RU2709949C1 - Method of holding a spacecraft on a geostationary orbit during measurement interruptions and autonomous operation - Google Patents

Method of holding a spacecraft on a geostationary orbit during measurement interruptions and autonomous operation Download PDF

Info

Publication number
RU2709949C1
RU2709949C1 RU2018144403A RU2018144403A RU2709949C1 RU 2709949 C1 RU2709949 C1 RU 2709949C1 RU 2018144403 A RU2018144403 A RU 2018144403A RU 2018144403 A RU2018144403 A RU 2018144403A RU 2709949 C1 RU2709949 C1 RU 2709949C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
measurements
period
cycle
orbit
correction
Prior art date
Application number
RU2018144403A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Григорьевич Касаткин
Сергей Владимирович Круковский
Мария Юрьевна Тишина
Артур Ринатович Агишев
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority to RU2018144403A priority Critical patent/RU2709949C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2709949C1 publication Critical patent/RU2709949C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control

Landscapes

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

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to spacecraft (SC) motion control, spacecraft retention at preset longitude of geostationary orbit. Performing holding cycles of orbital parameters containing measurements, calculation and performance of corrections. Based on the measurement data, the corrections are calculated not only for the current holding cycle, but also for the group of subsequent cycles on the autonomous operation interval based on the same data.EFFECT: reduced spacecraft deviations from preset longitude at standalone operation interval.1 cl, 1 dwg

Description

Способ удержания космического аппарата (КА) на геостационарной орбите (ГСО) при прерываниях измерений и автономном функционировании.A method of holding a spacecraft (SC) in a geostationary orbit (GSO) during measurement interruptions and autonomous functioning.

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для КА, удерживаемого относительно рабочей долготы стояния на ГСО с повышенной точностью, т.е. с отклонением 0,1 градуса и менее.The present invention relates to the field of space technology and can be used for spacecraft, held relative to the working longitude of standing on the GSO with increased accuracy, i.e. with a deviation of 0.1 degrees or less.

Известен способ поддержания долготы КА на ГСО, описанный в книге Г.М. Чернявский, В.А. Бартенев, В.А. Малышев «Управление орбитой стационарного спутника», М., Машиностроение, 1984 г., на стр. 126-134. В этом способе удерживают долготу КА управлением по т.н. предельному циклу, обеспечивая коррекциями периода сохранение долготы с отклонениями в заданных границах. При таком способе удержания интервал времени между измерениями не должен превышать длительность предельного цикла. Реальная длительность цикла и интервал времени между измерениями при достаточно малых ошибках измерений и исполнения коррекций может быть более одного месяца если допустимые отклонения долготы не менее 0,1 градуса.A known method of maintaining the longitude of the spacecraft on the GSO, described in the book G.M. Chernyavsky, V.A. Bartenev, V.A. Malyshev, "Control of the orbit of a stationary satellite," M., Mechanical Engineering, 1984, pp. 126-134. In this method, the longitude of the spacecraft is controlled by the so-called limit cycle, providing period corrections to preserve longitude with deviations in specified boundaries. With this method of retention, the time interval between measurements should not exceed the duration of the limit cycle. The actual cycle time and the time interval between measurements with sufficiently small measurement errors and corrections can be more than one month if the permissible longitude deviations are at least 0.1 degrees.

В книге Сухой Ю.Г. «Коррекции орбит геостационарных спутников», Часть 1, М., Спутник, 2011 г., на стр. 24-25 описан типовой повторяющийся цикл удержания спутника на ГСО двигателями сверхмалой тяги. Согласно указанному описанию длительность такого цикла может быть от 7 до 14 суток, что много меньше длительности предельного цикла. В таком цикле сокращенной длительности последовательно измеряют орбитальные параметры, выполняют баллистические расчеты, в том числе рассчитывают вектор орбитальных параметров и рассчитывают коррекции орбиты, затем выполняют эти коррекции. Сокращение цикла коррекций по сравнению с предельным циклом в условиях ошибок измерений и исполнения коррекций принципиально позволяет уменьшить отклонения КА от рабочей долготы стояния на ГСО, например, до 0,05 градуса.In the book Sukhoi Yu.G. “Corrections of the orbits of geostationary satellites”, Part 1, M., Sputnik, 2011, pages 24–25 describe a typical repeating cycle of satellite confinement on GSO with ultra-low thrust engines. According to the specified description, the duration of such a cycle can be from 7 to 14 days, which is much less than the duration of the limit cycle. In such a cycle of shortened duration, orbital parameters are successively measured, ballistic calculations are performed, including the vector of orbital parameters, and orbit corrections are calculated, then these corrections are performed. Reducing the cycle of corrections in comparison with the limit cycle in the conditions of measurement errors and performing corrections fundamentally allows to reduce the deviations of the spacecraft from the working longitude of standing on the GSO, for example, to 0.05 degrees.

Этот способ с сокращенной длительностью цикла удержания КА на ГСО принят в качестве прототипа.This method with a reduced duration of the spacecraft retention cycle at GSO was adopted as a prototype.

Недостатком прототипа является чрезмерное увеличение отклонений КА от заданной долготы стояния в случае прерывания измерений на время, значительно превышающее длительность цикла, т.е. на т.н. интервале времени автономного функционирования. Этот недостаток связан с тем, что расчет коррекций в прототипе предусмотрен только для тех коррекций, которые должны выполняться по результатам измерений в текущем типовом цикле.The disadvantage of the prototype is an excessive increase in the deviations of the spacecraft from a given longitude of standing in case of interruption of measurements for a time significantly exceeding the duration of the cycle, i.e. on the so-called time interval of autonomous functioning. This disadvantage is due to the fact that the calculation of corrections in the prototype is provided only for those corrections that should be performed according to the results of measurements in the current typical cycle.

Техническим результатом изобретения является уменьшение отклонений КА от заданной долготы стояния на интервале автономного функционирования. Реализация способа не требует прогнозирования и соответственно повышенных вычислительных ресурсов, что облегчает расчеты на борту КА.The technical result of the invention is to reduce the deviations of the spacecraft from a given longitude of standing in the interval of autonomous functioning. The implementation of the method does not require forecasting and correspondingly increased computing resources, which facilitates calculations onboard the spacecraft.

Существо изобретения состоит в том, что после очередных измерений в цикле рассчитывают коррекции для этого цикла и для группы последующих циклов на случай отсутствия в них результатов измерений. Начиная со второго цикла за циклом с измерениями, используют постоянную величину коррекции периода, компенсирующую среднее изменение периода между коррекциями. А необходимое при этом нулевое среднее отклонение периода обеспечивают коррекцией периода в первом из циклов без измерений.The essence of the invention lies in the fact that after the next measurements in a cycle, corrections are calculated for this cycle and for a group of subsequent cycles in case there are no measurement results in them. Starting from the second cycle after the measurement cycle, a constant period correction value is used that compensates for the average change in the period between corrections. And the zero mean deviation of the period necessary for this is provided by the correction of the period in the first of the cycles without measurements.

Предложенный способ поясняется на фиг. 1, где схематически показана зависимость во времени t для отклонения ΔT периода орбиты от номинальной величины периода 86164,09 секунд при поддержании долготы. На фиг. 1 показан пример зависимости для долготы, вблизи которой период орбиты увеличивается, если коррекции не выполняются. Циклы удержания имеют постоянную длительность τ. При отсутствии коррекций периода он линейно увеличивается за время, практически равное длительности цикла на величину c×τ, где с - изменение периода за единицу времени под влиянием геопотенциала. Период уменьшают периодическими коррекциями, длительность которых много меньше длительности цикла. В среднем период поддерживают близким к номинальной величине. Максимумы и минимумы периода во времени смещены по отношению к началам и окончаниям циклов.The proposed method is illustrated in FIG. 1, which schematically shows the time dependence of t for the deviation ΔT of the orbit period from the nominal value of the period 86164.09 seconds while maintaining longitude. In FIG. Figure 1 shows an example of a relationship for longitude, near which the orbit period increases if corrections are not performed. Retention cycles have a constant duration τ. In the absence of period corrections, it linearly increases over a time almost equal to the cycle duration by c × τ, where c is the change in the period per unit time under the influence of the geopotential. The period is reduced by periodic corrections, the duration of which is much less than the duration of the cycle. On average, the period is maintained close to the nominal value. The maxima and minima of the period in time are shifted in relation to the beginning and end of the cycles.

На фиг. 1 показано отклонение периода ΔТ0 в момент t0 по результатам измерений. По данным измерений рассчитывают и изменяют период коррекцией на величину ΔT1 в момент t1. Длительность t1-t0 отличается в разных циклах. Ее возможное отклонение от среднего значения может быть до нескольких процентов от постоянной длительности цикла τ. При расчете коррекции вместо величины t1-t0 можно использовать ее среднее значение k×τ, где k является средней величиной отношения задержки коррекции от момента времени, соответствующего отклонению ΔТ0, к длительности цикла τ. Величина k зависит от алгоритма удержания, для конкретного алгоритма она известна и постоянна. После расчета величины ΔT1 в цикле рассчитывают также коррекции для последующих n - 1 циклов, предусмотренных для поддержания на случай прерывания измерений. Согласно изобретению, величину корректирующего изменения периода устанавливают равной - c×τ, начиная со второго цикла после цикла с измерениями. Среднее отклонение периода должно быть близким к нулю, а максимальные абсолютные отклонения должны быть равны 0,5×с×τ, что на фиг. 1 показано для минимумов периода. Чтобы это обеспечить, после коррекции периода в первом цикле без измерений в момент t2 отклонение должно быть таким же, как в последующих циклах. Величину ΔТ2 такого изменения периода можно определить из баланса отклонений от момента t0 до окончания этой коррекции:In FIG. 1 shows the deviation of the period ΔT 0 at time t 0 according to the measurement results. According to the measurement data, the period is calculated and changed by correction by the value of ΔT 1 at time t 1 . The duration t 1 -t 0 differs in different cycles. Its possible deviation from the average value can be up to several percent of the constant cycle time τ. When calculating the correction, instead of the value of t 1 -t 0, one can use its average value k × τ, where k is the average value of the ratio of the correction delay from the time corresponding to the deviation ΔТ 0 to the cycle time τ. The value of k depends on the retention algorithm; for a particular algorithm, it is known and constant. After calculating the ΔT 1 value in the cycle, the corrections for subsequent n - 1 cycles are also calculated, which are intended to be maintained in case of interruption of measurements. According to the invention, the value of the corrective change in the period is set equal to - c × τ, starting from the second cycle after the cycle with measurements. The average deviation of the period should be close to zero, and the maximum absolute deviations should be equal to 0.5 × s × τ, which in FIG. 1 is shown for period lows. To ensure this, after correcting the period in the first cycle without measurements at time t 2, the deviation should be the same as in subsequent cycles. The value ΔТ 2 of such a change in the period can be determined from the balance of deviations from the moment t 0 until the end of this correction:

Figure 00000001
Figure 00000001

Отсюда величина изменения периода коррекцией в первом цикле без измерений:Hence, the magnitude of the change in the period by correction in the first cycle without measurements:

Figure 00000002
Figure 00000002

При этом величина изменения периода коррекцией во втором и следующих циклах без измерений:The magnitude of the change in the period by correction in the second and next cycles without measurements:

Figure 00000003
Figure 00000003

Обозначения в формулах (1-3):Designations in formulas (1-3):

n - число циклов, предусмотренных для удержания в случае прерывания измерений, плюс 1;n is the number of cycles provided for holding in the event of interruption of measurements, plus 1;

ΔТ0 - отклонение периода по данным измерений;ΔТ 0 - period deviation according to the measurement data;

ΔT1 - величина изменения периода коррекцией в последнем цикле с измерениями;ΔT 1 is the magnitude of the change in the period by correction in the last cycle with measurements;

ΔТ2 - величина изменения периода коррекцией в первом цикле без измерений;ΔT 2 - the magnitude of the change in the period by correction in the first cycle without measurements;

ΔTm - величина изменения периода коррекцией во втором и следующих циклах без измерений,ΔT m is the magnitude of the change in the period by correction in the second and next cycles without measurements,

τ - длительность цикла коррекций;τ is the duration of the correction cycle;

k - средняя величина отношения задержки коррекции от момента времени, соответствующего отклонению ΔТ0, к длительности цикла τ;k is the average value of the ratio of the correction delay from the time corresponding to the deviation ΔТ 0 to the cycle time τ;

с - изменение периода за единицу времени под влиянием геопотенциала на поддерживаемой долготе.c is the change in the period per unit time under the influence of geopotential at a supported longitude.

Технический результат изобретения достигается тем, что в способе удержания космического аппарата на геостационарной орбите при прерываниях измерений и автономном функционировании, в котором выполняют циклы удержания, содержащие измерения орбиты, расчет вектора орбитальных параметров, расчет коррекций орбиты и исполнение коррекций, выполняют следующие действия, отличающие изобретение. При отсутствии результатов измерений орбитальных параметров в цикле после цикла с измерениями изменяют период орбиты коррекцией на величинуThe technical result of the invention is achieved by the fact that in the method of holding the spacecraft in geostationary orbit during interruptions of measurements and autonomous functioning, in which carry out retention cycles containing measurements of the orbit, calculating the vector of orbital parameters, calculating the corrections of the orbit and performing corrections, perform the following steps distinguishing the invention . In the absence of measurements of orbital parameters in a cycle after a cycle with measurements, the orbit period is changed by a correction of

Figure 00000004
Figure 00000004

а при отсутствии результатов измерений орбитальных параметров в последующих циклах в них изменяют период орбиты на величинуand in the absence of measurement results of orbital parameters in subsequent cycles, they change the orbit period by

Figure 00000005
Figure 00000005

Предложенный способ реализуется следующим образом.The proposed method is implemented as follows.

Как в известном способе, после получения от средств измерений и определения орбиты орбитальных параметров, в том числе сидерического периода орбиты, относящихся к моменту времени t0, вычисляют величину отклонения ΔТ0 сидерического периода от номинального значения для ГСО, равного 86164,09 секунды.As in the known method, after receiving from the measuring instruments and determining the orbit of the orbital parameters, including the sidereal period of the orbit, relating to time t 0 , the deviation ΔT 0 of the sidereal period from the nominal value for GSO equal to 86164.09 seconds is calculated.

Как в известном способе, вычисляют величину требуемого изменения периода ΔT1 коррекцией.As in the known method, calculate the magnitude of the required change in the period ΔT 1 correction.

Далее вычисляют требуемые величины изменения периода ΔТ2, …, ΔTn коррекциями в n циклах после цикла с измерениями по формулам (2, 3) или по формулам, полученным из (2, 3) математическими преобразованиями. При практическом применении формулы (2, 3) может быть дополнены поправочными членами, учитывающими особенности расчета и выполнения коррекций в конкретной системе. Расчеты для циклов без измерений могут быть выполнены как в цикле с измерениями после расчета ΔТ1, так и в циклах без измерений до выполнения в них соответствующих коррекций.Next, the required values of the period change ΔT 2 , ..., ΔT n are calculated by corrections in n cycles after the cycle with measurements by formulas (2, 3) or by formulas obtained from (2, 3) by mathematical transformations. In practical application, formulas (2, 3) can be supplemented by correction terms that take into account the peculiarities of calculating and performing corrections in a particular system. Calculations for cycles without measurements can be performed both in a cycle with measurements after calculating ΔТ 1 , and in cycles without measurements until appropriate corrections are made in them.

При полете КА, в случае отсутствия данных измерений в очередном цикле, исполняют коррекции по результатам расчетов, выполненных по формулам (2, 3).When the spacecraft is flying, in the absence of measurement data in the next cycle, corrections are performed according to the results of calculations performed according to formulas (2, 3).

В случае необходимости поддержания при прерываниях измерений и автономном функционировании кроме долготы и периода также наклонения и эксцентриситета, это поддержание в циклах без измерений может обеспечиваться различными способами с учетом особенностей космической системы. Например, в циклах без измерений величина уменьшения наклонения коррекцией может быть одинаковой, компенсирующей среднее естественное увеличение наклонения. Величина коррекции эксцентриситета в первом цикле без измерений может быть такой же, как в последнем с измерениями. В остальных циклах без измерений коррекция эксцентриситета может не выполняться, т.к. эксцентриситет увеличивается незначительно за предусмотренное время удержания при прерывании измерений.If it is necessary to maintain, at interruptions of measurements and autonomous functioning, in addition to longitude and period, inclination and eccentricity, this maintenance in cycles without measurements can be provided in various ways, taking into account the features of the space system. For example, in cycles without measurements, the magnitude of the decrease in inclination by correction may be the same, compensating for the average natural increase in inclination. The amount of eccentricity correction in the first cycle without measurements may be the same as in the last with measurements. In other cycles without measurements, eccentricity correction may not be performed, because the eccentricity increases slightly over the prescribed retention time when interrupting measurements.

Предложенный способ проверен имитационным моделированием. При использовании с алгоритмом, который в условиях характерных ошибок измерений и исполнения коррекций обеспечивает поддержание с отклонениями долготы менее 0,05 градусов, предложенный способ при семисуточном цикле на интервале 35 суток без измерений обеспечил отклонения не более 0,1 и 0,17 градусов с вероятностями 0,75 и 1,0 соответственно. При отсутствии ошибок отклонения не превысили 0,08 градусов.The proposed method is verified by simulation. When used with an algorithm that, under the conditions of characteristic measurement errors and corrections, provides longitude deviations of less than 0.05 degrees, the proposed method, with a seven-day cycle at an interval of 35 days without measurements, provided deviations of no more than 0.1 and 0.17 degrees with probabilities 0.75 and 1.0, respectively. In the absence of errors, the deviations did not exceed 0.08 degrees.

Источники информации.Sources of information.

1. Г.М. Чернявский, В.А. Бартенев, В.А. Малышев «Управление орбитой стационарного спутника», М., Машиностроение, 1984 г., стр. 126-134.1. G.M. Chernyavsky, V.A. Bartenev, V.A. Malyshev, "Control of the orbit of a stationary satellite," M., Mechanical Engineering, 1984, pp. 126-134.

2. Ю.Г. Сухой «Коррекции орбит геостационарных спутников», Часть 1, М., Спутник, 2011 г., стр. 24-25.2. Yu.G. Dry “Corrections of the orbits of geostationary satellites”, Part 1, M., Sputnik, 2011, pp. 24-25.

Claims (13)

Способ удержания космического аппарата на геостационарной орбите при прерываниях измерений и автономном функционировании, в котором выполняют циклы удержания, содержащие измерения орбиты, расчет вектора орбитальных параметров, расчет коррекций орбиты и исполнение коррекций, отличающийся тем, что при отсутствии результатов измерений орбитальных параметров в цикле после цикла с измерениями изменяют период орбиты коррекцией на величинуA method of keeping a spacecraft in geostationary orbit during measurement interruptions and autonomous functioning, in which retention cycles containing orbit measurements, calculation of the orbital parameter vector, calculation of orbit corrections and execution of corrections are performed, characterized in that in the absence of measurement results of orbital parameters in the cycle after the cycle with measurements change the period of the orbit by a correction of
Figure 00000006
Figure 00000006
 а при отсутствии результатов измерений орбитальных параметров в последующих циклах в них изменяют период орбиты на величинуand in the absence of measurement results of orbital parameters in subsequent cycles, they change the orbit period by
Figure 00000007
Figure 00000007
 где:Where: n - число циклов плюс 1, предусмотренных для удержания в случае прерывания измерений;n is the number of cycles plus 1 provided for holding in case of interruption of measurements; ΔТ0 - отклонение периода орбиты по данным измерений;ΔТ 0 - deviation of the orbit period according to measurements; ΔT1 - величина изменения периода орбиты коррекцией в последнем цикле с измерениями;ΔT 1 is the magnitude of the change in the period of the orbit by correction in the last cycle with measurements; ΔТ2 - величина изменения периода орбиты коррекцией в первом цикле без измерений;ΔТ 2 is the magnitude of the change in the period of the orbit by correction in the first cycle without measurements; ΔTm - величина изменения периода орбиты коррекцией во втором и следующих циклах без измерений,ΔT m is the magnitude of the change in the period of the orbit by correction in the second and next cycles without measurements, τ - длительность цикла коррекций;τ is the duration of the correction cycle; k - средняя величина отношения задержки коррекции от момента времени, соответствующего отклонению ΔТ0, к длительности цикла τ;k is the average value of the ratio of the correction delay from the time corresponding to the deviation ΔТ 0 to the cycle time τ; с - изменение периода за единицу времени под влиянием геопотенциала на поддерживаемой долготе.c is the change in the period per unit time under the influence of geopotential at a supported longitude.
RU2018144403A 2018-12-14 2018-12-14 Method of holding a spacecraft on a geostationary orbit during measurement interruptions and autonomous operation RU2709949C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018144403A RU2709949C1 (en) 2018-12-14 2018-12-14 Method of holding a spacecraft on a geostationary orbit during measurement interruptions and autonomous operation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018144403A RU2709949C1 (en) 2018-12-14 2018-12-14 Method of holding a spacecraft on a geostationary orbit during measurement interruptions and autonomous operation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2709949C1 true RU2709949C1 (en) 2019-12-23

Family

ID=69022928

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018144403A RU2709949C1 (en) 2018-12-14 2018-12-14 Method of holding a spacecraft on a geostationary orbit during measurement interruptions and autonomous operation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2709949C1 (en)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2341418C2 (en) * 2006-06-22 2008-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of spacecraft control with aid of powered gyroscopes and jet engines inclined to missile axes
US20120248253A1 (en) * 2011-04-01 2012-10-04 Geryon Space Technologies, Limited Multi-body dynamics method of generating fuel efficient transfer orbits for spacecraft
RU2480384C2 (en) * 2010-10-19 2013-04-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) Method of placing space apparatus in geostationary orbit and device to this end
US20150158602A1 (en) * 2013-12-11 2015-06-11 Tawsat Limited Inclined orbit satellite systems
RU2558529C2 (en) * 2013-10-02 2015-08-10 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of correcting orbital motion of spacecraft
RU2629644C1 (en) * 2016-04-04 2017-08-30 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Control method for spaceships approaching cooperative space vehicle
RU2658203C1 (en) * 2017-01-17 2018-06-19 Михаил Викторович Яковлев Method of registering approximation of an active object to the spacecraft of orbital reserve in the region of low earth orbits

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2341418C2 (en) * 2006-06-22 2008-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of spacecraft control with aid of powered gyroscopes and jet engines inclined to missile axes
RU2480384C2 (en) * 2010-10-19 2013-04-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) Method of placing space apparatus in geostationary orbit and device to this end
US20120248253A1 (en) * 2011-04-01 2012-10-04 Geryon Space Technologies, Limited Multi-body dynamics method of generating fuel efficient transfer orbits for spacecraft
RU2558529C2 (en) * 2013-10-02 2015-08-10 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of correcting orbital motion of spacecraft
US20150158602A1 (en) * 2013-12-11 2015-06-11 Tawsat Limited Inclined orbit satellite systems
RU2629644C1 (en) * 2016-04-04 2017-08-30 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Control method for spaceships approaching cooperative space vehicle
RU2658203C1 (en) * 2017-01-17 2018-06-19 Михаил Викторович Яковлев Method of registering approximation of an active object to the spacecraft of orbital reserve in the region of low earth orbits

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3206049B1 (en) Method for predicting the orbit of a satellite and corresponding satellite signal receiver
US6253125B1 (en) Method and apparatus for generating orbital data
Shi et al. Calibrating the scale of the NRLMSISE00 model during solar maximum using the two line elements dataset
Eanes et al. Temporal variability of Earth’s gravitational field from satellite laser ranging
Hejduk et al. A catalogue-wide implementation of general perturbations orbit determination extrapolated from higher order orbital theory solutions
RU2709949C1 (en) Method of holding a spacecraft on a geostationary orbit during measurement interruptions and autonomous operation
Nazarenko How can we increase the accuracy of determination of spacecraft׳ s lifetime?
Andersen Multi-level arc combination with stochastic parameters
CN103323031A (en) Online compensation method of system error of horizon sensor based on star sensor
CN110979737B (en) Method and device for determining power-off time of carrier rocket and carrier rocket
Wang et al. Research on autonomous orbit determination test based on BDS inter-satellite-link on-orbit data
JP4364679B2 (en) Satellite orbit control system
RU2709957C1 (en) Method of holding spacecraft in geostationary orbit
RU2714286C1 (en) Method of bringing spacecraft to longitude of standing on geostationary orbit
Scarritt et al. An autonomous onboard targeting algorithm using finite thrust maneuvers
Li et al. TLE generation from sparse tracking data and its performance
Gondelach et al. Atmospheric density estimation for improved orbit determination and conjunction assessment
RU2653949C1 (en) Method of holding spacecraft in geosynchronous 24-hour orbit
RU2686318C1 (en) Artificial earth satellite navigation system
Frauenholz et al. Analysis of the TOPEX/Poseidon operational orbit: Observed variations and why
Gross Combinations of Earth orientation measurements: SPACE99, COMB99, and POLE99
Krasinsky et al. Relativistic effects from planetary and lunar observations of the XVIII–XX centuries
Chen et al. Research on the verification of autonomous navigation technology based on inter-satellite link of BDS satellite
CN113968361B (en) Analytic calculation method suitable for geosynchronous satellite fixed-point control planning
Krivec et al. Quasilinear approximation and WKB