RU2712365C1 - 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
RU2712365C1
RU2712365C1 RU2019116470A RU2019116470A RU2712365C1 RU 2712365 C1 RU2712365 C1 RU 2712365C1 RU 2019116470 A RU2019116470 A RU 2019116470A RU 2019116470 A RU2019116470 A RU 2019116470A RU 2712365 C1 RU2712365 C1 RU 2712365C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
satellites
spacecraft
coordinates
output
signals
Prior art date
Application number
RU2019116470A
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 RU2019116470A priority Critical patent/RU2712365C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2712365C1 publication Critical patent/RU2712365C1/en

Links

Images

Classifications

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

Abstract

FIELD: spacecraft navigation system.
SUBSTANCE: group of inventions relates to spacecraft navigation systems (SC). Method comprises determining angles between axes of receiving antennae and directions to navigation satellites (NS) with frequency separation of signals, comprising pairs of satellites emitting radio signals at one frequency, determining the current altitude of the SC orbit, recording the time of departure from the horizon of one of the pair of satellites, tracking signals of the first and second satellites of the pair are made with antennas, for which the first of the pair of satellites is in the field of view of one antenna, and the second of the satellites of the pair is in the field of view of the other antenna. First of the satellites of the pair is outside the field of view of the second antenna, and the second of the satellites of the pair is outside the field of view of the first antenna; SC coordinates are determined over all NSs which are not obscured by the Earth.
EFFECT: high accuracy of determining coordinates of SC.
2 cl, 6 dwg

Description

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.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 (GNSS), for example, by the signals of the GLONASS NS.

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.Currently, many spacecraft are equipped with satellite navigation equipment (ASN), which determines the current coordinates of the spacecraft according to the NS signals, for example, the American SIGI ASN SIGI GPS satellite, which is considered an analogue, is installed.

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

Figure 00000001
HCi как координат точки, лежащей одновременно на n сферах радиуса di с центрами в точках
Figure 00000002
(см. фиг. 1). 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 00000001
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 00000001
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 the analogue of determining the coordinates of the spacecraft from the NS signals, including the emission of radio signals from the NS with known orbit parameters at known times, the reception of radio signals from n NS antennas (An) mounted on the spacecraft, from HC i in the fields of view of the corresponding antennas, determination of the distance between HC i and spacecraft from the difference in the times of reception and emission of a radio signal, determination of spacecraft coordinates from the measured ranges d i and coordinates
Figure 00000001
HC i as the coordinates of a point lying simultaneously on n spheres of radius d i with centers at points
Figure 00000002
(see Fig. 1). The analogue method is implemented on the ISS AS using the SIGI ASN device, which includes four antennas for receiving GPS GPS signals, which form microwave signals transmitted by GPS GPS, which via a microwave cable enter the NS range and coordinate formation unit (NS BFDK), which form the output signals of ranges d i from SC to NS and signals
Figure 00000001
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 00000001
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)

Способ-аналог реализуется следующим образом. Для измерения дальности di формируемые НС сигналы промодулированы специальным модулирующим сигналом, позволяющим по текущей модуляции принятого сигнала определить момент времени излучения этого сигнала НС. Считая, для простоты, что часы НС и часы приемника сигнала абсолютно точные, определяют дальность от НС до КА по формуле:The analogue method is implemented as follows. To measure the range d i, the generated NS signals are modulated by a special modulating signal, which allows determining the instant of emission of this NS signal from the current modulation of the received signal. Considering, for simplicity, that the NS clock and the signal receiver clock are absolutely accurate, determine the range from the NS to the SPACECRAFT by the formula:

Figure 00000003
Figure 00000003

где tПi - время приема i-го сигнала;where t Pi is the time of reception of the i-th signal;

tui - время излучения сигнала i-го НС;t ui is the radiation time of the signal of the i-th NS;

с - скорость света.c is the speed of light.

Для определения координат НС в любой требуемый момент времени в структуру сигнала НС закладывается так называемый сигнал данных, содержащий необходимую потребительскую информацию для решения навигационной задачи, в том числе и данные об эфемеридах НС. Эфемериды НС - это набор параметров, позволяющих вычислить координаты НС на любой момент времени. Например, (см. Глобальная Навигационная Спутниковая Система ГЛОНАСС ИКД ГЛОНАСС, Навигационный радиосигнал в диапазонах L1, L2, (редакция 5.1) М., 2008) для НС ГЛОНАСС эфемериды включают:To determine the coordinates of the NS at any required time, the so-called data signal is laid in the structure of the NS signal, which contains the necessary consumer information for solving the navigation problem, including data on the ephemeris of the NS. Ephemeris NS - a set of parameters that allow you to calculate the coordinates of the NS at any point in time. For example, (see GLONASS IKD GLONASS Global Navigation Satellite System, Navigation radio signal in the ranges L1, L2, (edition 5.1) M., 2008) for the GLONASS ephemeris include:

toe - опорное время эфемерид;t oe is the reference time of the ephemeris;

Figure 00000004
- координаты НС в момент toe;
Figure 00000004
- NS coordinates at time t oe ;

Figure 00000005
- скорость НС в момент toe.
Figure 00000005
- NS speed at the time t oe .

В навигационном приемнике в процессе обработки принятого от НС сигнала выделяются массивы данных, в том числе и массив эфемерид НС. Определение вектора координат НС в момент tП осуществляется путем интегрирования уравнений движения НС ГЛОНАСС от момента toe, для которого известен вектор состояния

Figure 00000006
Figure 00000007
до момента tП. В простейшем случае, если toe - tП мало (например, меньше 1 с), то интегрирование может быть выполнено по формуле:In the navigation receiver, in the process of processing the signal received from the NS, data arrays are allocated, including an array of ephemeris NS. The determination of the coordinate vector of the NS at time t P is carried out by integrating the equations of motion of the GLONASS NS from the moment t oe , for which the state vector is known
Figure 00000006
Figure 00000007
up to the moment t P. In the simplest case, if t oe - t P is small (for example, less than 1 s), then integration can be performed by the formula:

Figure 00000008
Figure 00000008

где

Figure 00000009
- известный вектор ускорения НС в точке
Figure 00000010
[1].Where
Figure 00000009
is the known acceleration vector of NS at a point
Figure 00000010
[1].

Аналогичные действия выполняются для всех НС, сигналы которых попадают в поле зрения антенн. В результате формируется массив di,

Figure 00000011
где i=1…n, n - число НС, видимых антенными. По значениям di и
Figure 00000001
определяют
Figure 00000012
В плоском случае определение координат
Figure 00000013
иллюстрирует фиг. 1, на которой вектор
Figure 00000014
является общей точкой пересечения всех n окружностей радиуса di с центрами в точках
Figure 00000015
Similar actions are performed for all NSs whose signals fall into the field of view of the antennas. As a result, an array d i is formed ,
Figure 00000011
where i = 1 ... n, n is the number of NS visible by the antennas. By the values of d i and
Figure 00000001
determine
Figure 00000012
In the flat case, the definition of coordinates
Figure 00000013
illustrated in FIG. 1 on which the vector
Figure 00000014
is the common intersection point of all n circles of radius d i with centers at the points
Figure 00000015

В пространственном случае координаты

Figure 00000016
определяются как решение системы n нелинейных уравнений:In the spatial case, the coordinates
Figure 00000016
are defined as a solution to a system of n nonlinear equations:

Figure 00000017
Figure 00000017

Устройство-аналог включает:The analog device includes:

- четыре антенны (Ан), установленных на поверхности КА;- four antennas (An) mounted on the surface of the spacecraft;

- четыре блока формирования дальностей и координат (БФДК) НС, на входы которых поступают СВЧ-сигналы от соответствующих антенн, а на выходах формируются сигналы дальностей di от КА до i-го НС и координат

Figure 00000018
i-го НС;- four blocks of formation of ranges and coordinates (BFDK) of the NS, the inputs of which receive microwave signals from the respective antennas, and the outputs form the signals of ranges d i from the SC to the i-th NS and coordinates
Figure 00000018
i-th National Assembly;

- четыре блока определения координат (БОК) КА, на входы которых поступают сигналы di и

Figure 00000019
от соответствующих УФДК НС, а на выходах формируются сигналы
Figure 00000020
- four blocks determining the coordinates (SIDE) of the spacecraft, the inputs of which receive signals d i and
Figure 00000019
from the corresponding UVDK NS, and signals are formed at the outputs
Figure 00000020

Аппаратура БФДК НС представляет собой так называемые корреляторы, выпускаемые во всем мире миллионными тиражами и обеспечивающими первичную обработку сигналов НС. Они производят первичные измерения, в том числе, измерения дальности и дешифровку информационных сигналов, в том числе, эфемерид, формируя векторы

Figure 00000021
The BFDK NS equipment is the so-called correlators produced worldwide in millions of copies and providing primary processing of NS signals. They make primary measurements, including range measurements and decryption of information signals, including ephemeris, forming vectors
Figure 00000021

БОК КА аппаратно представляет собой процессор, формирующий по векторам координат

Figure 00000022
НС, например, по алгоритму (2), вектор
Figure 00000023
путем решения системы (3).BOK KA hardware is a processor that generates coordinate vectors
Figure 00000022
NS, for example, according to algorithm (2), vector
Figure 00000023
by solving system (3).

Система SIGI АС МКС включает четыре одинаковых контура Ан-БФДК НС-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 00000024
В бортовой вычислительной системе (БВС) МКС значения векторов
Figure 00000025
проходят специальную обработку, результатом которой является гарантированное формирование осредненного вектора
Figure 00000026
The ISS AS SIGI AS system includes four identical An-BFDK NS-BOK KA circuits, since the antennas are greatly obscured by the ISS design elements, and, depending on the ISS orientation, the orientation of the solar panels and heat radiators of the station, on the position of the NS in the celestial sphere, in the field different antennas can get into the antenna’s view, as a result, different vectors are formed at the outputs of the BOC
Figure 00000024
In the onboard computer system (BVS) ISS, the values of the vectors
Figure 00000025
undergo special processing, the result of which is the guaranteed formation of an averaged vector
Figure 00000026

Недостатком аналога является то, что при работе АСН КА по сигналам группировки НС с частотным разделением сигналов, включающей пары диаметрально противоположных спутников-антиподов, работающих на одной частоте, происходят сбои и ошибочные измерения при попадании двух спутников пары в поле зрения одной антенны АСН КА. Например, частотное разделение навигационных сигналов реализовано в спутниковой системе ГЛОНАСС. Система включает 24 спутника, работающих на 12-и частотах. На одной и той же частоте работают спутники, находящиеся на диаметрально противоположных сторонах орбиты. В таком случае для наземного потребителя не может возникнуть ситуации, при которых спутники, работающие на одной частоте, одновременно попадают в поле зрения антенны АСН. Но такая ситуация возможна для космического потребителя. Пример такой ситуации приведен на фиг. 2, где в поле зрения антенны АСН КА находятся диаметрально противоположные НС. В этом случае, например, принимая сигналы от одного НС, АСН может выполнять навигационные расчеты в предположении, что принимаемый сигнал получен от другого НС. В этом случае формируются существенно ошибочные измерения. Такая ситуация возникала на МКС, в результате чего АСН МКС формировала текущую высоту полета ниже уровня моря.The disadvantage of the analogue is that when the ASN KA operates according to the signals of the NS grouping with frequency separation of signals, including pairs of diametrically opposite antipode satellites operating at the same frequency, malfunctions and erroneous measurements occur when two satellite satellites fall into the field of view of one ASN KA antenna. For example, the frequency separation of navigation signals is implemented in the GLONASS satellite system. The system includes 24 satellites operating at 12 frequencies. Satellites operating on diametrically opposite sides of the orbit operate at the same frequency. In this case, for the terrestrial consumer, a situation cannot arise in which satellites operating at the same frequency simultaneously fall into the field of view of the ASN antenna. But such a situation is possible for the space consumer. An example of such a situation is shown in FIG. 2, where diametrically opposite NSs are located in the field of view of the antenna of the ASN KA. In this case, for example, by receiving signals from one NS, the ASN can perform navigation calculations on the assumption that the received signal is received from another NS. In this case, significantly erroneous measurements are formed. This situation arose on the ISS, as a result of which the ISS ASN formed the current flight altitude below sea level.

Известен принятый в качестве прототипа способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающий излучение радиосигналов от навигационных спутников с известными параметрами орбиты в известные моменты времени, прием радиосигналов от навигационных спутников антеннами, установленными на космическом аппарате, от i навигационных спутников, находящихся в полях зрения соответствующих 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 00000027
навигационных спутников в моменты измерений, как координаты точки, лежащей одновременно на n сферах с центрами в точках
Figure 00000028
в котором определяют векторы от центра масс космического аппарата до антенн в связанной с космическим аппаратом системе координат, определяют ориентацию космического аппарата в гринвичской системе координат, определяют векторы от центра масс космического аппарата до антенн в гринвичской системе координат, определяют проекции этих векторов на направления от космического аппарата на навигационные спутники, суммируют эти проекции с измеренными дальностями соответствующих антенн, по полученным суммам определяют координаты космического аппарата (см. Патент на изобретение №2654321 «Способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников и устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников» Авторы: М.В. Михайлов, С.Н. Рожков).A known method of determining the coordinates of a spacecraft from the signals of navigation satellites, which includes emitting radio signals from navigation satellites with known orbit parameters at known times, receiving radio signals from navigation satellites with antennas installed on a spacecraft, from i navigation satellites in the fields is known view of the respective antennas, determining the range d i between i navigation satellites and the spacecraft by the time difference with volume and radiation of the radio signal, the determination of the coordinates of the spacecraft from the measured ranges and coordinates
Figure 00000027
navigation satellites at measurement times, as the coordinates of a point lying simultaneously on n spheres with centers at points
Figure 00000028
in which the vectors from the center of mass of the spacecraft to the antennas are determined in the coordinate system associated with the spacecraft, the orientation of the spacecraft in the Greenwich coordinate system is determined, the vectors from the center of mass of the spacecraft to the antennas in the Greenwich coordinate system are determined, and the projections of these vectors to the directions from the space spacecraft on navigation satellites, summarize these projections with the measured ranges of the respective antennas, determine the coordinates of the space of the machine (see patent for invention №2654321 «A method of determining the coordinates of the spacecraft from the signals of navigation satellites, and a device for determining coordinates of the spacecraft from the signals of navigation satellites," Authors:. MV Mikhailov, Rozhkov SN).

Устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников, реализующее способ-прототип, включающее m антенн, выходы которых подключены к соответствующим входам m блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, блок определения координат космического аппарата, а также блок ориентации и задатчик координат антенн, выходы которых подключены к соответствующим входам преобразователя координат антенн, выходы которого подключены к первым входам формирователей поправок дальностей, ко вторым входам которых 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 заявляемого устройства, (см. Патент на изобретение №2654321).A device for determining the coordinates of a spacecraft based on the signals of navigation satellites that implements a prototype method comprising m antennas, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of m blocks for forming the ranges and coordinates of navigation satellites, a block for determining the coordinates of the spacecraft, as well as an orientation unit and an antenna coordinate unit, outputs which are connected to the corresponding inputs of the antenna coordinate transformer, the outputs of which are connected to the first inputs of the range shapers, to watts the first inputs of which are connected to the first outputs of the units for forming the ranges and coordinates of navigation satellites, the outputs of the shapers of the corrections of ranges are connected to the inputs of m adders, the second inputs of which are connected to the second outputs of the units for forming the ranges and coordinates of navigation satellites, the outputs of the adders are connected to the first inputs of the unit for determining the coordinates of the spacecraft , to the second inputs of which the first outputs of the units for forming the ranges and coordinates of navigation satellites are connected, the output of the coordinates of the spacecraft is the output of the claimed device, (see Patent for invention No. 2654321).

Устройство-прототип определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников включает m антенн (Ан), выходы которых подключены к соответствующим входам m блоков формирования дальностей и координат (БФДК) навигационных спутников, а также блок определения координат (БОК) космического аппарата, блок ориентации (БО) и задатчик координат антенн (ЗКА), выходы которых подключены к соответствующим входам преобразователя координат антенн (ПКА), выходы которого подключены к первым входам формирователей поправок дальностей (ФПД), ко вторым входам которых подключены соответственно первые выходы блоков формирования дальностей и координат (БФДК) навигационных спутников, выходы формирователей поправок дальностей (ФПД) подключены к входам m сумматоров (С), ко вторым входам которых подключены вторые выходы блоков формирования дальностей и координат (БФДК) навигационных спутников, выходы сумматоров (С) подключены к первым входам блока определения координат (БОК) космического аппарата, ко вторым входам которого подключены первые выходы блоков формирования дальностей и координат (БФДК) навигационных спутников выход блока определения координат (БОК) космического аппарата является выходом заявляемого устройства.The prototype device for determining the coordinates of the spacecraft by the signals of navigation satellites includes m antennas (An), the outputs of which are connected to the corresponding inputs of m blocks for the formation of the ranges and coordinates (BFDK) of navigation satellites, as well as the block for determining the coordinates (BOC) of the spacecraft, orientation unit ( BO) and an antenna coordinate adjuster (ZKA), the outputs of which are connected to the corresponding inputs of the antenna coordinate converter (PKA), the outputs of which are connected to the first inputs of the range correction formers ( FPD), the second outputs of which are connected respectively to the first outputs of the distance and coordinate forming units of the navigation satellites, the outputs of the range corrector (FPD) are connected to the inputs of m adders (C), to the second inputs of which the second outputs of the ranging and coordinate forming units are connected (BFDK) navigation satellites, the outputs of the adders (C) are connected to the first inputs of the coordinate determination unit (BOC) of the spacecraft, to the second inputs of which are connected the first outputs of the range forming units her and the coordinates (BFK) of the navigation satellites, the output of the coordinate determination unit (BOC) of the spacecraft is the output of the claimed device.

Недостатком способа и устройства-прототипа является возможность сбоев и ошибочных измерений при работе АСН по сигналам НС с частотным разделением сигналов, включающих пары диаметрально противоположных спутников-антиподов, работающих на одной частоте, как это реализовано в системе ГЛОНАСС.The disadvantage of the prototype method and device is the possibility of failures and erroneous measurements during ASN operation using NS signals with frequency separation of signals, including pairs of diametrically opposite antipode satellites operating at the same frequency, as implemented in the GLONASS system.

Технический результат заключается в повышении точности определения орбиты КА, исключении сбоев и ошибочных измерений.The technical result consists in increasing the accuracy of determining the orbit of the spacecraft, eliminating failures and erroneous measurements.

Технический результат достигается тем, что в способе определения координат КА по сигналам навигационных спутников, включающем излучение 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 00000001
навигационных спутников в моменты измерений, как координаты точки, лежащей одновременно на n сферах с центрами в точках
Figure 00000028
определение ориентации космического аппарата в гринвичской системе координат, в отличие от известного, определяют углы между осями приемных антенн и направлениями на навигационные спутники с частотным разделением сигналов, включающими пары спутников, излучающих радиосигналы на одной частоте, определяют текущую высоту орбиты космического аппарата, фиксируют момент времени выхода из-за горизонта одного из пары спутников, отслеживание сигналов первого и второго спутников пары выполняют антеннами, для которых первый из спутников пары находится в поле зрения одной антенны, а второй из спутников пары находится в поле зрения другой антенны, при этом первый из спутников пары находится вне поля зрения второй антенны, а второй из спутников пары находится вне поля зрения первой антенны, определение координат космического аппарата выполняют по всем навигационным спутникам, не затененным Землей.The technical result is achieved by the fact that in the method of determining the coordinates of the spacecraft from the signals of navigation satellites, including the emission of radio signals from navigation satellites with known orbit parameters at known time instants, the tracking of radio signals by receiving antennas installed on the spacecraft from i navigation satellites in view corresponding receiving antennas, determining the range d i between i navigation satellites and the spacecraft based on the difference in the time of reception and radiation I radio signal, the determination of the coordinates of the spacecraft according to the measured ranges and coordinates
Figure 00000001
navigation satellites at measurement times, as the coordinates of a point lying simultaneously on n spheres with centers at points
Figure 00000028
determining the orientation of the spacecraft in the Greenwich coordinate system, in contrast to the known one, determine the angles between the axes of the receiving antennas and the directions to navigation satellites with frequency separation of signals, including pairs of satellites emitting radio signals at the same frequency, determine the current altitude of the spacecraft’s orbit, fix the time exit from the horizon of one of the pair of satellites, tracking the signals of the first and second satellites of the pair is performed by antennas for which the first of the satellites of the pair is in the field of view of one antenna, and the second of the pair’s satellites is in the field of view of the other antenna, while the first of the pair’s satellites is outside the field of view of the second antenna, and the second of the pair’s satellites is outside the field of view of the first antenna, the coordinates of the spacecraft are determined by to all navigation satellites not shaded by the Earth.

Технический результат достигается тем, что в устройстве определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников, реализующем способ, включающем m антенн, выходы которых подключены к соответствующим входам блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, выходы которых подключены к входам блока определения координат космического аппарата, выход которого является выходом заявляемого устройства, блок определения ориентации, в отличие от известного, в него дополнительно введены задатчик направления осей антенн в системе координат космического аппарата, выход которого подключен к входу преобразователя осей антенн в гринвичскую систему координат, ко второму входу которого подключен выход блока ориентации, задатчик начальных координат спутников, выход которого подключен к входу формирователя текущих координат спутников, выход которого подключен к первому входу формирователя углов направления на спутники, ко второму входу которого подключен выход преобразователя осей антенн в гринвичскую систему координат, а к третьему входу формирователя углов направления на спутники подключен выход блока определения координат космического аппарата, выход формирователя углов направления на спутники подключен к первому входу блока разрешения отслеживания спутников, формирователь текущей высоты полета космического аппарата, к входу которого подключен выход блока определения координат космического аппарата, а выход подключен к входу формирователя углового размера Земли, выход которого подключен ко второму входу блока разрешения отслеживания спутников, задатчик угла поля зрения антенн, выход которого подключен к третьему входу блока разрешения отслеживания спутников, выход которого подключен к входам антенн.The technical result is achieved by the fact that in the device for determining the coordinates of the spacecraft based on the signals of navigation satellites, which implements a method that includes m antennas, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of the units for forming ranges and coordinates of the navigation satellites, the outputs of which are connected to the inputs of the block for determining the coordinates of the spacecraft, the output which is the output of the inventive device, the orientation determination unit, in contrast to the known, an adjuster of input the axes of the antennas in the coordinate system of the spacecraft, the output of which is connected to the input of the converter of the axes of the antennas in the Greenwich coordinate system, the second input of which is connected to the output of the orientation unit, the initial coordinate unit of the satellites, the output of which is connected to the input of the shaper of the current coordinates of the satellites, the output of which is connected to the first input of the shaper of the directional angle to the satellites, the second input of which is connected to the output of the converter of the antenna axes in the Greenwich coordinate system, and to the third input the output of the satellite’s coordinates determining unit is connected to the satellite’s direction angle generator output, the satellite’s coordinates determining unit’s output is connected to the first input of the satellite tracking resolution unit, the spacecraft’s current altitude flight unit, the output of the spacecraft’s coordinates determining unit is connected to its input, and the output is connected to the input of the shaper of the angular size of the Earth, the output of which is connected to the second input of the satellite tracking permission block, the angle adjuster field of view of the antennas, the output of which is connected to the third input of the satellite tracking permission block, the output of which is connected to the inputs of the antennas.

Технический результат заключается в обеспечении возможности определения орбиты и повышение точности ее определения за счет увеличения числа НС, по измерениям которых осуществляется определение орбиты. Увеличение числа НС обеспечивается за счет создания возможности использовать для решения навигационной задачи всех НС группировки, не затененных Землей, включая пары НС-антиподов, излучающих сигналы на одной частоте.The technical result consists in providing the possibility of determining the orbit and increasing the accuracy of its determination by increasing the number of NS, the measurements of which determine the orbit. The increase in the number of NSs is ensured by creating the ability to use for solving the navigation problem all NSs of a group not shaded by the Earth, including pairs of NS antipodes emitting signals at the same frequency.

Суть изобретения поясняется графическими материалами, на которых приведены:The essence of the invention is illustrated by graphic materials, which show:

На фиг. 1 - графическая интерпретация решения задачи навигации по измеренным дальностям di и координатам НС

Figure 00000029
In FIG. 1 is a graphical interpretation of the solution to the problem of navigation along the measured ranges d i and the coordinates of the NS
Figure 00000029

На фиг. 2 - пример взаимного расположения КА и НС, когда сигналы двух диаметрально расположенных НС, работающих на одной частоте, попадают в поле зрения приемной антенны АСН КА;In FIG. 2 is an example of the mutual arrangement of the spacecraft and the NS, when the signals of two diametrically located NS operating at the same frequency fall into the field of view of the receiving antenna of the ASN of the spacecraft;

На фиг. 3 - геометрическая интерпретация предлагаемого способа - пример расположения НС, работающих на одной частоте, в полях зрения приемных антенн АСН-КА, в котором необходимо исключить отслеживание антенной 2 сигналов пары НС, работающих на одной частоте;In FIG. 3 is a geometric interpretation of the proposed method is an example of the location of the NS operating at the same frequency in the fields of view of the receiving antennas of the ASN-KA, in which it is necessary to exclude the antenna from tracking 2 signals of a pair of NS operating at the same frequency;

На фиг. 4 - блок-схема предлагаемого устройства;In FIG. 4 is a block diagram of the proposed device;

На фиг. 5 - графики числа видимых НС ГЛОНАСС и уровня геометрического фактора GDOP при работе прототипа;In FIG. 5 - graphs of the number of visible GLONASS NS and the level of the geometric factor GDOP during the operation of the prototype;

На фиг. 6 - графики числа видимых НС ГЛОНАСС и уровня геометрического фактора GDOP при использовании предлагаемого технического решения.In FIG. 6 - graphs of the number of visible GLONASS NS and the level of the geometric factor GDOP when using the proposed technical solution.

Сутью предлагаемого технического решения является обеспечение возможности использования для определения координат КА всех не затененных Землей НС, работающих по схеме ГЛОНАСС, использующей частотное разделение сигналов, в которой диаметрально противоположные спутники формируют сигналы на одной и той же частоте. В этом случае нельзя допустить, чтобы сигналы обоих спутников принимались одной антенной АСН КА. Фиг. 3 демонстрирует возможность такой ситуации, когда в поле зрения антенны Ан2 попадают оба спутника. В предлагаемом техническом решении при возникновении указанной ситуации антенна Ан2 прекращает отслеживание сигналов, передаваемых этими спутниками, а сигналы этих спутников отслеживаются другими антеннами Ан1 и Ан3, в поля зрения которых попадает только по одному спутнику из диаметрально противоположной пары НС1 и НС2.The essence of the proposed technical solution is the possibility of using for determining the coordinates of the spacecraft all NS not shaded by the Earth, operating according to the GLONASS scheme, using frequency separation of signals in which diametrically opposite satellites generate signals at the same frequency. In this case, it is impossible to allow the signals of both satellites to be received by one antenna of the ASN KA. FIG. 3 shows the possibility of such a situation when both satellites fall into the field of view of the antenna An2. In the proposed technical solution, when this situation occurs, the antenna An2 stops tracking the signals transmitted by these satellites, and the signals of these satellites are tracked by other antennas An1 and An3, whose field of view includes only one satellite from the diametrically opposite pair of HC1 and HC2.

Предлагаемое устройство демонстрирует фиг. 4, на которой приведена его блок-схема. Устройство определения координат КА по сигналам НС включает m антенн 1.1, 1.2, 1.3, выходы которых подключены к соответствующим входам m блоков формирования дальностей и координат (БФДК) 2.1, 2.2, 2.3 навигационных спутников, выходы которых подключены к входам блока определения координат (БОК) 3 КА, выход которого является выходом заявляемого устройства, блок ориентации (БО) 4, в устройство дополнительно введены: задатчик направления осей антенн (ЗНОА) 5 в системе координат КА, выход которого подключен к входу преобразователя осей антенн (ПОА) 6 в гринвичскую систему координат, ко воторому входу которого подключен выход БО 4, задатчик начальных координат спутников (ЗНКС) 7, выход которого подключен к входу формирователя текущих координат спутников (ФТКС) 8, выход которого подключен к первому входу формирователя углов направления на спутники (ФУНС) 9, ко второму входу которого подключен выход ПОА 6, а к третьему входу ФУНС 9 подключен выход БОК 3, выход ФУНС 9 подключен к первому входу блока разрешения отслеживания спутников (БРОС) 10, формирователь текущей высоты (ФТВ) 11 полета КА, к входу которого подключен выход БОК 3, а выход ФТВ 11 подключен к входу формирователя углового размера Земли (ФУРЗ) 12, выход которого подключен ко второму входу БРОС 10, задатчик угла поля зрения антенн (ЗУПЗА) 13, выход которого подключен к третьему входу БРОС 10, выход которого подключен к входам антенн 1.The apparatus of the invention is illustrated in FIG. 4, which shows its block diagram. The device for determining the coordinates of the spacecraft from the signals of the NS includes m antennas 1.1, 1.2, 1.3, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of m blocks for the formation of ranges and coordinates (BFDK) 2.1, 2.2, 2.3 of navigation satellites, the outputs of which are connected to the inputs of the block for determining coordinates (BOC) 3 KA, the output of which is the output of the claimed device, an orientation unit (BO) 4, the device is additionally introduced: a setter for the direction of the axes of the antennas (ZNOA) 5 in the coordinate system of the KA, the output of which is connected to the input of the converter of the axes of the antennas (POA) 6 in greenwich coordinate system, to the second input of which the output of BO 4 is connected, a satellite initial coordinate coordinator (ZNKS) 7, the output of which is connected to the input of the current satellite position former (FTKS) 8, the output of which is connected to the first input of the satellite direction finder (FCS) 9, to the second input of which the output of POA 6 is connected, and the output of the SOCKET 3 is connected to the third input of the FUNS 9, the output of the FUNS 9 is connected to the first input of the satellite tracking permission unit (BROS) 10, the current altitude former (FTW) 11 of the spacecraft’s flight, to the input whose The output of BOK 3 is connected, and the output of FTV 11 is connected to the input of the Earth's angular size shaper (FURZ) 12, the output of which is connected to the second input of BROS 10, the antenna field of view angle adjuster (ZUPZA) 13, the output of which is connected to the third input of BROS 10, the output which is connected to the inputs of the antennas 1.

Рассмотрим функционирование предлагаемого решения.Consider the functioning of the proposed solution.

Предлагаемой устройство для m=3 включает антенны 1.1, 1.2, 1.3 приема сигналов навигационных спутников, формирующих СВЧ-сигналы, передаваемые по СВЧ-кабелям в три соответствующие БФДК 2.1, 2.2, 2.3, формирующее на выходе сигналы дальностей dij от Антi до HCij и сигналы координат

Figure 00000030
соответствующих НС, формируемых по принимаемым эфемеридам НС, выходы БФДК подключены к соответствующим входам БОК 3, формирующему по принятым данным вектор координат КА, выход БОК 3 является и выходом всего устройства, БО 4 формирует на выходе матрицу АГ-С перехода из гринвичской системы координат (ГСК) в связанную с КА систему координат (ССК), ЗНОА 5 формирует единичные векторы осей антенн АСН в ССК
Figure 00000031
являющиеся константами, выходы ЗНОА 5 и выход БО 4 поступают на входы ПОА 6, обеспечивающего преобразование осей антенн из ССК в ГСК путем умножения матрицы АГ-С на векторы
Figure 00000031
в результате чего формируются векторы
Figure 00000031
ЗНКС 7 формируют константы, содержащиеся в принимаемом альманахе ГЛОНАСС, соответствующие начальным координатам НС в ГСК. Выход ЗНКС 7 поступает на вход ФТКС 8, обеспечивающий преобразование начальных координат НС к текущим путем интегрирования уравнений движения спутника от начального момента t0 до текущего момента t, выход ФТКС 8 подключен к входу ФУНС 9, ко второму входу которого подключен выход ПОА 6, формирующего направление осей антенн в ГСК. К третьему входу ФУНС 9 подключен выход БОК 3, формирующий вектор текущих координат КА
Figure 00000032
ФУНС 14 по текущим координатам НС и КА, и векторам направлений антенн формирует углы ϕAij между направлениями осей антенн и направлением на HCj. Выход ФУНС 9 ϕAij подключен к первому входу БРОС 10. К входу ФТВ 11 подключен выход БОК 3, формирующий вектор текущих координат КА
Figure 00000033
. На выходе ФТВ 11 по вектору координат КА
Figure 00000033
и известному радиусу Земли формируется текущая высота орбиты КА Н. Выход ФТВ 11 подключен к входу ФУРЗ 12, в котором на текущей высоте КА и известному радиусу Земли формируется угловой размер Земли ϕ. Выход ФУРЗ 12 подключен к третьему входу БРОС 10, в котором для всех антенн и всех НС, находящихся в полях зрения соответствующих антенн, но не затененных Землей, формируются сигналы разрешения отслеживания сигналов j-х НС i-ми антеннами. Для этого для каждой пары спутников, передающих сигналы на одной частоте, по углам ϕij выполняется проверка на наличие двух НС в поле зрения одной антенны. В этом случае БРОС 10 снимает сигнал разрешения отслеживания данной антенной этих НС. Выходы БРОС 10 представляют собой например, релейные сигналы разрешения отслеживания спутников соответствующим антеннам. При нахождении пары спутников, работающих на одной частоте, в поле зрения одной антенны, сигнал разрешения снимается, и данная пара спутников прекращает отслеживаться данной антенной, но они продолжают отслеживаться другими антеннами, в поле зрения которых попадает только один НС пары. Например, на фиг. 3 показаны положения пары НС в полях зрения антенн Ант 1, Ант. 2, Ант 3. Так как оба спутника пары одновременно находятся в поле зрения Ант 2, БРОС 10, в соответствии с описанной логикой работы, снимает разрешение на отслеживание этих спутников антенной Ант 2. Но разрешение отслеживания не снимается для антенн Ант 1 и Ант 3, так как в их полях зрения находятся только по одному НС пары. Поэтому оба НС пары продолжают отслеживаться, в результате измерения координат КА выполняются по всем НС, не затененным Землей, в то время, как в прототипе такие спутники исключаются из мерного созвездия.The proposed device for m = 3 includes antennas 1.1, 1.2, 1.3 for receiving signals from navigation satellites generating microwave signals transmitted through microwave cables to three corresponding BFDKs 2.1, 2.2, 2.3, generating output signals of ranges d ij from Ant i to HC ij and coordinate signals
Figure 00000030
the corresponding NS formed by the received ephemeris NS, the BFDK outputs are connected to the corresponding inputs of the BOC 3, which forms the coordinate vector of the spacecraft according to the received data, the output of the BOC 3 is the output of the entire device, the BO 4 generates the matrix A G – C of the transition from the Greenwich coordinate system at the output (GSK) in the coordinate system associated with the SC (SSK), ZNOA 5 forms the unit vectors of the axes of the ASN antennas in the SSK
Figure 00000031
being constants, the outputs of the ZNOA 5 and the output of BO 4 are fed to the inputs of the POA 6, which provides the transformation of the antenna axes from the SSC to the HSC by multiplying the matrix A G-C by vectors
Figure 00000031
as a result of which vectors are formed
Figure 00000031
ZNKS 7 form the constants contained in the received GLONASS almanac, corresponding to the initial coordinates of the NS in the HSC. The output of the ZNKS 7 is fed to the input of the FTKS 8, which provides the conversion of the initial coordinates of the NS to the current by integrating the equations of motion of the satellite from the initial moment t 0 to the current moment t, the output of the FTKS 8 is connected to the input of the FUNS 9, to the second input of which the output of POA 6 is connected, forming the direction of the axes of the antennas in the GSK. The output of BOK 3 is connected to the third input of the FUNS 9, forming a vector of the current coordinates of the spacecraft
Figure 00000032
FUNS 14 on the current coordinates of the NS and SC, and the direction vectors of the antennas forms the angles ϕ Aij between the directions of the axes of the antennas and the direction to HC j . The output of the FCS 9 ϕ Aij is connected to the first input of the BROS 10. The input of the SOC 3 is connected to the input of the FTV 11, forming a vector of the current coordinates of the spacecraft
Figure 00000033
. At the output of FTW 11 according to the spacecraft coordinate vector
Figure 00000033
and the Earth’s known radius is formed by the current orbit of the spacecraft N. The output of the FTV 11 is connected to the FURZ input 12, in which the angular size of the Earth ϕ is formed at the current spacecraft height and the known radius of the Earth. The output of the FURZ 12 is connected to the third input of the BROS 10, in which, for all antennas and all NSs that are in the fields of view of the corresponding antennas, but not shaded by the Earth, resolution signals for tracking signals of j-NSs by i-antennas are generated. For this, for each pair of satellites transmitting signals at the same frequency, angles ϕ ij are checked for the presence of two NS in the field of view of one antenna. In this case, BROS 10 removes the enable signal tracking this antenna of these NS. The outputs of the BROS 10 are, for example, relay signals for satellite tracking resolution to the respective antennas. When a pair of satellites operating at the same frequency is in the field of view of one antenna, the resolution signal is removed, and this pair of satellites ceases to be tracked by this antenna, but they continue to be tracked by other antennas, in the field of view of which only one NS pair falls. For example, in FIG. 3 shows the positions of the pair of NS in the fields of view of the antennas Ant 1, Ant. 2, Ant 3. Since both satellites of the pair are simultaneously in the field of view of Ant 2, BROS 10, in accordance with the described logic of operation, removes permission to track these satellites with Ant 2 antenna. But tracking resolution is not removed for Ant 1 and Ant 3 antennas , since in their fields of view there are only one NS pair. Therefore, both NS pairs continue to be monitored, as a result of measuring the coordinates of the spacecraft, they are performed for all NS not shaded by the Earth, while in the prototype such satellites are excluded from the dimensional constellation.

Графики, приведенные на фиг. 5 и 6, демонстрируют положительный эффект предложенного решения при работе АСН по сигналам спутников системы ГЛОНАСС, в которой 24 НС разбиты на 12 диаметрально расположенных пар, работающих на одной частоте. На фиг. 5 приведены графики числа используемых НС ГЛОНАСС в АСН низкоорбитального КА с высотой орбиты 400 км, а также величины геометрического фактора GDOP при работе по прототипу, когда, с целью исключения возможности одновременного попадания в поле зрения одной антенны двух спутников пары, антенны отслеживают только спутники, находящиеся на 5° выше плоскости местного горизонта. Из приведенных графиков видно, что число используемых НС на интервале 100000 с в среднем составляет 7 спутников, а уровень GDOP в среднем составляет величину 2,3. На фиг. 6 приведены аналогичные графики для предлагаемого технического решения, позволяющего принимать в обработку все видимые (не затененные Землей) спутники. Из приведенных графиков видно, что среднее число НС, используемых для решения навигационной задачи, составляет 13 спутников, а средний уровень GDOP, благодаря увеличению числа НС, по сравнению с прототипом понизился более чем в два раза и составил величину 1,05. Это означает, что точность навигации при реализации предложенного решения, возрастающая обратно пропорционально величине уровня GDOP, повысится в ~2 раза. Следует заметить, что из-за малого числа видимых НС ГЛОНАСС, при использовании известного технического решения, и из-за высокого уровня GDOP в измерениях АСН имеются интервалы времени, когда решение навигационной задачи отсутствует. Предлагаемое техническое решение обеспечивает почти двукратное увеличение числа используемых для навигации НС, благодаря чему интервалы отсутствия навигационного решения исключаются, и навигация по сигналам ГЛОНАСС может выполняться без параллельного использования сигналов спутников GPS.The graphs shown in FIG. 5 and 6, demonstrate the positive effect of the proposed solution during the operation of the ASN according to the signals of the GLONASS satellites, in which 24 NS are divided into 12 diametrically arranged pairs operating at the same frequency. In FIG. Figure 5 shows graphs of the number of GLONASS NS used in the ASN of a low-orbit spacecraft with an altitude of 400 km, as well as the magnitude of the GDOP geometric factor when working on the prototype, when, in order to exclude the possibility of two pairs of satellites simultaneously entering the field of view, only satellites track the antennas, located 5 ° above the plane of the local horizon. It can be seen from the graphs that the number of NS used in the interval of 100,000 s averages 7 satellites, and the GDOP level averages 2.3. In FIG. Figure 6 shows similar graphs for the proposed technical solution, which allows for processing all visible satellites (not shaded by the Earth). The graphs show that the average number of NSs used to solve the navigation problem is 13 satellites, and the average GDOP level, due to an increase in the number of NSs, decreased by more than two times compared to the prototype and amounted to 1.05. This means that the navigation accuracy during the implementation of the proposed solution, which increases inversely with the value of the GDOP level, will increase by ~ 2 times. It should be noted that due to the small number of visible GLONASS NS, when using the known technical solution, and because of the high GDOP level in the ASN measurements, there are time intervals when there is no solution to the navigation problem. The proposed technical solution provides an almost twofold increase in the number of NSs used for navigation, so that intervals of the absence of a navigation solution are eliminated, and navigation using GLONASS signals can be performed without using parallel GPS satellite signals.

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 7.12. 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 Авторы: М.В. Михайлов, С.Н. Рожков / Заявка №2016129647 / Приоритет изобретения 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 Authors: M.V. Mikhailov, S.N. Rozhkov / Application No. 2016129647 / Priority of the invention July 19, 2016

Claims (2)

1. Способ определения координат КА по сигналам навигационных спутников, включающий излучение 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 00000034
навигационных спутников в моменты измерений как координаты точки, лежащей одновременно на n сферах с центрами в точках
Figure 00000034
, определение ориентации космического аппарата в гринвичской системе координат, отличающийся тем, что определяют углы между осями приемных антенн и направлениями на навигационные спутники с частотным разделением сигналов, включающие пары спутников, излучающих радиосигналы на одной частоте, определяют текущую высоту орбиты космического аппарата, фиксируют момент времени выхода из-за горизонта одного из пары спутников, отслеживание сигналов первого и второго спутников пары выполняют антеннами, для которых первый из спутников пары находится в поле зрения одной антенны, а второй из спутников пары находится в поле зрения другой антенны, при этом первый из спутников пары находится вне поля зрения второй антенны, а второй из спутников пары находится вне поля зрения первой антенны, определение координат космического аппарата выполняют по всем навигационным спутникам, не затененным Землей.1. A method for determining the coordinates of a spacecraft from the signals of navigation satellites, including the emission of 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 in the fields of view of the corresponding receiving antennas, determining distance i d i between the navigation satellites and spacecraft on time difference of reception and signal emission, cosmic definition coordinates eskogo unit of measurement of distance and coordinates
Figure 00000034
navigation satellites at measurement times as the coordinates of a point lying simultaneously on n spheres with centers at points
Figure 00000034
, determining the orientation of the spacecraft in the Greenwich coordinate system, characterized in that the angles between the axes of the receiving antennas and the directions to the navigation satellites with frequency separation of signals, including pairs of satellites emitting radio signals at the same frequency, are determined, the current altitude of the spacecraft’s orbit is determined, the moment of time is fixed exit from the horizon of one of the pair of satellites, tracking the signals of the first and second satellites of the pair is performed by antennas for which the first of the satellites of the pair is is located in the field of view of one antenna, and the second of the pair’s satellites is in the field of view of the other antenna, while the first of the pair’s satellites is outside the field of view of the second antenna, and the second of the pair’s satellites is outside the field of view of the first antenna, the coordinates of the spacecraft are determined by to all navigation satellites not shaded by the Earth. 2. Устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников, реализующее способ по п. 1, включающее m антенн, выходы которых подключены к соответствующим входам блоков формирования дальностей и координат навигационных спутников, выходы которых подключены к входам блока определения координат космического аппарата, выход которого является выходом заявляемого устройства, блок определения ориентации, отличающееся тем, что в устройство дополнительно введены задатчик направления осей антенн в системе координат космического аппарата, выход которого подключен к входу преобразователя осей антенн в гринвичскую систему координат, ко второму входу которого подключен выход блока ориентации, задатчик начальных координат спутников, выход которого подключен к входу формирователя текущих координат спутников, выход которого подключен к первому входу формирователя углов направления на спутники, ко второму входу которого подключен выход преобразователя осей антенн в гринвичскую систему координат, а к третьему входу формирователя углов направления на спутники подключен выход блока определения координат космического аппарата, выход формирователя углов направления на спутники подключен к первому входу блока разрешения отслеживания спутников, формирователь текущей высоты полета космического аппарата, к входу которого подключен выход блока определения координат космического аппарата, а выход подключен к входу формирователя углового размера Земли, выход которого подключен ко второму входу блока разрешения отслеживания спутников, задатчик угла поля зрения антенн, выход которого подключен к третьему входу блока разрешения отслеживания спутников, выход которого подключен к входам антенн.2. A device for determining the coordinates of the spacecraft based on the signals of navigation satellites that implements the method according to claim 1, including m antennas, the outputs of which are connected to the corresponding inputs of the units for forming ranges and coordinates of the navigation satellites, the outputs of which are connected to the inputs of the block for determining the coordinates of the spacecraft, the output of which is the output of the inventive device, an orientation determining unit, characterized in that an adjuster for the direction of the antenna axes in the coor system is additionally introduced into the device the spacecraft dinate, the output of which is connected to the input of the antenna axis converter in the Greenwich coordinate system, to the second input of which the output of the orientation unit is connected, the satellite initial coordinate generator, the output of which is connected to the input of the current satellite position former, the output of which is connected to the first input of the direction angle former to satellites, to the second input of which the output of the converter of the antenna axes to the Greenwich coordinate system is connected, and is directed to the third input of the angle former I’m connected to the satellites the output of the spacecraft coordinates determining unit, the output of the directional angle shaper to the satellites is connected to the first input of the satellite tracking resolution block, the current flight altitude shaper of the spacecraft, the input of which is the output of the spacecraft’s coordinates determining unit, and the output is connected to the shaper’s input the angular size of the Earth, the output of which is connected to the second input of the satellite tracking permission block, the antenna field of view angle adjuster, the output of which connected to the third input of the tracking resolution satellites, whose output is connected to inputs of the antennas.
RU2019116470A 2019-05-28 2019-05-28 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 RU2712365C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019116470A RU2712365C1 (en) 2019-05-28 2019-05-28 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
RU2019116470A RU2712365C1 (en) 2019-05-28 2019-05-28 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
RU2712365C1 true RU2712365C1 (en) 2020-01-28

Family

ID=69625188

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019116470A RU2712365C1 (en) 2019-05-28 2019-05-28 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) RU2712365C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3227547A1 (en) * 1982-07-23 1984-02-02 Teldix Gmbh, 6900 Heidelberg Navigation system
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 (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3227547A1 (en) * 1982-07-23 1984-02-02 Teldix Gmbh, 6900 Heidelberg Navigation system
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

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
US7197381B2 (en) Navigational system and method utilizing sources of pulsed celestial radiation
CA2837179C (en) Determining spatial orientation information of a body from multiple electromagnetic signals
US9453903B2 (en) Satellite orbital determination (OD) using Doppler and Kepler orbital elements
Guo et al. Space electronic reconnaissance: localization theories and methods
US20120032835A1 (en) Three-dimensional target tracking
US11965954B2 (en) Apparatus and method for monitoring objects in space
IL169855A (en) System and method for enabling determination of a position of a receiver
Goswami et al. Potential of Multi-constellation Global Navigation Satellite System in Indian Missile Test Range Applications.
US10620296B1 (en) System for positioning, navigation, and time (PNT)
CN110823191A (en) Method and system for determining ocean current measurement performance of mixed baseline dual-antenna squint interference SAR
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
CN113064195A (en) High-precision low-calculation carrier attitude measurement method utilizing multi-antenna geometric features
Hwang et al. TDOA-based ASF map generation to increase Loran positioning accuracy in Korea
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
Sadeghi et al. Positioning of geostationary satellite by radio interferometry
Yang et al. Availability analysis of GNSS signals above GNSSs constellation
US11300687B2 (en) Discriminating and mitigating SNS spoofing signals
RU2580827C1 (en) Method for angular orientation of object
Fateev et al. The use of GNSS technologies for high-precision navigation geostationary spacecraft
Cheung et al. Differencing Methods for 3D Positioning of Spacecraft
Hao et al. A new passive localization method of the interference source for satellite communications
RU2706638C2 (en) Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites
Shyshkov et al. Computer Modelling of Autonomous Satellite Navigation Characteristics on Geostationary Orbit
RU2726916C1 (en) Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites