RU2726916C1 - Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников - Google Patents

Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников Download PDF

Info

Publication number
RU2726916C1
RU2726916C1 RU2019136951A RU2019136951A RU2726916C1 RU 2726916 C1 RU2726916 C1 RU 2726916C1 RU 2019136951 A RU2019136951 A RU 2019136951A RU 2019136951 A RU2019136951 A RU 2019136951A RU 2726916 C1 RU2726916 C1 RU 2726916C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
antennas
spacecraft
measurement
signals
pair
Prior art date
Application number
RU2019136951A
Other languages
English (en)
Inventor
Михаил Васильевич Михайлов
Александр Сергеевич Семенов
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 RU2019136951A priority Critical patent/RU2726916C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2726916C1 publication Critical patent/RU2726916C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation

Landscapes

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

Abstract

Предлагаемое изобретение относится к области навигации космических аппаратов (КА). Способ определения угловой ориентации КА по сигналам навигационных спутников (НС) включает излучение радиосигналов от НС с известными параметрами орбиты, формирование и выдачу команд на прием сигналов выбранных НС на каналы приемного устройства, установленного на КА, выделение каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех НС сигналов спутников, соответствующих выданным командам и прием этих сигналов при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из n антенн приемного устройства с известными единичными непараллельными векторами направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат КА. Определение текущих координат КА по принимаемым сигналам НС, измерение интегральных фаз одного и того же j-го НС из общего созвездия спутников, видимых i-й парой антенн. При этом исключается необходимость раскрытия фазовой неопределенности за счет проведения серии фазовых измерений при стабилизации КА по приращениям интегральных фаз одних и тех же НС текущего созвездия i-й пары антенн. Ориентация определяется на момент первого измерения серии и преобразовывается к текущему моменту времени. Технический результат заключается в определении ориентации КА только по измерениям аппаратуры спутниковой навигации (АСН) без использования измерений от других систем при произвольной неизвестной ориентации КА. 2 ил.

Description

Предполагаемое изобретение относится к области навигации космических аппаратов (КА) по сигналам навигационных спутников (НС), входящих в состав Глобальных Спутниковых Навигационных систем (ГСНС), например, по сигналам НС ГЛОНАСС и/или GPS, для обеспечения определения ориентации КА.
В настоящее время на ряде КА установлена аппаратура спутниковой навигации (АСН), определяющая не только текущие координаты и скорость КА, но и его ориентацию. Например, на американском сегменте Международной Космической Станции (МКС) установлена АСН SIGI, работающая по сигналам спутников GPS и обеспечивающая определение как текущих координат, так и ориентации МКС. Способ определения ориентации по сигналам навигационных спутников, реализованный на американском сегменте МКС в системе SIGI, принят авторами в качестве способа-аналога. Этот способ определения ориентации КА по сигналам НС, включающий излучение радиосигналов от НС с известными параметрами орбиты, формирование и выдачу команд на прием сигналов выбранных навигационных спутников на каналы приемного устройства, установленного на космическом аппарате, выделение каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналов спутников, соответствующих выданным командам, и прием этих сигналов при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из n антенн приемного устройства с известными единичными непараллельными векторами
Figure 00000001
направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат КА по принимаемым сигналам НС, определение единичных векторов
Figure 00000002
направлений от КА на НС по координатам НС и КА, измерения интегральных фаз сигналов одного и того же НС, принятых i-й парой антенн, вектор которой
Figure 00000003
в ССК определяется как разность координат
Figure 00000004
и
Figure 00000005
i-й и j-й антенн, формирование сигналов разностей интегральных фаз, формирование сигналов целых частей разностей интегральных фаз по длине волны несущего сигнала λ0 путем округления сигнала разности интегральных фаз до ближайшего целого по длине волны λ0, формирование дробных частей разностей интегральных фаз по разности интегральных фаз и целой части разностей интегральных фаз, определение начальной матрицы ориентации с помощью датчиков ориентации, определение оценки сигналов разностей интегральных фаз по начальной матрице ориентации, координатам антенн в ССК и векторам направлений антенн
Figure 00000006
от КА на НС, определение оценки сигналов целых частей разностей интегральных фаз по длине волны несущего сигнала λ0 путем округления оценки сигнала разности интегральных фаз до ближайшего целого по длине волны λ0, формирование измеренного значения разности интегральных фаз Uи путем суммирования сформированной оценки сигналов целых частей разностей интегральных фаз и соответствующих дробных частей измеренной разности интегральных фаз, определение по сформированным разностям интегральных фаз и направлениям
Figure 00000007
от КА на НС в ГСК векторов пар антенн в ГСК по формуле:
Figure 00000008
где В - матрица, составленная из векторов направлений
Figure 00000009
Figure 00000010
- вектор, составленный из сформированных разностей интегральных фаз.
Ориентацию КА в ГСК определяют в соответствии с матрицей ориентации АГ-С, формируемой по формуле:
Figure 00000011
где LC - матрица, составленная из векторов пар антенн
Figure 00000012
в ССК;
LГ - матрица, составленная из полученных векторов
Figure 00000013
этих же пар антенн в ГСК. (см., например, В.Д. Дишель, В.Л. Паластин. Методы навигации и ориентации геостационарных и высокоэллиптических космических аппаратов при использовании БИНС, корректируемой по кодовым и фазовым измерениям ГЛОНАСС/GPS. X Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам. СПб, «Электроприбор», 2003 г).
Способ-аналог реализуется следующим образом. НС GPS излучают радиосигналы, несущая частота которых имеет определенную одинаковую для всех НС GPS длину волны λ0. Синусоидальный несущий сигнал промодулирован специальным модулирующим сигналом, несущим информацию о параметрах орбит НС и позволяющим определять координаты потребителя. Способ определения координат КА (потребителя) по сигналам НС описан, например, в работе [1] и реализуется во всех навигационных приемниках. Для вопроса определения ориентации КА детали способа определения его координат не существенны, хотя координаты КА используются и для реализации способа ориентации. Для определения ориентации сигнал одного и того же НС должен приниматься как минимум парой антенн, в общем случае n парами антенн, установленными на КА. Для каждой i-й пары антенн известны ее координаты
Figure 00000014
в ССК как разности координат
Figure 00000015
и
Figure 00000016
соответствующих антенн в ССК.
Недостатком способа-аналога является необходимость получения начальной информации об ориентации КА (начального приближения матрицы ориентации
Figure 00000017
) от других систем. В условиях отсутствия начальной информации об ориентации КА может оказаться, что он повернут в пространстве таким образом, что в поле зрения антенн АСН не попадают НС, или число НС, попадающих в поле зрения антенн АСН, недостаточно для определения ориентации по сигналам НС.
На американском сегменте МКС начальная оценка ориентации
Figure 00000018
формируется по данным ориентации российского сегмента, определяемой по звездным датчикам, после чего матрица ориентации американского сегмента МКС определяется по измерениям АСН SIGI автономно без использования данных российского сегмента Таким образом, для «запуска» режима ориентации по измерениям АСН SIGI в начальный момент требуется информация об ориентации от внешнего источника, что является существенным недостатком системы ориентации по измерениям АСН SIGI, так как в принципе от этого внешнего источника можно было бы получать матрицу ориентации непрерывно без использования АСН, что и реализуется на российском сегменте МКС. Другим недостатком аналога АСН SIGI является то, что центральные оси визирования всех антенн АСН установлены на МКС параллельно друг другу. Это ограничивает возможности по угловому маневру КА. Например, если КА развернули в пространстве таким образом, что оси антенн направлены на Землю, то в поле зрения антенн НС будут отсутствовать, и выполнить определение ориентации по измерениям АСН будет невозможно.
Данный недостаток устранен в способе-прототипе, за который принят способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников, реализованный на КА «Союз» и «Прогресс» по измерениям аппаратуры спутниковой навигации АСН-К (см. М.В. Михайлов Метод определения ориентации космических аппаратов по измерениям асинхронных приемников GPS-ГЛОНАСС. Вестник компьютерных и информационных технологий. М., Машиностроение, №6, 2009). На КА «Союз» и «Прогресс» центральные оси визирования антенн АСН установлены не параллельно друг другу, а под некоторыми углами, благодаря чему при любом угловом положении КА в поля зрения каких-то антенн всегда будут попадать те или иные НС.
Способ-прототип определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников включает излучение радиосигналов от НС с известными параметрами орбиты, формирование и выдачу команд на прием сигналов выбранных навигационных спутников на каналы приемного устройства, установленного на космическом аппарате, выделение каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналов спутников, соответствующих выданным командам, и прием этих сигналов при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из n антенн приемного устройства с известными единичными непараллельными векторами
Figure 00000019
направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат КА по принимаемым сигналам НС, определение единичных векторов
Figure 00000020
направлений от КА на НС по координатам НС и КА, измерения интегральных фаз сигналов одного и того же НС, принятых i-й парой антенн, вектор которой
Figure 00000021
в ССК определяется как разность координат
Figure 00000022
и
Figure 00000023
i-й и j-й антенн, формирование сигналов разностей интегральных фаз, формирование сигналов целых частей разностей интегральных фаз по длине волны несущего сигнала λ0 путем округления сигнала разности интегральных фаз до ближайшего целого по длине волны λ0, формирование дробных частей разностей интегральных фаз по разности интегральных фаз и целой части разностей интегральных фаз, определение начальной матрицы ориентации с помощью датчиков ориентации, определение оценки сигналов разностей интегральных фаз по начальной матрице ориентации, координатам антенн в ССК и векторам направлений антенн
Figure 00000024
от КА на НС, определение оценки сигналов целых частей разностей интегральных фаз по длине волны несущего сигнала λ0 путем округления оценки сигнала разности интегральных фаз до ближайшего целого по длине волны λ0, формирование измеренного значения разности интегральных фаз
Figure 00000025
путем суммирования сформированной оценки сигналов целых частей разностей интегральных фаз и соответствующих дробных частей измеренной разности интегральных фаз, определение по сформированным разностям интегральных фаз и направлениям
Figure 00000026
на КА в ГСК векторов пар антенн в ГСК по формуле:
Figure 00000027
где В - матрица, составленная из векторов направлений
Figure 00000028
Figure 00000029
- вектор, составленный из сформированных разностей интегральных фаз.
Ориентацию КА в ГСК определяют в соответствии с матрицей ориентации АГ-С, формируемой по формуле:
Figure 00000030
где LC - матрица, составленная из векторов пар антенн
Figure 00000031
в ССК;
LГ - матрица, составленная из полученных векторов
Figure 00000032
этих же пар антенн в ГСК.
Способ-прототип реализуется следующим образом. НС GPS излучают радиосигналы, несущая частота которых имеет определенную одинаковую для всех НС GPS длину волны λ0. Синусоидальный несущий сигнал промодулирован специальным модулирующим сигналом, несущим информацию о параметрах орбит НС и позволяющим определять координаты потребителя. Способ определения координат КА (потребителя) по сигналам НС описан, например, в работе [1] и реализуется во всех навигационных приемниках. Для вопроса определения ориентации КА детали способа определения его координат не существенны, хотя координаты КА используются и для реализации способа ориентации. Для определения ориентации сигнал одного и того же НС должен приниматься как минимум парой антенн, в общем случае n парами антенн, установленными на КА. Для каждой i-й пары антенн известны ее координаты
Figure 00000033
в ССК как разности координат
Figure 00000034
и
Figure 00000035
соответствующих антенн в ССК.
Каждая антенна может принимать сигналы нескольких НС при двух условиях: в приемном устройстве сформирована и выдана команда на прием сигнала данного НС данной антенной, т.е. приемное устройство осуществляет поиск сигнала НС с заданным номером в суммарном радиосигнале, принимаемом данной антенной; данный НС физически находится в поле зрения данной антенны и его сигнал может быть найден в суммарном радиосигнале, принимаемом данной антенной. Принимая сигналы одного и того же НС парой антенн приемное устройство реализует фазовый метод определения ориентации КА, заключающийсяся в измерении интегральных фаз сигналов НС путем интегрирования фазы несущего сигнала, принимаемого антеннами пары, по которым формируют сигналы разностей интегральных фаз, содержащих некоторое неопределенное число N целых длин волн λ0 несущего сигнала и дробную часть фазы. Величина разности интегральной фазы пары антенн равна:
ΔL=N⋅λ0+Δλ0,
где λ0 - длина волны несущего сигнала (~19 см);
Δλ0 - дробная часть, величина которой находится в диапазоне:
-0,5λ0<Δλ0<0,5λ0;
N⋅λ0 - целая часть разности интегральной фазы.
Так как каждая антенная пара начинает принимать сигнал одного и того же НС в разные моменты времени, то число целых длин волн N в формируемой разности интегральных фаз может быть произвольным и не отвечает геометрии расположения НС и вектора пары антенн. В идеале, если бы сигнал НС начинал приниматься антенными парами синхронно, то разность интегральных фаз
Figure 00000036
была равна проекции вектора пары
Figure 00000037
на направление
Figure 00000038
на соответствующий НС, т.е. выполнялось бы равенство:
Figure 00000039
где
Figure 00000040
- истинное число длин волн;
Figure 00000041
- вектор пары антенн в ГСК.
Оценку истинного числа длин волн
Figure 00000042
можно получить, если известно начальное приближение матрицы ориентации
Figure 00000043
. Тогда можно определить оценку
Figure 00000044
по формуле:
Figure 00000045
где
Figure 00000046
- известный вектор пары антенн в ССК.
Оценка истинной разности интегральных фаз
Figure 00000047
будет равна:
Figure 00000048
Из-за наличия ошибки оценки матрицы ориентации
Figure 00000049
оценка
Figure 00000050
также будет иметь ошибку. Если ошибка ориентации мала и составляет 3-4°, то ошибка
Figure 00000051
не превышает полдлины волны. В этом случае целое число длин волн, содержащееся в
Figure 00000052
, соответствует истинному целому числу длин волн, а ошибка содержится в дробной части
Figure 00000053
. Измеренная величина разности интегральной фазы ΔL наоборот, имеет правильное значение дробной части и ошибочное значение целой части. Поэтому, взяв целую часть разности интегральной фазы из ее оценки ΔL*, а дробную часть из измеренной, получим измеренное значение разности интегральной фазы с правильным значением целой части ΔLизм, по которой определяются измеренные векторы пары антенн в ГСК
Figure 00000054
, а по этим векторам определяется матрица ориентации АГ-С.
Недостатком способа-прототипа является необходимость получения начальной информации об ориентации КА (начального приближения матрицы ориентации
Figure 00000055
) от других систем. Однако, в отличие от способа-аналога, благодаря непараллельности центральных осей антенн АСН при любой ориентации КА в общее поле зрения антенн всегда попадает достаточное количество НС для решения задачи ориентации способом-прототипом. Непараллельность осей антенн обеспечивает также возможность определения ориентации только по измерениям АСН без использования информации от других систем. Эта возможность реализована в предлагаемом способе.
Технический результат заключается в реализации определения ориентации КА по измерениям АСН в условиях отсутствия измерений от других систем при произвольной неизвестной ориентации КА.
Технический результат достигается тем, что в способе определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающем излучение радиосигналов от навигационных спутников с известными параметрами орбиты, формирование и выдачу команд на прием сигналов выбранных навигационных спутников на каналы приемного устройства, установленного на космическом аппарате, выделение каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналов спутников, соответствующих выданным командам и прием этих сигналов при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из n антенн приемного устройства с известными единичными непараллельными векторами
Figure 00000056
направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат космического аппарата по принимаемым сигналам навигационных спутников, измерение интегральных фаз ϕij одного и того же j-го навигационного спутника из общего созвездия навигационных спутников, видимых i-й парой антенн, вектор которой
Figure 00000057
в связанной системе координат определяется как разность известных координат антенн i-й пары в связанной системе координат, определение единичных векторов
Figure 00000058
направлений от космического аппарата на навигационные спутники по координатам навигационных спутников и космического аппарата для общего созвездия навигационных спутников i-й пары антенн, в отличие от известного, стабилизируют космический аппарат в произвольной инерциальной системе координат, в моменты времени t1…tp…tm для каждой i-й пары антенн, для каждого j-го спутника i-й пары проводят серию измерений интегральных фаз ϕijp и для каждого измерения серии определяют векторы направлений
Figure 00000059
от космического аппарата на навигационные спутники общего созвездия для i-й пары антенн, для каждого измерения серии определяют векторы направлений
Figure 00000060
в гринвичской системе координат на момент первого измерения t1, для каждых двух соседних измерений серии, выполняемых в моменты времени tp и tp-1, для каждой i-й пары антенн, выбирают общее созвездие навигационных спутников и для этого общего созвездия формируют приращения измерений интегральных фазδϕijp как разность соответствующих интегральных фаз в моменты времени tp и tp-1, для общего созвездия соседних измерений для i-й пары антенн формируют приращения единичных векторов
Figure 00000061
как разность соответствующих векторов направлений
Figure 00000062
для моментов времени tp и tp-1, для каждой i-й пары антенн и каждого р-го измерения определяют матрицу приращений направлений δRip и вектор приращений фазовых сдвигов
Figure 00000063
, для i-й пары антенн и каждого р-го измерения определяют накапливаемые матрицы и накапливаемый вектор р-го измерения, для i-й пары антенн и всех измерений серии определяют накопленную матрицу измерений Wi как сумму накапливаемых матриц каждого измерения, для всех измерений серии определяют накопленный вектор измерений
Figure 00000064
как сумму накапливаемых векторов каждого измерения, для всей серии измерений по накопленной матрице измерений и накопленному вектору измерений определяют вектор
Figure 00000065
i-й пары антенн в гринвичской системе координат на момент первого измерения t1, по n векторам
Figure 00000066
для n пар антенн в гринвичской системе координат на момент первого измерения t1 и известным векторам этих же n пар антенн
Figure 00000067
в связанной с космическим аппаратом системе координат определяют угловую ориентацию космического аппарата в текущей гринвичской системе координат на момент времени конца серии измерений tm по формуле:
Figure 00000068
где Lc - матрица размерности 3×n, столбцами которой являются n векторов
Figure 00000069
n пар антенн в связанной системе координат;
Figure 00000070
- матрица размерности 3×n, столбцами которой являются n векторов
Figure 00000071
n пар антенн в гринвичской системе координат на момент t1 первого измерения серии.
Суть изобретения поясняется графическими материалами, на которых приведены:
на фиг. 1 - демонстрация фазового метода определения ориентации по измерениям интегральных фаз сигналов НС;
на фиг. 2 - графики ошибок ориентации КА, определяемых предложенным методом фазовых приращений по результатам наземной обработки телеметрических данных АСН-К корабля «Союз МС», а также графики числа пар антенн, участвующих в измерениях.
Суть предлагаемого способа заключается в том, что НС GPS излучают радиосигналы, несущая частота которых имеет определенную одинаковую для всех НС GPS длину волны λ0. Синусоидальный несущий сигнал промодулирован специальным модулирующим сигналом, несущим информацию о параметрах орбит НС и позволяющим определять координаты потребителя. Способ определения координат КА (потребителя) по сигналам НС описан, например, в работе [1] и реализуется во всех навигационных приемниках. Для вопроса определения ориентации КА детали способа определения его координат не существенны, хотя координаты КА используются и для реализации способа ориентации. Для определения ориентации сигнал одного и того же НС должен приниматься как минимум парой антенн, в общем случае n парами антенн, установленными на КА. Для каждой i-й пары антенн известны ее координаты
Figure 00000072
в ССК как разности координат
Figure 00000073
и
Figure 00000074
соответствующих антенн в ССК.
Каждая антенна может принимать сигналы нескольких НС при двух условиях: в приемном устройстве сформирована и выдана команда на прием сигнала данного НС данной антенной, т.е. приемное устройство осуществляет поиск сигнала НС с заданным номером в суммарном радиосигнале, принимаемом данной антенной; данный НС физически находится в поле зрения данной антенны и его сигнал может быть найден в суммарном радиосигнале, принимаемом данной антенной. Принимая сигналы одного и того же НС парой антенн приемное устройство реализует фазовый метод определения ориентации КА, в плоском случае демонстрируемый фиг. 1, на которой изображены: две антенны АСН - 1.1 и 1.2, установленные на корпусе КА 2. СВЧ-сигнал от антенны 1.1 поступает в приемное устройство 3.1, от антенны 1.2 - в приемное устройство 3.2. Приемные устройства синхронизируются общим генератором частоты - 4 и формируют измерения интегральных фаз СР1 и СР2, поступающие в навигационный вычислитель - 5, где по измеренным значениям СР1 и СР2 определяется матрица ориентации. Демонстрируемый фигурой 1 метод заключается в измерении интегральных фаз сигналов НС путем интегрирования фазы несущего сигнала, принимаемого антеннами пары, по которым формируют сигналы разностей интегральных фаз, содержащих некоторое неопределенное число N целых длин волн λ0 несущего сигнала и дробную часть фазы. Величина разности интегральной фазы пары антенн равна:
ΔL=N⋅λ0+Δλ0,
где λ0 - длина волны несущего сигнала (~19 см);
Δλ0 - дробная часть, величина которой находится в диапазоне:
-0,5λ0<Δλ0<0,5λ0;
N⋅λ0 - целая часть разности интегральной фазы.
Так как каждая антенная пара начинает принимать сигнал одного и того же НС в разные моменты времени, то число целых длин волн N в формируемой разности интегральных фаз может быть произвольным и не отвечает геометрии расположения НС и вектора пары антенн. В идеале, если бы сигнал НС начинал приниматься антенными парами синхронно, то разность интегральных фаз
Figure 00000036
была равна проекции вектора пары
Figure 00000075
на направление
Figure 00000076
на соответствующий НС, т.е. выполнялось бы равенство:
Figure 00000077
где
Figure 00000040
- истинное число длин волн;
Figure 00000078
- вектор пары антенн в ГСК.
Оценку истинного числа длин волн
Figure 00000079
можно получить, если известно начальное приближение матрицы ориентации
Figure 00000080
. Если начальное приближение матрицы ориентации
Figure 00000081
неизвестно, тогда для исключения необходимости раскрытия фазовой неопределенности стабилизируют КА в произвольной инерциальной системе координат, в моменты времени t1…tp…tm для каждой i-й пары антенн, для каждого j-го спутника i-й пары антенн проводят серию измерений интегральных фаз ϕijp и для каждого измерения серии определяют векторы направлений
Figure 00000082
от КА на НС общего созвездия i-й пары антенн, для каждого измерения серии определяют векторы направлений
Figure 00000083
от КА на НС в гринвичской системе координат на момент первого измерения t1 по формуле:
Figure 00000084
где
Figure 00000085
- матрица перехода от ГСК в момент t1 к ГСК в текущий момент tp;
ωз - угловая скорость вращения Земли,
t - время от момента первого измерения t1, до текущего измерения tp, для каждых двух соседних измерений серии, выполняемых в моменты tp и tp-1, для каждой i-й пары антенн выбирают общее созвездие НС и для этого общего созвездия формируют приращения измерений интегральных фаз δϕijp как разности соответствующих интегральных фаз в моменты tp и tp-1, для общего созвездия соседних измерений для i-й пары антенн формируют приращения единичных векторов
Figure 00000086
как разность соответствующих векторов направления
Figure 00000087
для моментов времени tp и tp-1, для каждой i-й пары антенн и каждого р-го измерения определяют матрицу приращений направлений δRip и вектор приращений фазовых сдвигов
Figure 00000088
по формулам:
Figure 00000089
для каждой i-й пары антенн и каждого р-го измерения определяют накапливаемую матрицу и накапливаемый вектор р-го измерения
Figure 00000090
для i-й пары антенн и всех измерений серии определяют накапливаемую матрицу Wi и накапливаемый вектор Pi как сумму соответствующих накапливаемых матриц и векторов всех измерений, для всей серии измерений по накопленной матрице измерений и накопленному вектору измерений определяют вектор
Figure 00000091
i-й пары антенн в гринвичской системе координат на момент первого измерения ti
Figure 00000092
по n векторам
Figure 00000093
для n пар антенн в гринвичской системе координат на момент первого измерения t1 и известным вектором этих же n пар антенн
Figure 00000094
в связанной с космическим аппаратом системе координат определяют ориентацию космического аппарата в текущей гринвичской системе координат на момент времени конца серии измерений tm по формуле:
Figure 00000068
где Lc - матрица размерности 3×n, столбцами которой являются n векторов
Figure 00000095
n пар антенн в связанной системе координат;
Figure 00000096
- матрица размерности 3×n, столбцами которой являются n векторов
Figure 00000097
n пар антенн в гринвичской системе координат на момент t1 первого измерения серии.
Для повышения точности определения ориентации требуется достаточно большой интервал времени измерений. Достигаемую точность и время сходимости решения демонстрирует фиг. 2, на которой приведен график ошибок ориентации, определяемый предложенным методом фазовых приращений по результатам наземной обработки телеметрических данных АСН-К кораблей «Союз МС». Из приведенных графиков следует, что решение сходится за ~20 мин, после чего ориентация непрерывно в реальном времени определяется с точностью ~3-4°. Такая точность не является высокой для решения многих задач КА, однако предложенный метод может использоваться для начального определения ориентации фазовым методом в котором, благодаря начальным данным вектора ориентации, исключается необходимость решения задачи раскрытия фазовой неопределенности. А точность определения ориентации будет составлять 0,5÷1 градус.
Список литературы
1. B.C. Шебшаевич, П.П. Дмитриев, Н.В. Иванцевич и др. Сетевые спутниковые радионавигационные системы. М., «Радио и связь», 1993 г.
2. В.Д. Дишель, В.Л. Паластин. Методы навигации и ориентации геостационарных и высокоэллиптических космических аппаратов при использовании БИНС, корректируемой по кодовым и фазовым измерениям ГЛОНАСС/GPS. X Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам. СПб, «Электроприбор», 2003 г.
3. М.В. Михайлов Метод определения ориентации космических аппаратов по измерениям асинхронных приемников GPS-ГЛОНАСС. Вестник компьютерных и информационных технологий. М., Машиностроение, №6, 2009 г.
4. М.В. Михайлов Определение ориентации космических аппаратов по измерениям асинхронных приемников GPS-ГЛОНАСС и датчиков угловой скорости. Космонавтика и ракетостроение. ЦНИИМАШ, 2009. №2(55).
5. Е.А. Микрин, М.В. Михайлов Ориентация перспективных кораблей "Союз" и "Прогресс" по измерениям асинхронных приемников GPS. Сб. трудов XV-й С-Петербургской международной конференции по интегрированным навигационным системам. СПб, ЦНИИ "Электроприбор", 2008.

Claims (4)

  1. Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающий излучение радиосигналов от навигационных спутников с известными параметрами орбиты, формирование и выдачу команд на прием сигналов выбранных навигационных спутников на каналы приемного устройства, установленного на космическом аппарате, выделение каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналов спутников, соответствующих выданным командам и прием этих сигналов при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из n антенн приемного устройства с известными единичными непараллельными векторами
    Figure 00000098
    направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат космического аппарата по принимаемым сигналам навигационных спутников, измерение интегральных фаз ϕij одного и того же j-го навигационного спутника из общего созвездия навигационных спутников, видимых i-й парой антенн, вектор которой
    Figure 00000099
    в связанной системе координат определяется как разность известных координат антенн i-й пары в связанной системе координат, определение единичных векторов
    Figure 00000100
    направлений от космического аппарата на навигационные спутники по координатам навигационных спутников и космического аппарата для общего созвездия навигационных спутников i-й пары антенн, отличающийся тем, что стабилизируют космический аппарат в произвольной инерциальной системе координат, в моменты времени t1…tp…tm для каждой i-й пары антенн, для каждого j-го спутника i-й пары проводят серию измерений интегральных фаз ϕijp и для каждого измерения серии определяют векторы направлений
    Figure 00000101
    от космического аппарата на навигационные спутники общего созвездия для i-й пары антенн, для каждого измерения серии определяют векторы направлений
    Figure 00000102
    в гринвичской системе координат на момент первого измерения t1, для каждых двух соседних измерений серии, выполняемых в моменты времени tp и tp-1, для каждой i-й пары антенн, выбирают общее созвездие навигационных спутников и для этого общего созвездия формируют приращения измерений интегральных фаз δϕijp как разность соответствующих интегральных фаз в моменты времени tp и tp-1, для общего созвездия соседних измерений для i-й пары антенн формируют приращения единичных векторов
    Figure 00000103
    как разность соответствующих векторов направлений
    Figure 00000104
    для моментов времени tp и tp-1, для каждой i-й пары антенн и каждого р-го измерения определяют матрицу приращений направлений δRip и вектор приращений фазовых сдвигов
    Figure 00000105
    , для i-й пары антенн и каждого р-го измерения определяют накапливаемые матрицы и накапливаемый вектор р-го измерения, для i-й пары антенн и всех измерений серии определяют накопленную матрицу измерений Wi как сумму накапливаемых матриц каждого измерения, для всех измерений серии определяют накопленный вектор измерений
    Figure 00000106
    как сумму накапливаемых векторов каждого измерения, для всей серии измерений по накопленной матрице измерений и накопленному вектору измерений определяют вектор
    Figure 00000107
    i-й пары антенн в гринвичской системе координат на момент первого измерения ti, по n векторам
    Figure 00000108
    для n пар антенн в гринвичской системе координат на момент первого измерения t1 и известным векторам этих же n пар антенн
    Figure 00000109
    в связанной с космическим аппаратом системе координат определяют угловую ориентацию космического аппарата в текущей гринвичской системе координат на момент времени конца серии измерений tm по формуле:
  2. Figure 00000110
  3. где Lc - матрица размерности 3×n, столбцами которой являются n векторов
    Figure 00000111
    n пар антенн в связанной системе координат;
  4. Figure 00000112
    - матрица размерности 3×n, столбцами которой являются n векторов
    Figure 00000113
    n пар антенн в гринвичской системе координат на момент t1 первого измерения серии.
RU2019136951A 2019-11-18 2019-11-18 Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников RU2726916C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019136951A RU2726916C1 (ru) 2019-11-18 2019-11-18 Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019136951A RU2726916C1 (ru) 2019-11-18 2019-11-18 Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2726916C1 true RU2726916C1 (ru) 2020-07-16

Family

ID=71616893

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019136951A RU2726916C1 (ru) 2019-11-18 2019-11-18 Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2726916C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2185637C1 (ru) * 2000-11-17 2002-07-20 Красноярский государственный технический университет Способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем (варианты)
RU2376213C1 (ru) * 2008-10-10 2009-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Ордена Трудового Красного Знамени Центральный научно-исследовательский институт "Комета " (ФГУП "ЦНИИ "Комета") Способ ориентации и автономной навигации космического аппарата системы мониторинга земли и околоземного пространства
RU2388008C1 (ru) * 2008-10-08 2010-04-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Способ определения углового положения летательного аппарата по данным приемников спутниковой навигационной системы
US7817087B2 (en) * 2008-05-07 2010-10-19 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method and apparatus for relative navigation using reflected GPS signals
RU2654321C1 (ru) * 2016-07-19 2018-05-17 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников и устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2185637C1 (ru) * 2000-11-17 2002-07-20 Красноярский государственный технический университет Способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем (варианты)
US7817087B2 (en) * 2008-05-07 2010-10-19 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method and apparatus for relative navigation using reflected GPS signals
RU2388008C1 (ru) * 2008-10-08 2010-04-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Способ определения углового положения летательного аппарата по данным приемников спутниковой навигационной системы
RU2376213C1 (ru) * 2008-10-10 2009-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Ордена Трудового Красного Знамени Центральный научно-исследовательский институт "Комета " (ФГУП "ЦНИИ "Комета") Способ ориентации и автономной навигации космического аппарата системы мониторинга земли и околоземного пространства
RU2654321C1 (ru) * 2016-07-19 2018-05-17 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников и устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3492692B2 (ja) 正確に位置を決定するためのシステムと方法
CA2687312C (en) Post-mission high accuracy position and orientation system
EP0420338B1 (en) Method and apparatus for precision attitude determination and kinematic positioning
US7683832B2 (en) Method for fusing multiple GPS measurement types into a weighted least squares solution
US5438337A (en) Navigation system using re-transmitted GPS
Lanyi et al. Angular position determination of spacecraft by radio interferometry
US20060293853A1 (en) Aided INS/GPS/SAR navigation with other platforms
US7098846B2 (en) All-weather precision guidance and navigation system
US20070075896A1 (en) Attitude determination exploiting geometry constraints
US7359064B1 (en) Quantum positioning systems and methods
Yunck et al. GPS-based satellite tracking system for precise positioning
US20220082707A1 (en) Techniques for Determining Geolocations
RU2115137C1 (ru) Дальномерный способ определения местоположения и составляющих вектора скорости объектов по радиосигналам космических аппаратов спутниковых радионавигационных систем
CN113064195B (zh) 一种利用多天线几何特征的高精度低计算载体测姿方法
Dmitriev et al. Methods of high-precision mutual navigation of small spacecraft
RU2275650C1 (ru) Способ определения местоположения космических аппаратов
RU2726916C1 (ru) Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников
RU2706638C2 (ru) Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников
RU2580827C1 (ru) Способ угловой ориентации объекта
RU2764935C1 (ru) Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников
Lichten Precise estimation of tropospheric path delays with GPS techniques
Bhaskaran Application of non-coherent Doppler data types for deep space navigation
Renzetti et al. The Deep Space Network. An instrument for radio navigation of deep space probes
RU2712365C1 (ru) Способ определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников и устройство определения координат космического аппарата по сигналам навигационных спутников
Gleason et al. The first atmospheric radio occultation profiles from a GPS receiver in geostationary orbit