) | 2019-04-22 | 2019-04-22 | Method of probing seismic and orbital effects and variations of upper atmosphere density |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2705161C1 true RU2705161C1 (en) | 2019-11-05 |
Family
ID=68501030
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019112175A RU2705161C1 (en) | 2019-04-22 | 2019-04-22 | Method of probing seismic and orbital effects and variations of upper atmosphere density |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2705161C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2205430C1 (en) * | 2001-09-25 | 2003-05-27 | Московский государственный университет леса | Technique predicting earthquakes |
| RU2295141C1 (en) * | 2005-09-20 | 2007-03-10 | Московский государственный университет леса | Earthquake prediction method |
| US20070233390A1 (en) * | 2006-02-24 | 2007-10-04 | Freund Friedemann T | Current generation and earthquake prediction |
| RU2430388C2 (en) * | 2009-11-26 | 2011-09-27 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method of forecasting high-magnitude crust earthquakes |
| RU2633646C1 (en) * | 2016-05-25 | 2017-10-16 | Акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (АО "Российские космические системы") | Method of identifying increased seismic activity |
-
2019
- 2019-04-22 RU RU2019112175A patent/RU2705161C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2205430C1 (en) * | 2001-09-25 | 2003-05-27 | Московский государственный университет леса | Technique predicting earthquakes |
| RU2295141C1 (en) * | 2005-09-20 | 2007-03-10 | Московский государственный университет леса | Earthquake prediction method |
| US20070233390A1 (en) * | 2006-02-24 | 2007-10-04 | Freund Friedemann T | Current generation and earthquake prediction |
| RU2430388C2 (en) * | 2009-11-26 | 2011-09-27 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method of forecasting high-magnitude crust earthquakes |
| RU2633646C1 (en) * | 2016-05-25 | 2017-10-16 | Акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (АО "Российские космические системы") | Method of identifying increased seismic activity |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Loomis et al. | Simulation study of a follow-on gravity mission to GRACE | |
| CN111221018B (en) | GNSS multi-source information fusion navigation method for inhibiting marine multipath | |
| RU2560525C1 (en) | Method of determining position of epicentral area of source and propagation speed of travelling ionospheric disturbances | |
| US20160131794A1 (en) | Systems and methods for a gravity survey using a free-fall gravity sensor | |
| US20080228437A1 (en) | Estimation of global position of a sensor node | |
| Pavelyev et al. | Application of the locality principle to radio occultation studies of the Earth's atmosphere and ionosphere | |
| RU2560094C2 (en) | Method of determining propagation speed and direction of arrival of ionospheric perturbation | |
| AU2014350296A1 (en) | Method of calculating the surface speed of at least one ship and method for deduction of each vector derived at any point of the trajectory of said ship | |
| Gubenko et al. | Modulation of sporadic E layers by small-scale atmospheric waves in Earth’s high-latitude ionosphere | |
| RU2705161C1 (en) | Method of probing seismic and orbital effects and variations of upper atmosphere density | |
| DeGregoria | Gravity gradiometry and map matching: An aid to aircraft inertial navigation systems | |
| CN110307840B (en) | Landing stage robust fusion method based on multi-beam ranging, velocity measurement and inertia | |
| Ray et al. | Measurement of CPAS Main Parachute Rate of Descent | |
| RU2589495C1 (en) | Method of determining spatial orientation angles of aircraft and device therefor | |
| Carroll et al. | Tidal acceleration gravity gradiometry for measuring asteroid gravity field from orbit | |
| Kunitsyn et al. | Earthquake prediction research using radio tomography of the ionosphere | |
| Savastano et al. | Real-time monitoring of ionospheric irregularities and tec perturbations | |
| CN105929192A (en) | Anemometric device and method based on GNSS autonomous velocity measurement | |
| JP6750818B2 (en) | Aircraft navigation device and aircraft control method | |
| CN112394381A (en) | Full-autonomous lunar navigation and data communication method based on spherical satellite | |
| RU2430388C2 (en) | Method of forecasting high-magnitude crust earthquakes | |
| Pavelyev et al. | Analytical model of electromagnetic waves propagation and location of inclined plasma layers using occultation data | |
| Wang et al. | Improving detection technique for flight recorders of the distress airplanes crashed into ocean by integrating inertial navigation system into underwater locator beacon | |
| RU2750133C1 (en) | Method for measuring the level of radio observability and apparatus for implementation thereof | |
| Vinogradov et al. | Detection of impact points of fragments of spent launch vehicle stages using infrasound direction-finding methods |