RU2706636C1 - Method of determining coordinates of a spacecraft based on signals of navigation satellites and a device for determining coordinates of a space vehicle from signals of navigation satellites - Google Patents

Method of determining coordinates of a spacecraft based on signals of navigation satellites and a device for determining coordinates of a space vehicle from signals of navigation satellites Download PDF

Info

Publication number
RU2706636C1
RU2706636C1 RU2018136717A RU2018136717A RU2706636C1 RU 2706636 C1 RU2706636 C1 RU 2706636C1 RU 2018136717 A RU2018136717 A RU 2018136717A RU 2018136717 A RU2018136717 A RU 2018136717A RU 2706636 C1 RU2706636 C1 RU 2706636C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
coordinates
navigation satellites
determining
receiving antennas
Prior art date
Application number
RU2018136717A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Михаил Васильевич Михайлов
Сергей Николаевич Рожков
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва"
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 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" filed Critical Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва"
Priority to RU2018136717A priority Critical patent/RU2706636C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2706636C1 publication Critical patent/RU2706636C1/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations

Landscapes

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

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: group of inventions relates to a method and a device for determining coordinates of a spacecraft based on signals of navigation satellites. To determine coordinates, transmitting radio signals from navigation satellites with known orbit parameters at known moments in time, tracking them with receiving antennae on spacecraft, determining distance between navigation satellites and spacecraft in a certain way, determining coordinates of spacecraft taking into account all monitored signals of navigation satellites. Device comprises receiving antennae, units for forming distances and coordinates of navigation satellites, unit for determining coordinates, spacecraft orientation determining unit, direction receiving axes direction receiving device, receiving antenna axes directions converter, angles detector between the receiving antenna axes and navigation satellites, satellite tracking enabling unit, receiving antenna mask angles setting device connected in certain manner.
EFFECT: high accuracy of determining coordinates of a spacecraft.
2 cl, 1 dwg

Description

Способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников и устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутниковA method for determining the coordinates of a spacecraft from the signals of navigation satellites and a device for determining the coordinates of a spacecraft from the signals of navigation satellites

Предлагаемое изобретение относится к навигации космического аппарата (КА) по сигналам навигационных спутников (НС), входящих в состав Глобальных Спутниковых Навигационных Систем (ГСНС), например, по сигналам НС ГЛОНАСС или GPS.The present invention relates to the navigation of a spacecraft (SC) by the signals of navigation satellites (NS) that are part of the Global Satellite Navigation Systems (GPS), for example, by the signals of the GLONASS or GPS.

В настоящее время на многих КА установлена аппаратура спутниковой навигации (АСН), определяющая текущие координаты КА по сигналам НС, например, на американском сегменте Международной космической станции (АС МКС) установлена АСН SIGI, работающая по сигналам GPS, рассматриваемая в качестве аналога.At present, many spacecraft have satellite navigation equipment (ASN), which determines the current coordinates of the spacecraft according to the NS signals, for example, the USS SIGI GPS satellite installed on the American segment of the International Space Station (ISS) is considered as an analogue.

Известен способ - аналог определения координат КА по сигналам НС, включающий передачу радиосигналов от НС с известными параметрами орбиты в известные моменты времени, отслеживание радиосигналов приемными антеннами (Ан), установленными на КА, от i навигационных спутников, находящихся в полях зрения соответствующих приемных антенн, определение дальности di между HCi и КА по разности времен приема и излучения радиосигнала, определение координат КА по измеренным дальностям di и координатам

Figure 00000001
HCi в моменты измерений как координат точки, лежащей одновременно на n сферах радиуса di с центрами в точках
Figure 00000002
. Способ-аналог реализуется на АС МКС с помощью устройства АСН SIGI, включающего четыре антенны для приема сигналов НС GPS, формирующих СВЧ-сигналы, передаваемые НС GPS, которые по СВЧ-кабелю поступают в блок формирования дальностей и координат НС (БФДК НС), формирующие на выходе сигналы дальностей di от КА до НС и сигналы
Figure 00000003
координат НС (i=1…n, где n - число НС, сигналы которых принимает Ан), поступающие в блоки определения координат КА (БОК КА), определяющие по дальностям di и координатам НС
Figure 00000002
сигналы вектора координат КА, являющиеся выходами устройства-аналога АСН SIGI (см. например, Н.В. Михайлов. Автономная навигация космических аппаратов при помощи спутниковых радионавигационных систем. Политика, С-Петербург 2014, раздел 7.1).The known method is an analogue of determining the coordinates of the spacecraft from the NS signals, including the transmission of radio signals from the NS with known orbit parameters at known times, tracking the radio signals with receiving antennas (An) installed on the spacecraft, from i navigation satellites located in the fields of view of the corresponding receiving antennas, determination of the range d i between HC i and the spacecraft from the difference in the times of reception and emission of the radio signal, the determination of the spacecraft coordinates from the measured ranges d i and the coordinates
Figure 00000001
HC i at the moments of measurements as coordinates of a point lying simultaneously on n spheres of radius d i with centers at points
Figure 00000002
. The analogue method is implemented on the ISS AS using the SIGI ASN device, which includes four antennas for receiving GPS GPS signals generating microwave signals transmitted by GPS GPS, which via a microwave cable enter the NS range and coordinate formation unit (CS BFK) the output signals of ranges d i from SC to NS and signals
Figure 00000003
NS coordinates (i = 1 ... n, where n is the number of NSs whose signals An receives) entering the blocks for determining the coordinates of the spacecraft (SIDE of the spacecraft), which determine the distances d i and the coordinates of the NS
Figure 00000002
signals of the spacecraft coordinate vector, which are outputs of the SIGI ASN analog device (see, for example, N.V. Mikhailov. Autonomous navigation of spacecraft using satellite radio navigation systems. Politics, St. Petersburg 2014, section 7.1).

Система SIGI АС МКС включает четыре одинаковых контура Ан, БФДК, БОК КА. Так как антенны сильно затенены элементами конструкции МКС, и, в зависимости от ориентации МКС, ориентации солнечных батарей и тепловых радиаторов станции, от положения НС на небесной сфере в поле зрения антенн могут попадать разное количество НС, в результате на выходах БОК КА формируются разные векторы

Figure 00000004
. В бортовой вычислительной системе (БВС) МКС значения векторов проходят специальную обработку, результатом которой является гарантированное формирование осредненного вектора
Figure 00000004
.The ISS AS SIGI AS system includes four identical circuits An, BFDK, BOK KA. Since the antennas are heavily obscured by the ISS design elements, and, depending on the orientation of the ISS, the orientation of the solar panels and thermal radiators of the station, different numbers of NS can get into the antenna field of view from the position of the NS in the celestial sphere, as a result, different vectors form
Figure 00000004
. In the onboard computer system (BVS) of the ISS, the values of the vectors undergo special processing, the result of which is the guaranteed formation of an averaged vector
Figure 00000004
.

Недостатком аналога является то, что оси визирования всех антенн SIGI параллельны друг другу и их суммарное поле зрения равно полю зрения одной антенны. Поэтому с точки зрения рассматриваемого способа и системы, реализующей этот способ, наличие четырех контуров формирования вектора

Figure 00000005
равносильны работе одного контура, так как все остальные контуры в точности повторяют работу первого контура. Ситуация меняется, когда антенны, установленные на внешней поверхности КА, направлены в различных направлениях. В этом случае в их поле зрения попадают разные НС и разное их количество, что существенно влияет на работу системы и ее качество.A disadvantage of the analogue is that the viewing axes of all SIGI antennas are parallel to each other and their total field of view is equal to the field of view of one antenna. Therefore, from the point of view of the method and system that implements this method, the presence of four contours of the vector
Figure 00000005
are equivalent to the work of one circuit, since all other circuits exactly repeat the work of the first circuit. The situation changes when the antennas mounted on the outer surface of the spacecraft are directed in different directions. In this case, different NSs and their different numbers fall into their field of vision, which significantly affects the operation of the system and its quality.

Однако, количество НС, попадающих в поле зрения каждой из Ан, существенно зависит от углового положения КА. Например, на Российском сегменте МКС поле зрения одной из Ан аппаратуры АСН-М при орбитальной ориентации МКС направлено в зенит. В этом случае в поле зрения обычно одновременно попадает от семи до двенадцати НС GPS, но при развороте, например, по крену на 90° число видимых НС сокращается до трех. При таком числе НС одномоментное определение координат МКС либо невозможно, либо осуществляется с большой ошибкой. Но на МКС имеются и другие Ан, развернутые на ~35° по крену относительно зенитной антенны. В поле зрения этой антенны при развороте МКС на 90° будут попадать от четырех до восьми НС. В АСН-М в такой ситуации определение орбиты будет выполняться по НС, попадающим в поле зрения этой Ан. При указанном числе НС вектор координат МКС может определяться по одномоментным измерениям, хотя и с меньшей точностью, чем в случае направления Ан в зенит. При большем угле разворота МКС по крену в поле зрения каждой из антенн будет попадать недостаточное число НС для определения вектора координат МКС. Кроме того, при переходе к измерениям от другой антенны меняются координаты Ан. А в АСН-М измеряемыми координатами КА являются координаты Ан, формирующего измерения, а не координаты центра масс КА, которые, вообще говоря, и являются координатами КА, так как во всех баллистических расчетах определяется именно движение центра масс КА. Несовпадение координат Ан с координатами центра масс КА вносит дополнительную ошибку в решение навигационной задачи.However, the number of NSs that fall into the field of view of each An depends substantially on the angular position of the spacecraft. For example, on the ISS Russian segment, the field of view of one of the ASN-M AN equipment with the orbital orientation of the ISS is directed to the zenith. In this case, from seven to twelve GPS NSs usually simultaneously enter the field of view, but when turning, for example, by a roll of 90 °, the number of visible NSs is reduced to three. With this number of NSs, simultaneous determination of the coordinates of the ISS is either impossible or is carried out with a large error. But on the ISS there are also other ANs, deployed by ~ 35 ° along the roll relative to the anti-aircraft antenna. Four to eight NS will fall into the field of view of this antenna when the ISS is rotated 90 °. In ASN-M in such a situation, the determination of the orbit will be performed according to the NS falling within the field of view of this AN. With the indicated number of NSs, the ISS coordinate vector can be determined by simultaneous measurements, although with less accuracy than in the case of the direction of An to zenith. With a larger angle of rotation of the ISS along the roll in the field of view of each of the antennas, there will be an insufficient number of NS to determine the coordinate vector of the ISS. In addition, when passing to measurements from another antenna, the coordinates of An are changed. And in ASN-M, the measured coordinates of the spacecraft are the coordinates of An, which forms the measurements, and not the coordinates of the center of mass of the spacecraft, which, generally speaking, are the coordinates of the spacecraft, since in all ballistic calculations it is the motion of the center of mass of the spacecraft that is determined. The mismatch of the coordinates of An with the coordinates of the center of mass of the spacecraft introduces an additional error in solving the navigation problem.

Недостатком аналога является невозможность осуществлять измерения орбиты при угловых маневрах КА из-за уменьшения числа видимых НС в поле зрения каждой отдельной Ан, низкая точность измерений из-за уменьшения числа видимых НС и отклонений координат антенн АСН от центра масс (ЦМ) КА.A disadvantage of the analogue is the impossibility of measuring the orbit during angular maneuvers of the spacecraft due to a decrease in the number of visible NSs in the field of view of each individual An, low accuracy of measurements due to a decrease in the number of visible NSs and deviations of the coordinates of ASN antennas from the center of mass (CM) of the spacecraft.

Недостаток способа аналога устранен в способе, принятом авторами за прототип (см. патент на изобретение №2654321 «Способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников и устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников» М.В. Михайлов, С.Н. Рожков по заявке №2016129647 от 19 июля 2016 г. ), включающем передачу радиосигналов от навигационных спутников с известными параметрами орбиты в известные моменты времени, отслеживание радиосигналов от навигационных спутников приемными антеннами, установленными на космическом аппарате, от i навигационных спутников, находящихся в полях зрения соответствующих приемных антенн, определение дальности di между i навигационными спутниками и космическим аппаратом по разности времени приема и излучения радиосигнала, определение координат космического аппарата по измеренным дальностям и координатам

Figure 00000006
навигационных спутников в моменты измерений, как координаты точки, лежащей одновременно на n сферах радиуса di с центрами в точках
Figure 00000007
, определение векторов от центра масс космического аппарата до приемных антенн в связанной с космическим аппаратом системе координат, определение ориентации космического аппарата в гринвичской системе координат, определение векторов от центра масс космического аппарата до приемных антенн в гринвичской системе координат, определение проекций этих векторов на направления от космического аппарата на навигационные спутники, суммирование этих проекций с измеренными дальностями соответствующих приемных антенн, определение координат космического аппарата по полученным суммам.The disadvantage of the analogue method is eliminated in the method adopted by the authors for the prototype (see patent for invention No. 2654321 “A method for determining the coordinates of a spacecraft from signals from navigation satellites and a device for determining the coordinates of a spacecraft from signals from navigation satellites” MV Mikhailov, S.N. Rozhkov according to the application No. 2016129647 of July 19, 2016), including the transmission of radio signals from navigation satellites with known orbit parameters at known times, the tracking of radio signals from navigation satellites is received and antenna mounted on a spacecraft, i from navigation satellites in view fields corresponding reception antennas, determining distance d i between the i navigation satellites and spacecraft on time difference of reception and signal emission, determining the coordinates of the spacecraft from the measured distance and the coordinates
Figure 00000006
navigation satellites at measurement times, as the coordinates of a point lying simultaneously on n spheres of radius d i with centers at points
Figure 00000007
, determining vectors from the center of mass of the spacecraft to receiving antennas in a coordinate system associated with the spacecraft, determining the orientation of the spacecraft in the Greenwich coordinate system, determining vectors from the center of mass of the spacecraft to receiving antennas in the Greenwich coordinate system, determining the projections of these vectors in directions from spacecraft to navigation satellites, summing these projections with the measured ranges of the respective receiving antennas, determining the coordinates of nomic unit of the received amount.

Недостаток устройства аналога устранен в устройстве, принятом авторами за прототип (см. патент на изобретение №2654321 «Способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников и устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников» М.В. Михайлов, С.Н. Рожков по заявке №2016129647 от 19 июля 2016 г. ), включающем m приемных антенн, выходы которых подключены к соответствующим входам m блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, включающем блок определения координат космического аппарата, включающем блок ориентации и задатчик координат приемных антенн, выходы которых подключены к соответствующим входам преобразователя координат приемных антенн, выходы которого подключены к первым входам формирователя поправок дальностей, ко вторым входам которого подключены первые выходы блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, выходы формирователей поправок дальностей подключены к входам m сумматоров, ко вторым входам которых подключены вторые выходы блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, выходы сумматоров подключены к первым входам блока определения координат космического аппарата, ко вторым входам которого подключены первые выходы блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, выход блока определения координат космического аппарата является выходом устройства-прототипа.The disadvantage of the analog device is eliminated in the device adopted by the authors for the prototype (see patent for invention No. 2654321 “A method for determining the coordinates of a spacecraft by signals of navigation satellites and a device for determining the coordinates of a spacecraft by signals of navigation satellites” MV Mikhailov, S.N. Rozhkov according to the application No. 2016129647 of July 19, 2016), including m receiving antennas, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of m units for the formation of the ranges and coordinates of navigation satellites, including the unit for determining the coordinates of the spacecraft, which includes the orientation unit and the coordinates of the coordinates of the receiving antennas, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of the coordinate converter of the receiving antennas, the outputs of which are connected to the first inputs of the imaging range corrector, the second inputs of which are connected to the first outputs of the blocks for the formation of the ranges and coordinates of navigation satellites, outputs range correction formers are connected to the inputs of m adders, to the second inputs of which are connected the second outputs of the forming units alnostey and coordinates of navigation satellites, the outputs of the adders are connected to first inputs of determining the spacecraft coordinate unit, to the second inputs of which are connected the first outputs of blocks forming distances and coordinates of navigation satellites, spacecraft coordinate output determination unit is an output of the prototype device.

По сути, решение-прототип осуществляет преобразование полей зрения всех приемных антенн, установленных в разных точках поверхности КА, в поле зрения одной приемной антенны, установленной в ЦМ КА, равное сумме полей зрения всех приемных антенн, а измерения всех приемных антенн приводятся к одной общей координате - ЦМ КА, что существенно повышает точность измерений.In fact, the prototype solution converts the fields of view of all receiving antennas installed at different points on the surface of the spacecraft into the field of view of one receiving antenna installed in the CM of the spacecraft, equal to the sum of the fields of view of all receiving antennas, and measurements of all receiving antennas are reduced to one common coordinate - CM spacecraft, which significantly increases the accuracy of measurements.

Недостатком прототипа является малое суммарное число навигационных спутников, отслеживаемых приемными антеннами АСН, из-за того, что каждая из Ан отслеживает все НС, попадающие в ее поле зрения. Но поля зрения приемных антенн могут сильно пересекаться. В результате разные приемные антенны могут отслеживать одни и те же НС. Но число каналов, отслеживаемое каждой приемной антенной, ограничено. Например, в АСН-К кораблей «Союз МС» и «Прогресс МС» каждая приемная антенна может отслеживать сигналы только шести НС. Если эти шесть НС находятся в полях зрения всех приемных антенн, то всеми приемными антеннами будут отслеживаться только эти шесть НС. Как правило, измерения от шести НС дают большую ошибку в определении координат и скорости КА. То есть, недостаток способа и устройства прототипа обусловлен малым суммарным числом навигационных спутников, участвующих в решении навигационной задачи и, как следствие, низкой точностью определения координат.The disadvantage of the prototype is the small total number of navigation satellites monitored by the receiving antennas of the ASN, due to the fact that each of the An monitors all NS that fall within its field of view. But the field of view of the receiving antennas can overlap greatly. As a result, different receiving antennas can track the same NS. But the number of channels tracked by each receive antenna is limited. For example, in the ASN-K of the Soyuz MS and Progress MS ships, each receiving antenna can track only six NS signals. If these six NSs are in the fields of view of all receiving antennas, then only these six NSs will be monitored by all receiving antennas. As a rule, measurements from six NS give a big error in determining the coordinates and speed of the spacecraft. That is, the disadvantage of the prototype method and device is due to the small total number of navigation satellites involved in solving the navigation problem and, as a result, the low accuracy of determining the coordinates.

Технический результат, достигаемый в предложенном решении, заключается в повышении точности определения координат КА за счет увеличения количества отслеживаемых НС благодаря отслеживанию каждого НС не более чем одной приемной антенной, находящегося на минимальном угловом расстоянии от оси приемных антенн, благодаря чему повышается точность каждого измерения.The technical result achieved in the proposed solution is to increase the accuracy of determining the coordinates of the spacecraft by increasing the number of monitored NS due to the tracking of each NS by no more than one receiving antenna located at a minimum angular distance from the axis of the receiving antennas, thereby increasing the accuracy of each measurement.

Технический результат достигается тем, что в способе определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающем передачу радиосигналов от навигационных спутников с известными параметрами орбиты в известные моменты времени, отслеживание радиосигналов приемными антеннами, установленными на космическом аппарате, от i навигационных спутников, находящихся в полях зрения соответствующих приемных антенн, определение дальности di между i навигационными спутниками и космическим аппаратом по разности времени приема и излучения радиосигнала, определение координат космического аппарата по измеренным дальностям и координатам

Figure 00000008
навигационных спутников в моменты измерений, как координаты точки, лежащей одновременно на n сферах с центрами в точках
Figure 00000009
, определение ориентации космического аппарата в гринвичской системе координат, определяют направления центральных осей приемных антенн в гринвичской системе координат, определяют углы между направлениями на навигационные спутники и осями приемных антенн, отслеживание радиосигналов от навигационных спутников выполняют той приемной антенной, для которой угол между направлением на навигационный спутник и осью приемной антенны минимален, отслеживание сигнала навигационного спутника выполняют до тех пор, пока углы между направлением на навигационный спутник и осями всех приемных антенн меньше заданного угла маски приемной антенны, определение координат выполняют с учетом всех отслеживаемых сигналов навигационных спутников.The technical result is achieved in that in a method for determining the coordinates of a spacecraft from signals of navigation satellites, including transmitting radio signals from navigation satellites with known orbit parameters at known time instants, tracking radio signals with receiving antennas installed on the spacecraft from i navigation satellites located in the fields view of the respective receiving antennas, determining the distance d i between i navigation satellites and the spacecraft by the time difference and receiving and emitting a radio signal, determining the coordinates of the spacecraft from the measured ranges and coordinates
Figure 00000008
navigation satellites at measurement times, as the coordinates of a point lying simultaneously on n spheres with centers at points
Figure 00000009
, determining the orientation of the spacecraft in the Greenwich coordinate system, determine the directions of the central axes of the receiving antennas in the Greenwich coordinate system, determine the angles between the directions to the navigation satellites and the axes of the receiving antennas, track the radio signals from the navigation satellites by the receiving antenna for which the angle between the direction of the navigation satellite and the axis of the receiving antenna is minimal, tracking the signal of the navigation satellite is performed until the angles between the direction a navigation satellite axes and all receive antennas is less than the predetermined angle mask receiving antenna, the determination of the coordinates is performed taking into account all measurable signals of navigation satellites.

Технический результат достигается тем, что в устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников, реализующее способ, включающее m приемных антенн, выходы которых подключены к соответствующим входам m блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, выходы которых подключены к соответствующим входам блока определения координат, блок определения ориентации космического аппарата, дополнительно вводят задатчик направления осей приемных антенн в связанной с космическим аппаратом системой координат, выход которого связан с первым входом преобразователя направлений осей приемных антенн, ко второму входу которого подключен выход блока определения ориентации, выход преобразователя направления осей приемных антенн подключен к первому входу определителя углов между осями приемных антенн и навигационными спутниками, ко второму входу которого подключены первые выходы блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, к третьему входу подключен выход блока определения координат, выход определителя углов между осями приемных антенн и навигационными спутниками подключен к первому входу блока разрешения отслеживания спутника, ко второму входу которого подключен выход задатчика углов маски приемных антенн, выходы которого подключены к входам соответствующих приемных антенн.The technical result is achieved by the fact that in the device for determining the coordinates of the spacecraft according to the signals of navigation satellites, which implements a method that includes m receiving antennas, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of m blocks for forming ranges and coordinates of navigation satellites, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of the block for determining coordinates, the unit for determining the orientation of the spacecraft, additionally enter the directional axis of the axes of the receiving antennas in associated with the spacecraft ohm coordinate system, the output of which is connected to the first input of the directional converter of the axes of the receiving antennas, the output of the orientation determination unit is connected to the second input of which, the output of the directional converter of the axes of the receiving antennas is connected to the first input of the angle determiner between the axes of the receiving antennas and navigation satellites, to the second input of which the first outputs of the units for forming the ranges and coordinates of navigation satellites are connected, the output of the unit for determining the coordinates is connected to the third input, the output is determined the angle between the axes of the receiving antennas and the navigation satellites is connected to the first input of the satellite tracking permission block, the second input of which is connected to the output of the angle adjuster of the mask of the receiving antennas, the outputs of which are connected to the inputs of the corresponding receiving antennas.

Суть изобретения поясняется фиг. 1, на которой приведена блок-схема предлагаемого устройства.The essence of the invention is illustrated in FIG. 1, which shows a block diagram of the proposed device.

Для упрощения схемы на фиг. 1 представлен вариант АСН, включающий только два контура приемных антенн.To simplify the circuit of FIG. 1 shows an ASN embodiment including only two receiving antenna loops.

Устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников, реализующее предложенный способ (см. фиг. 1), включает в предлагаемом примере m=2 приемных антенн (Ан) 1.1, 1.2, выходы которых подключены к соответствующим входам m блоков формирования дальностей и координат (БФДК) навигационных спутников 2.1, 2.2, выходы которых подключены к соответствующим входам блока определения координат (БОК) космического аппарата 3, блок ориентации (БО) 4, в устройство введены преобразователь направлений осей приемных антенн (ПНОА) 5, задатчик направлений осей приемных антенн в связанной системе координат (ЗНОА) 6, определитель углов между осями приемных антенн и навигационными спутниками (ОУАС) 7, задатчик угла маски приемной антенны (ЗУМА) 8 и блок разрешения отслеживания спутника (БРОС) 9, при этом выход ЗНОА 6 связан с первым входом ПНОА 5, ко второму входу которого подключен выход БО 4, а выход ПНОА 5 подключен к первому входу ОУАС 7, ко второму входу которого подключены первые выходы БФДК 2, к третьему входу ОУАС 7 подключен выход БОК 3, выход ОУАС 7 подключен к первому входу БРОС 9, ко второму входу которого подключен выход ЗУМА 8, выход БРОС 9 подключен к входам Ан 1.A device for determining the coordinates of a spacecraft from signals of navigation satellites that implements the proposed method (see Fig. 1) includes, in the proposed example, m = 2 receiving antennas (An) 1.1, 1.2, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of m blocks for the formation of ranges and coordinates ( BFDK) navigation satellites 2.1, 2.2, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of the coordinate determination unit (BOC) of the spacecraft 3, the orientation unit (BO) 4, the directional converter of the axes of the receiving antennas (PNAA) 5 is introduced into the device, a receiver for the axes of the axes of the receiving antennas in the associated coordinate system (ZNOA) 6, a detector for the angles between the axes of the receiving antennas and navigation satellites (OSAA) 7, a transmitter for the angle of the mask of the receiving antenna (ZUMA) 8 and a satellite tracking resolution unit (BROS) 9, while the output ZNOA 6 is connected with the first input of the PNAA 5, the output of which is connected to the output of BO 4, and the output of the PNAA 5 is connected to the first input of the OAAS 7, the second input of which is connected to the first outputs of the BFDK 2, the output of the BOK 3 is connected to the third input of the OAAS 7, the output OUAS 7 is connected to the first input B OS 9, to the second input of which is connected the output ZOOM 8, throwing outlet 9 connected to the inputs 1 AN.

Поясним суть предлагаемых способа определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников и устройства для его реализации.Let us explain the essence of the proposed method for determining the coordinates of the spacecraft by the signals of navigation satellites and a device for its implementation.

Предлагаемый способ реализуется следующим образом. По измеренным дальностям dij от приемных антенн Aнj до навигационных спутников и соответствующим координатам

Figure 00000010
навигационных спутников определяют координаты космического аппарата
Figure 00000011
. По сформированной текущей матрице АГ-С перехода из гринвичской системы координат в связанную с КА систему координат и известным векторам направления осей приемных антенн КА в связанной системе координат определяют вектора направления осей приемных антенн КА в гринвичской системе координат. По векторам направления осей приемных антенн в ГСК, координатам КА и координатам навигационных спутников определяют углы между векторами направлений осей всех приемных антенн и векторами направлений от КА на навигационные спутники. Для каждой приемной антенны выбирают те НС, для которых угол между направлениями на них от КА и направлением оси приемной антенны минимален по сравнению с другими приемными антеннами. Выбранные НС назначают для отслеживания на приемную антенну. Назначенный НС отслеживается до тех пор, пока его угол не превысит угла маски приемной антенны. Если приемная антенна уже отслеживает НС, угол которого для нее не минимален, то она прекращает его отслеживать, и соответствующий приемный канал освобождается. В результате каждый НС отслеживается только одной приемной антенной. Определение координат КА выполняют по всем измерениям.The proposed method is implemented as follows. From the measured ranges d ij from the receiving antennas An j to the navigation satellites and the corresponding coordinates
Figure 00000010
navigation satellites determine the coordinates of the spacecraft
Figure 00000011
. From the generated current matrix A G-C of the transition from the Greenwich coordinate system to the coordinate system associated with the SC and the known direction vectors of the axes of the receiving SC antennas in the connected coordinate system, the direction vectors of the axes of the receiving SC antennas in the Greenwich coordinate system are determined. The angles between the direction vectors of the axes of all the receiving antennas and the direction vectors from the SC to the navigation satellites are determined by the direction vectors of the axes of the receiving antennas in the HSC, the coordinates of the spacecraft and the coordinates of the navigation satellites. For each receiving antenna, those NSs are selected for which the angle between the directions to them from the spacecraft and the direction of the axis of the receiving antenna is minimal compared to other receiving antennas. The selected NSs are assigned for tracking to the receiving antenna. The assigned NS is monitored until its angle exceeds the angle of the mask of the receiving antenna. If the receiving antenna is already tracking NS, the angle of which is not minimal for it, then it stops tracking it, and the corresponding receiving channel is freed. As a result, each NS is monitored by only one receiving antenna. The determination of the coordinates of the spacecraft is performed on all measurements.

Предлагаемое устройство для m=2 включает приемные антенны 1.1, 1.2, отслеживающие сигналы навигационных спутников и формирующие СВЧ-сигналы, передаваемые по СВЧ-кабелям в два соответствующих блока формирования дальности и координат навигационных спутников БФДК НС 2.1, 2.2, формирующих на выходе сигналы дальностей dij от Анj, до HCij и сигналы координат

Figure 00000012
соответствующих НС, блок определения координат космического аппарата (БОК КА) 3, блок определения ориентации космического аппарата (БО) 4, формирует на выходе матрицу АГ-С перехода из гринвичской системы координат (ГСК) в связанную с КА систему координат (ССК), задатчик направления осей приемных антенн (ЗНОА) 6 формирует векторы
Figure 00000013
направлений осей приемных антенн в ССК. Эти векторы известны в ССК, но требуется преобразовывать их к гринвичской системе координат, в которой устройство определяет векторы направлений на НС. Преобразование выполняется путем умножения вектора
Figure 00000014
на матрицу Аг-с преобразования ГСК к ССК, формируемую блоком ориентации (БО) 4. Это умножение выполняется в ПНОА (5). Упрощенно ПНОА можно представить как блок умножения. На выходе ПНОА формируются векторы направления осей приемных антенн
Figure 00000015
в ГСК. После определения векторов
Figure 00000016
осуществляется распределение расположения НС относительно полей зрения приемных антенн Aнj. Для этого определяются углы между направлениями осей приемных антенн и навигационными спутниками. Направления на НС определяются как разность направлений на НС из центра Земли и направления на КА. Определяются приемная антенна и НС, для которых этот угол минимален из всех измеренных углов. Если угол найденного НС меньше угла маски ϕmask а, то БРОС 9 дает команду по назначению найденного НС на эту приемную антенну, и приемная антенна отслеживает НС до тех пор, пока БРОС не снимет разрешение на отслеживание. Если какая-то приемная антенна отслеживает НС, угол которого для данной приемной антенны не минимален, БРОС снимает разрешение на отслеживание этого НС данной приемной антенной. В результате каждая приемная антенна отслеживает не более одного НС, и общее число отслеживаемых НС может достигать максимального числа, равного произведению числа каналов каждой приемной антенны на число приемных антенн. Для кораблей "Союз МС" и "Прогресс МС" это число равно 24. То есть, после реализации настоящего предложения навигационная аппаратура АСН-К кораблей "Союз МС" и "Прогресс МС" будет определять вектор координат по измерениям до 24-х навигационных спутников, благодаря чему существенно повышается точность измерений при любой ориентации КА по сравнению с прототипом, когда на все 4 приемные антенны могут быть назначены только 6 одинаковых НС.The proposed device for m = 2 includes receiving antennas 1.1, 1.2, tracking signals of navigation satellites and generating microwave signals transmitted via microwave cables to two corresponding units for forming the range and coordinates of navigation satellites BFDK NS 2.1, 2.2, generating output signals of ranges d ij from An j to HC ij and coordinate signals
Figure 00000012
corresponding NS, the spacecraft coordinate determination unit (BOK KA) 3, the spacecraft orientation determination unit (BO) 4, generates at the output the matrix A G – C of the transition from the Greenwich coordinate system (GSK) to the coordinate system associated with the spacecraft (SSK), the receiver direction axes of the receiving antennas (ZNOA) 6 generates vectors
Figure 00000013
directions of the axes of the receiving antennas in the CCK. These vectors are known in SSC, but it is required to convert them to the Greenwich coordinate system, in which the device determines the direction vectors on the NS. The conversion is done by multiplying the vector
Figure 00000014
on the matrix Ar-s of the conversion of HSC to SSC, formed by the orientation unit (BO) 4. This multiplication is performed in PNAA (5). Simplified PNAA can be represented as a multiplication block. At the output of the PNAA, the direction vectors of the axes of the receiving antennas are formed
Figure 00000015
in GSK. After defining the vectors
Figure 00000016
distribution of the NS location relative to the field of view of the receiving antennas An j is carried out. For this, the angles between the axes of the receiving antennas and the navigation satellites are determined. Directions to the spacecraft are defined as the difference between the directions to the spacecraft from the center of the Earth and the direction to the spacecraft. The receiving antenna and the NS are determined for which this angle is the smallest of all measured angles. If the angle of the detected NS is less than the angle of the mask ϕ mask a , then BROS 9 gives a command to assign the found NS to this receiving antenna, and the receiving antenna monitors the NS until the BROS removes the tracking permission. If some receiving antenna monitors an NS whose angle for a given receiving antenna is not minimal, BROS removes permission to track this NS by this receiving antenna. As a result, each receiving antenna tracks no more than one NS, and the total number of monitored NSs can reach a maximum number equal to the product of the number of channels of each receiving antenna and the number of receiving antennas. For the Soyuz MS and Progress MS ships, this number is 24. That is, after the implementation of this proposal, the ASN-K navigation equipment of the Soyuz MS and Progress MS ships will determine the coordinate vector from measurements of up to 24 navigation satellites due to which the measurement accuracy is significantly increased for any spacecraft orientation compared to the prototype, when only 6 identical NS can be assigned to all 4 receiving antennas.

Список литературыList of references

1. Глобальная Навигационная Спутниковая Система ГЛОНАСС ИКД ГЛОНАСС, Навигационный радиосигнал в диапазонах L1, L2, (редакция 5.1) М., 2008.1. GLONASS IKD GLONASS Global Navigation Satellite System, Radio navigation signal in the bands L1, L2, (version 5.1) M., 2008.

2. Н. В. Михайлов. Автономная навигация космических аппаратов при помощи спутниковых радионавигационных систем. Политехника, Санкт-Петербург 2014, раздел 7.1.2. N.V. Mikhailov. Autonomous navigation of spacecraft using satellite radio navigation systems. Polytechnic, St. Petersburg 2014, section 7.1.

3. В.Н. Бранец, Е.А. Микрин, В.Н. Платонов, С.Н. Евдокимов, М.В. Михайлов, С.Н. Рожков, Р.Ф. Муртазин, Б.В. Шебшаевич, В. Пантер, Дж. Клабб «Навигационное обеспечение международной космической станции» Сборник трудов X Санкт-Петербургской международной конференции по интегрированным навигационным системам 2003, стр. 7.3. V.N. Branets, E.A. Mikrin, V.N. Platonov, S.N. Evdokimov, M.V. Mikhailov, S.N. Rozhkov, R.F. Murtazin, B.V. Shebshaevich, V. Panther, J. Clubb “Navigation Support for the International Space Station” Proceedings of the X St. Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems 2003, p. 7.

4. Патент на изобретение №2654321 «Способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников и устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников» М.В. Михайлов, С.Н. Рожков по заявке №2016129647 от 19 июля 2016 г.4. Patent for invention No. 2654321 “A method for determining the coordinates of a spacecraft from the signals of navigation satellites and a device for determining the coordinates of a spacecraft from the signals of navigation satellites” M.V. Mikhailov, S.N. Rozhkov by application No. 2016129647 of July 19, 2016.

Claims (2)

1. Способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающий передачу радиосигналов от навигационных спутников с известными параметрами орбиты в известные моменты времени, отслеживание радиосигналов приемными антеннами, установленными на космическом аппарате, от i навигационных спутников, находящихся в полях зрения соответствующих приемных антенн, определение дальности di между i навигационными спутниками и космическим аппаратом по разности времени приема и излучения радиосигнала, определение координат космического аппарата по измеренным дальностям и координатам
Figure 00000017
навигационных спутников в моменты измерений, как координаты точки, лежащей одновременно на n сферах с центрами в точках
Figure 00000017
, определение ориентации космического аппарата в гринвичской системе координат, отличающийся тем, что определяют направления центральных осей приемных антенн в гринвичской системе координат, определяют углы между направлениями на навигационные спутники и осями приемных антенн, отслеживание радиосигналов от навигационных спутников выполняют той приемной антенной, для которой угол между направлением на навигационный спутник и осью приемной антенны минимален, отслеживание сигнала навигационного спутника выполняют до тех пор, пока углы между направлением на навигационный спутник и осями всех приемных антенн меньше заданного угла маски приемной антенны, определение координат выполняют с учетом всех отслеживаемых сигналов навигационных спутников.1. A method for determining the coordinates of a spacecraft from the signals of navigation satellites, comprising transmitting radio signals from navigation satellites with known orbit parameters at known times, tracking radio signals with receiving antennas installed on the spacecraft, from i navigation satellites located in the fields of view of the respective receiving antennas, determination of the range d i between i navigation satellites and the spacecraft based on the difference in the time of reception and emission of the radio signal, determined the coordinates of the spacecraft according to the measured ranges and coordinates
Figure 00000017
navigation satellites at measurement times, as the coordinates of a point lying simultaneously on n spheres with centers at points
Figure 00000017
, determining the orientation of the spacecraft in the Greenwich coordinate system, characterized in that they determine the directions of the central axes of the receiving antennas in the Greenwich coordinate system, determine the angles between the directions to the navigation satellites and the axes of the receiving antennas, tracking radio signals from the navigation satellites is performed by the receiving antenna for which the angle between the direction to the navigation satellite and the axis of the receiving antenna is minimal, tracking the signal of the navigation satellite is performed until the angle s between the direction to the navigation satellite and the axes of all the receiving antennas are less than the specified mask angle of the receiving antenna, the coordinates are determined taking into account all the tracking signals of the navigation satellites. 2. Устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников, реализующее способ по п. 1, включающее m приемных антенн, выходы которых подключены к соответствующим входам m блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, выходы которых подключены к соответствующим входам блока определения координат, блок определения ориентации космического аппарата, отличающееся тем, что в устройство дополнительно вводят задатчик направления осей приемных антенн в связанной с космическим аппаратом системой координат, выход которого связан с первым входом преобразователя направлений осей приемных антенн, ко второму входу которого подключен выход блока определения ориентации, выход преобразователя направления осей приемных антенн подключен к первому входу определителя углов между осями приемных антенн и навигационными спутниками, ко второму входу которого подключены первые выходы блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, к третьему входу подключен выход блока определения координат, выход определителя углов между осями приемных антенн и навигационными спутниками подключен к первому входу блока разрешения отслеживания спутника, ко второму входу которого подключен выход задатчика углов маски приемных антенн, выходы которого подключены к входам соответствующих приемных антенн.2. A device for determining the coordinates of a spacecraft based on signals from navigation satellites that implements the method according to claim 1, including m receiving antennas, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of m blocks for the formation of distances and coordinates of navigation satellites, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of the block for determining coordinates, block determining the orientation of the spacecraft, characterized in that the device further introduces a dial for the direction of the axes of the receiving antennas associated with the spacecraft the coordinate system, the output of which is connected to the first input of the directional converter of the axes of the receiving antennas, the output of the orientation determination unit is connected to the second input of which, the output of the directional converter of the axes of the receiving antennas is connected to the first input of the angle determiner between the axes of the receiving antennas and the navigation satellites, to the second input of which the first outputs of the units for forming the ranges and coordinates of navigation satellites, the output of the unit for determining the coordinates is connected to the third input, determine the output I angles between the axes of the receiving antennas and navigation satellites connected to the first input of the satellite tracking resolution, to the second input of which is connected to the output setpoint angles masks reception antennas, the outputs of which are connected to the inputs of respective reception antennas.
RU2018136717A 2018-10-17 2018-10-17 Method of determining coordinates of a spacecraft based on signals of navigation satellites and a device for determining coordinates of a space vehicle from signals of navigation satellites RU2706636C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018136717A RU2706636C1 (en) 2018-10-17 2018-10-17 Method of determining coordinates of a spacecraft based on signals of navigation satellites and a device for determining coordinates of a space vehicle from signals of navigation satellites

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018136717A RU2706636C1 (en) 2018-10-17 2018-10-17 Method of determining coordinates of a spacecraft based on signals of navigation satellites and a device for determining coordinates of a space vehicle from signals of navigation satellites

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2706636C1 true RU2706636C1 (en) 2019-11-19

Family

ID=68579917

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018136717A RU2706636C1 (en) 2018-10-17 2018-10-17 Method of determining coordinates of a spacecraft based on signals of navigation satellites and a device for determining coordinates of a space vehicle from signals of navigation satellites

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2706636C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113158341A (en) * 2021-04-19 2021-07-23 北京航天飞行控制中心 Spacecraft relay terminal antenna tracking forecasting method, device and storage medium
RU2764935C1 (en) * 2020-09-02 2022-01-24 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5331329A (en) * 1988-05-25 1994-07-19 Nauchno-Issledovatelsky Institut Kosmicheskogo Priborostoenia Satellite-aided radio navigation positioning method and radio navigation system therefor
RU2110077C1 (en) * 1994-08-25 1998-04-27 Николай Егорович Армизонов Method determining course angle and coordinates of locations of objects by radio signals of spacecraft of satellite radio navigation systems
RU2115137C1 (en) * 1994-05-11 1998-07-10 Николай Егорович Армизонов Range-finding method of location and components of vector of velocity of objects by radio signals of spacecraft of satellite radio navigation systems
RU2122217C1 (en) * 1997-05-15 1998-11-20 Красноярский государственный технический университет Method of angular orientation of objects by radio navigation signals of spacecraft
RU2152048C1 (en) * 1998-07-28 2000-06-27 Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева Method for detection of position coordinates, velocity vector constituents, distance and trajectory measurements by at mobile object using navigation signals from spaceships of satellite navigation systems

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5331329A (en) * 1988-05-25 1994-07-19 Nauchno-Issledovatelsky Institut Kosmicheskogo Priborostoenia Satellite-aided radio navigation positioning method and radio navigation system therefor
RU2115137C1 (en) * 1994-05-11 1998-07-10 Николай Егорович Армизонов Range-finding method of location and components of vector of velocity of objects by radio signals of spacecraft of satellite radio navigation systems
RU2110077C1 (en) * 1994-08-25 1998-04-27 Николай Егорович Армизонов Method determining course angle and coordinates of locations of objects by radio signals of spacecraft of satellite radio navigation systems
RU2122217C1 (en) * 1997-05-15 1998-11-20 Красноярский государственный технический университет Method of angular orientation of objects by radio navigation signals of spacecraft
RU2152048C1 (en) * 1998-07-28 2000-06-27 Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева Method for detection of position coordinates, velocity vector constituents, distance and trajectory measurements by at mobile object using navigation signals from spaceships of satellite navigation systems

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2764935C1 (en) * 2020-09-02 2022-01-24 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites
CN113158341A (en) * 2021-04-19 2021-07-23 北京航天飞行控制中心 Spacecraft relay terminal antenna tracking forecasting method, device and storage medium

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2654321C1 (en) Method of determining coordinates of spacecraft by signals of navigation satellites and device for determining coordinates of spacecraft by signals of navigation satellites
US9453903B2 (en) Satellite orbital determination (OD) using Doppler and Kepler orbital elements
CN105589086B (en) Ground emitter signals single-star positioning method based on signal intensity multi-beam spatial distribution
US10444371B2 (en) Interference geolocation using a satellite constellation
US20090111483A1 (en) Positioning system and method
US6670920B1 (en) System and method for single platform, synthetic aperture geo-location of emitters
RU2517800C1 (en) Method of coelosphere coverage from space craft for surveillance of celestial bodies and coelosphere coverage space system for surveillance of celestial bodies and detection of solar system bodies to this end
US6816117B2 (en) Distributed antenna system and method
RU2661357C1 (en) Method of reviewing passive single-positive monopulse triple-oriented angular-differential-doppler locations of moving in space of the radio-emitting objects
RU2706636C1 (en) Method of determining coordinates of a spacecraft based on signals of navigation satellites and a device for determining coordinates of a space vehicle from signals of navigation satellites
RU2699552C9 (en) Method for passive single-position angular-doppler location of radio-emitting objects moving in space
Aitmagambetov et al. Energy budget and methods for determining coordinates for a radiomonitoring system based on a small spacecraft
Li et al. GPS receiver satellite/antenna selection algorithm for the Stanford gravity probe B relativity mission
JP4295618B2 (en) Satellite attitude adjustment for GPS initialization
RU2712365C1 (en) Method of determining coordinates of a spacecraft based on signals of navigation satellites and a device for determining coordinates of a space vehicle from signals of navigation satellites
US11300687B2 (en) Discriminating and mitigating SNS spoofing signals
Shyshkov et al. Differences in measurements with separate use of frequencies L1 and L2 for the application of satellite navigation in near-earth space
Fateev et al. The use of GNSS technologies for high-precision navigation geostationary spacecraft
RU2706638C2 (en) Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites
Kamyshnikova et al. Determination of the radio transmitter coordinates in satellite communication systems
RU2821640C1 (en) Method of determining angular orientation of aircraft
RU2726916C1 (en) Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites
RU2573420C1 (en) Method of calibrating radar station using spacecraft with reference reflection characteristics
RU2711834C1 (en) Method for determination of spacecraft orbit with equipment for shooting underlaying surface
Bogatyrev et al. The algorithm of relative orientation for formation flight of a group of nanosatellites based on the radionavigation ranging method