RU2764935C1 - Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites - Google Patents

Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites Download PDF

Info

Publication number
RU2764935C1
RU2764935C1 RU2020129117A RU2020129117A RU2764935C1 RU 2764935 C1 RU2764935 C1 RU 2764935C1 RU 2020129117 A RU2020129117 A RU 2020129117A RU 2020129117 A RU2020129117 A RU 2020129117A RU 2764935 C1 RU2764935 C1 RU 2764935C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
signals
spacecraft
navigation satellites
antenna
coordinate system
Prior art date
Application number
RU2020129117A
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 RU2020129117A priority Critical patent/RU2764935C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2764935C1 publication Critical patent/RU2764935C1/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
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw

Abstract

FIELD: navigation.SUBSTANCE: invention relates to a method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites. In order to determine the orientation, radio signals are emitted by navigation satellites with known parameters of the orbit, commands to receive signals from selected satellites are formed and issued on the space vehicle, signals corresponding to the issued commands are isolated from the total signal of all navigation satellites, provided that the corresponding satellites are located in the field of view of one of the antennas of the receiving apparatus, the coordinates and orientation of the space vehicle are determined in a certain way.EFFECT: accuracy of determining the orientation determination is increased.1 cl, 3 dwg

Description

Предлагаемое 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.The present invention relates to the field of spacecraft (SC) navigation using the signals of navigation satellites (NS) that are part of the Global Navigation Satellite Systems (GSNS), for example, using GLONASS and / or GPS signals, to determine the orientation of the spacecraft.

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
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 00000005
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 Uu 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 00000006
от КА на НС в ГСК векторов пар антенн в ГСК по формуле:Currently, a number of spacecraft are equipped with satellite navigation equipment (ASN), which determines not only the current coordinates and speed of the spacecraft, but also its orientation. For example, on the American segment of the International Space Station (ISS) ASN SIGI is installed, operating on the signals of GPS satellites and providing the determination of both the current coordinates and the orientation of the ISS. The method for determining the orientation from the signals of navigation satellites, implemented on the American segment of the ISS in the SIGI system, was adopted by the authors as an analogue method. This method for determining the orientation of the spacecraft from the signals of the NS, including the emission of radio signals from the NS with known orbital parameters, the formation and issuance of commands to receive signals from selected navigation satellites to the channels of the receiving device installed on the spacecraft, the selection by each channel of the receiving device from the total signal of all navigation satellites satellite signals corresponding to the issued commands, and receiving these signals provided that the corresponding satellites are in the field of view of one of the n antennas of the receiving device with known unit non-parallel vectors
Figure 00000001
directions of the central axes of the antennas relative to the associated coordinate system of the spacecraft, determination of the current coordinates of the spacecraft from the received NS signals, determination of unit vectors
Figure 00000002
directions from the SC to the NS along the coordinates of the NS and SC, measurements of the integral phases of the signals of the same NS received by the i-th pair of antennas, the vector of which
Figure 00000003
in SSC is defined as the difference of coordinates
Figure 00000004
i-th and j-th antennas, generation of signals of integral phase differences, formation of signals of integer parts of integral phase differences along the wavelength of the carrier signal λ 0 by rounding the signal of the integral phase difference to the nearest integer along the wavelength λ 0, formation of fractional parts of integral phase differences by the integral phase difference and the integer part of the integral phase differences, determining the initial orientation matrix using orientation sensors, determining the estimate of the signals of the integral phase differences by the initial orientation matrix, antenna coordinates in the SCS and antenna direction vectors
Figure 00000005
from the spacecraft to the NS, determining the estimate of the signals of integral parts of the differences of the integral phases along the wavelength of the carrier signal λ 0 by rounding the estimate of the signal of the difference of the integral phases to the nearest integer along the wavelength λ 0 , forming the measured value of the difference of the integral phases U u by summing the formed estimate of the signals of integer parts of the integral phase differences and the corresponding fractional parts of the measured integral phase difference, determination by the formed integral phase differences and directions
Figure 00000006
from the spacecraft to the NS to the HSC of the vectors of antenna pairs in the HSC according to the formula:

Figure 00000007
Figure 00000007

где В - матрица, составленная из векторов направлений

Figure 00000008
where B is a matrix composed of direction vectors
Figure 00000008

Figure 00000009
- вектор, составленный из сформированных разностей интегральных фаз.
Figure 00000009
- a vector composed of the generated integral phase differences.

Ориентацию КА в ГСК определяют в соответствии с матрицей ориентации АГ-С, формируемой по формуле:The orientation of the spacecraft in the HCS is determined in accordance with the orientation matrix А Г-С , formed by the formula:

Figure 00000010
Figure 00000010

где LC - матрица, составленная из векторов пар антенн

Figure 00000011
в ССК;where L C is a matrix composed of vectors of antenna pairs
Figure 00000011
in SSK;

LГ - матрица, составленная из полученных векторов

Figure 00000012
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).L G - matrix composed of the obtained vectors
Figure 00000012
the same pairs of antennas in the HSC. (see, for example, V.D. Dishel, V.L. Palastin. Methods of navigation and orientation of geostationary and highly elliptical spacecraft using SINS corrected by GLONASS/GPS code and phase measurements. X St. Petersburg International Conference on Integrated Navigation systems, St. Petersburg, Elektropribor, 2003).

Недостатком способа-аналога является необходимость получения начальной информации об ориентации КА (начального приближения матрицы ориентации

Figure 00000013
) от других систем.The disadvantage of the analog method is the need to obtain initial information about the orientation of the spacecraft (the initial approximation of the orientation matrix
Figure 00000013
) from other systems.

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. Патент на изобретение №2706638 от 19.11.2019 авторов М.В. Михайлова и С.Н. Рожкова Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников).This drawback is eliminated in the prototype method, for which the method for determining the orientation of the spacecraft from the signals of navigation satellites, implemented on the Soyuz and Progress spacecraft by measuring satellite navigation equipment ASN-K (see Patent for invention No. 2706638 dated 19.11. 2019 authors M. V. Mikhailov and S. N. Rozhkov A method for determining the orientation of a spacecraft from the signals of navigation satellites).

В способе-прототипе 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 навигационными спутниками 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 00000014
направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат космического аппарата по принимаемым сигналам навигационных спутников, отличающийся тем, что по координатам навигационных спутников и координатам космического аппарата определяют единичные векторы
Figure 00000015
направлений от космического аппарата на навигационные спутники, сигналы которых отслеживаются i-й антенной, определяют среднее направление
Figure 00000016
в гринвичской системе координат на отслеживаемые i-й антенной навигационные спутники по формуле:In the prototype method for determining the orientation of the spacecraft from the ASN measurements in the absence of measurements from other systems with an arbitrary unknown orientation of the spacecraft, the technical result is achieved by the fact that in the method for determining the orientation of the spacecraft from the signals of navigation satellites, including the emission of radio signals by navigation satellites with known orbital parameters, the formation and issuing commands to receive the signals of the selected navigation satellites to the channels of the receiving device installed on the spacecraft, selecting by each channel of the receiving device from the total signal of all navigation satellites the satellite signals corresponding to the issued commands, and receiving these signals provided that the corresponding satellites are in the field of view of one of n receiver antennas with known unit non-parallel vectors
Figure 00000014
the directions of the central axes of the antennas relative to the associated coordinate system of the spacecraft, determining the current coordinates of the spacecraft from the received signals of navigation satellites, characterized in that unit vectors are determined from the coordinates of the navigation satellites and the coordinates of the spacecraft
Figure 00000015
directions from the spacecraft to navigation satellites whose signals are tracked by the i-th antenna determine the average direction
Figure 00000016
in the Greenwich coordinate system to the navigation satellites tracked by the i-th antenna according to the formula:

Figure 00000017
Figure 00000017

где ki - текущее количество отслеживаемых i-й антенной навигационных спутников, определяют углы между найденным средним направлением

Figure 00000018
и направлениями
Figure 00000019
на все навигационные спутники, выбирают спутник, для которого этот угол минимален, если ki<kmax, где ki max - число каналов приемного устройства, соответствующее i-й антенне, выдают команду на прием сигнала выбранного навигационного спутника, ориентацию космического аппарата в гринвичской системе координат определяют в соответствии с матрицей ориентации АГ-С, формируемой по формуле:where k i is the current number of navigation satellites tracked by the i-th antenna, determine the angles between the found average direction
Figure 00000018
and directions
Figure 00000019
to all navigation satellites, a satellite is selected for which this angle is minimal, if k i <k max , where k i max is the number of channels of the receiving device corresponding to the i-th antenna, a command is issued to receive the signal of the selected navigation satellite, the orientation of the spacecraft in Greenwich coordinate system is determined in accordance with the orientation matrix А Г-С , formed by the formula:

Figure 00000020
Figure 00000020

Где

Figure 00000021
- матрица размерности 3×n, составленная из известных векторов направлений антенн
Figure 00000022
в связанной системе координат:Where
Figure 00000021
is a 3×n matrix composed of known antenna direction vectors
Figure 00000022
in the associated coordinate system:

Figure 00000023
- матрица размерности 3×n, составленная из сформированных векторов
Figure 00000024
в гринвичской системе координат.
Figure 00000023
is a 3×n matrix composed of generated vectors
Figure 00000024
in the Greenwich coordinate system.

При этом не используются фазовые измерения АСН, а ориентация определяется по заполнению полей зрения антенн АСН навигационными спутниками, векторы направлений на которые

Figure 00000025
от КА известны в ГСК по информации, содержащейся в альманахе, передаваемой от НС на КА в информационном сообщении, и по вектору координат КА в ГСК определяемому по измерениям АСН. Средние направления
Figure 00000026
на эти векторы
Figure 00000027
для i-й антенны, оказываются близкими к направлениям центральных осей антенн в ГСК.In this case, phase measurements of the ASN are not used, and the orientation is determined by filling the fields of view of the ASN antennas with navigation satellites, the direction vectors for which
Figure 00000025
from the spacecraft are known to the HSC from the information contained in the almanac transmitted from the NS to the spacecraft in the information message, and from the spacecraft coordinate vector in the HSC determined by the ASN measurements. Middle directions
Figure 00000026
to these vectors
Figure 00000027
for the ith antenna, turn out to be close to the directions of the central axes of the antennas in the GCS.

Недостатком способа-прототипа является низкая точность определения ориентации ~30-40°) из-за малого количества измерений направлений на спутники, обусловленных ограниченным числом каналов измерений АСН и одномоментным проведением измерений.The disadvantage of the prototype method is the low accuracy of determining the orientation of ~30-40°) due to the small number of measurements of directions to the satellites, due to the limited number of measurement channels ASN and simultaneous measurements.

Технический результат заключается в повышении точности определения ориентации.The technical result is to improve the accuracy of determining the orientation.

Технический результат достигается тем, что в способе определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающем излучение радиосигналов навигационными спутниками 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 00000028
направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат космического аппарата по принимаемым сигналам навигационных спутников, определение по координатам навигационных спутников и координатам космического аппарата единичный вектор
Figure 00000029
направлений от космического аппарата на навигационные спутники, сигналы которых отслеживаются i-й антенной, определение среднего направления
Figure 00000030
в гринвичской системе координат на отслеживаемые i-й антенной навигационные спутники на момент измерений t0 по формуле:The technical result is achieved by the fact that in the method for determining the orientation of the spacecraft from the signals of navigation satellites, including the emission of radio signals by navigation satellites with known orbital parameters, the formation and issuance of commands for receiving signals from selected navigation satellites to the channels of the receiving device installed on the spacecraft, the selection by each channel of the receiving device from the total signal of all navigation satellites of the signals of the satellites corresponding to the issued commands, and the reception of these signals provided that the corresponding satellites are in the field of view of one of the n antennas of the receiving device with known unit non-parallel vectors
Figure 00000028
directions of the central axes of the antennas relative to the associated coordinate system of the spacecraft, determination of the current coordinates of the spacecraft from the received signals of navigation satellites, determination from the coordinates of navigation satellites and the coordinates of the spacecraft unit vector
Figure 00000029
directions from the spacecraft to navigation satellites whose signals are tracked by the i-th antenna, determining the average direction
Figure 00000030
in the Greenwich coordinate system to the navigation satellites tracked by the i-th antenna at the time of measurements t 0 according to the formula:

Figure 00000031
Figure 00000031

где ki - текущее количество отслеживаемых i-й антенной навигационных спутников, отличающийся тем, что в моменты времени t1, …, ti, …, tn, интервалы между которыми Δti=ti-ti-1 не меньше времени поиска сигналов навигационных спутников i-й антенной, выдают команды на прием сигналов всех навигационных спутников i-й антенной, осуществляют прием сигналов всех навигационных спутников i-й антенной, фиксируют средние единичные векторы

Figure 00000032
в гринвичской системе координат в моменты времени ti, измеряют и фиксируют углы поворотов космического аппарата ϕji за интервалы времени t1-t0, определяют и фиксируют матрицы перехода Ii от положения связанной системы координат в момент t0 в ее положения в моменты ti, определяют и фиксируют углы поворотов осей гринвичской системы координат за интервалы времени ti-t0, определяют и фиксируют матрицы перехода Гi от положения гринвичской системы координат в момент t0 до положений гринвичской системы координат в моменты ti, ориентацию космического аппарата на момент t0 в гринвичской системе координат определяют по формуле:where k i is the current number of navigation satellites tracked by the i-th antenna, characterized in that at times t 1 , ..., t i , ..., t n , the intervals between which Δt i =t i -t i-1 is not less than the time search for signals of navigation satellites by the i-th antenna, issue commands to receive signals from all navigation satellites by the i-th antenna, receive signals from all navigation satellites by the i-th antenna, fix the average unit vectors
Figure 00000032
in the Greenwich coordinate system at times t i , measure and fix the angles of rotation of the spacecraft ϕ ji for time intervals t 1 -t 0 , determine and fix the transition matrices I i from the position of the associated coordinate system at time t 0 to its position at times t i , determine and fix the angles of rotation of the axes of the Greenwich coordinate system for time intervals t i -t 0 , determine and fix the transition matrices Г i from the position of the Greenwich coordinate system at the moment t 0 to the positions of the Greenwich coordinate system at the moments t i , the orientation of the spacecraft on moment t 0 in the Greenwich coordinate system is determined by the formula:

Figure 00000033
Figure 00000033

Где

Figure 00000034
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000035
Where
Figure 00000034
- matrix composed of vectors
Figure 00000035

Figure 00000036
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000037
Figure 00000036
- matrix composed of vectors
Figure 00000037

Последовательные проведения измерений в разные моменты времени t1, …,tn с последовательной выдачей команд на прием сигналов всех навигационных спутников, находящихся в поле зрения антенн Α1…Αn позволяют получить более точный результат в определении ориентации.Sequential measurements at different times t 1 , ..., t n with sequential issuance of commands to receive signals from all navigation satellites in the field of view of the antennas Α 1 ... Α n allow you to get a more accurate result in determining the orientation.

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

На фиг. 1 - демонстрация предлагаемого способа определения ориентации с последовательным назначением всех КА, находящихся в полях зрения каждой антенны Ai в моменты времени t1, …,tn.In FIG. 1 - demonstration of the proposed method for determining the orientation with the sequential assignment of all spacecraft in the fields of view of each antenna A i at times t 1 , …,t n .

На фиг. 2 - графики ошибок ориентации КА, определяемой предложенным способом, полученные по летным данным АСН-К корабля «Союз-МС».In FIG. 2 - graphs of errors in the orientation of the spacecraft, determined by the proposed method, obtained from the flight data of the ASN-K of the Soyuz-MS spacecraft.

На фиг. 3 - графики ошибок ориентации КА, определяемой по способу-прототипу, полученные по летным данным АСН-К корабля «Союз-МС».In FIG. 3 - graphs of orientation errors of the spacecraft, determined by the prototype method, obtained from the flight data of the ASN-K of the Soyuz-MS spacecraft.

Предлагаемый способ демонстрирует фиг. 1, на которой приведены:The proposed method is shown in Fig. 1, which shows:

1 - поле зрения антенны Α1, А2, A3 в момент времени t0;1 - field of view of the antenna Α1, A2, A3 at time t 0 ;

2 - направления на центры антенны Α1, А2, A3 в момент времени t0;2 - directions to the centers of the antenna Α1, A2, A3 at time t 0 ;

3 - поле зрения антенн Аi в момент времени ti;3 - field of view of antennas A i at time t i ;

4 - направление на центр антенны Ai в момент времени ti;4 - direction to the center of the antenna A i at time t i ;

5 - направления на НС, находящиеся в поле зрения антенны Ai в момент ti;5 - directions to the NS, which are in the field of view of the antenna A i at the moment t i ;

6 - средний вектор направлений на НС, находящиеся в поле зрения антенны Ai в момент времени ti, отклоненный от вектора Ai в момент времени t0 на углы

Figure 00000038
6 - the average vector of directions to the NS, which are in the field of view of the antenna A i at time t i , deviated from the vector A i at time t 0 by angles
Figure 00000038

Суть предлагаемого способа заключается в определении ориентации КА при неизвестной произвольной начальной ориентации КА по последовательным назначениям поиска сигналов НС на разные антенны в разные моменты времени ti, направления на которые в моменты времени ti известны в ГСК. При этом измеряются углы поворотов КА от момента времени t0 до моментов времени ti.The essence of the proposed method is to determine the orientation of the spacecraft with an unknown arbitrary initial orientation of the spacecraft by successive destinations of the search for NS signals to different antennas at different times t i , the directions to which at times t i are known in the GCS. In this case, the angles of rotation of the spacecraft are measured from time t 0 to time t i .

При заполнении радиосигналов каждой i-й антенны АСН в моменты времени ti в предлагаемом способе среднее направление

Figure 00000039
на НС, отслеживаемые антенной А1 в момент времени ti определяется как нормированный суммарный вектор направлений всех НС:When filling the radio signals of each i-th ASN antenna at time t i in the proposed method, the average direction
Figure 00000039
on the NS tracked by the A1 antenna at time t i is defined as the normalized total direction vector of all NS:

Figure 00000040
Figure 00000040

Предполагается, что этот средний вектор в ГСК близок направлению центральной оси антенны в ГСК. Такое предположение тем точнее, чем большее число НС находится в поле зрения каждой антенны. Но направления центральных осей антенн

Figure 00000041
в ССК известны. Связь между этими направлениями дает искомая матрица перехода АГ-С из ГСК в ССК:It is assumed that this average vector in the HCS is close to the direction of the central axis of the antenna in the HCS. This assumption is the more accurate, the greater the number of NS is in the field of view of each antenna. But the directions of the central axes of the antennas
Figure 00000041
are known in the SSC. The connection between these directions is given by the desired matrix of the transition A G-C from GSK to SSK:

Figure 00000042
Figure 00000042

где

Figure 00000043
- матрица размерности (3×n), составленная из векторов
Figure 00000044
where
Figure 00000043
- matrix of dimension (3×n) composed of vectors
Figure 00000044

Figure 00000045
- матрица размерности (3×n), составленная из векторов
Figure 00000046
Figure 00000045
- matrix of dimension (3×n) composed of vectors
Figure 00000046

Одновременно, с помощью датчиков угловой скорости (ДУС) определяют векторы малых углов поворотов

Figure 00000047
за время от момента t0 до момента ti, по которым определяется матрица перехода Ii от инерциальной системы координат (ИСК), совпадающей со связанной системой координат (ССК) в момент t0 к ССК в моменты времени ti по формуле:At the same time, with the help of angular velocity sensors (ARS), the vectors of small angles of rotation are determined
Figure 00000047
for the time from the moment t 0 to the moment t i , by which the transition matrix I i is determined from the inertial coordinate system (ICS) coinciding with the associated coordinate system (CCS) at the moment t 0 to the CCS at the time t i by the formula:

Figure 00000048
Figure 00000048

где ϕix, ϕiy, ϕiz - компоненты вектора

Figure 00000049
where ϕ ix , ϕ iy , ϕ iz are the components of the vector
Figure 00000049

Одновременно формируют матрицу Гi перехода от ГСК в момент времени t0 к положению ГСК в моменты времени ti:Simultaneously form the matrix Г i of the transition from the HSC at time t 0 to the position of the HSC at time t i :

Figure 00000050
Figure 00000050

где ωз - угловая скорость вращения Земли.where ω s is the angular velocity of the Earth's rotation.

По векторам

Figure 00000051
и матрицам Ii и Гi формируют матрицы:By vectors
Figure 00000051
and matrices I i and Г i form matrices:

Figure 00000052
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000053
Figure 00000052
- matrix composed of vectors
Figure 00000053

Figure 00000054
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000055
Figure 00000054
- matrix composed of vectors
Figure 00000055

Ориентация КА на момент t0 в ГСК определяется по формуле:The orientation of the spacecraft at the moment t 0 in the GCS is determined by the formula:

Figure 00000056
Figure 00000056

Где

Figure 00000057
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000058
Where
Figure 00000057
- matrix composed of vectors
Figure 00000058

Figure 00000059
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000060
Figure 00000059
- matrix composed of vectors
Figure 00000060

Благодаря большому количеству НС, находящихся в поле зрения каждой i-й антенны в отдельные моменты времени ti полученное среднее значение

Figure 00000061
относительно ГСК дает значительно лучшее приближение к истинному направлению оси i-й антенны в ГСК, что обеспечивает повышение точности определения искомой матрицы ориентации ГГ-С в моменты ti. Благодаря измерениям углов поворотов КА от момента времени t0 до моментов ti, а также определению матриц перехода Гi от момента t0 к моментам ti обеспечивается приведение полученных направлений
Figure 00000062
в моменты ti к единому моменту t0 и определению искомой матрицы ориентации Аг-с в момент t0.Due to the large number of NS that are in the field of view of each i-th antenna at certain times t i, the resulting average value
Figure 00000061
relative to the GSK gives a much better approximation to the true direction of the axis of the i-th antenna in the GSK, which provides an increase in the accuracy of determining the desired orientation matrix G G-S at times t i . Thanks to the measurements of the angles of rotation of the spacecraft from the time t 0 to the moments t i , as well as the determination of the transition matrices Г i from the moment t 0 to the moments t i , the resulting directions are reduced
Figure 00000062
at moments t i to a single moment t 0 and the definition of the desired orientation matrix A r-c at the moment t 0 .

Из графиков, приведенных на фиг. 2, видно, что ошибки определения ориентации Δϕx, Δϕy, Δϕz, полученной с использованием предложенного способа, не превышают 10°, тогда как ошибки ориентации, полученной с использованием способа-прототипа, составляют 20÷30°, что демонстрируют графики, приведенные на фиг. 3.From the graphs shown in Fig. 2, it can be seen that the errors in determining the orientation Δϕx, Δϕy, Δϕz obtained using the proposed method do not exceed 10°, while the orientation errors obtained using the prototype method are 20÷30°, which is shown by the graphs shown in Fig. . 3.

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

От момента времени t0 выполняется интегрирование сигналов угловой скорости

Figure 00000063
формируемых датчиками угловой скорости (ДУС), до моментов времени ti в результате формируют углы
Figure 00000064
отклонений КА в моменты времени ti от его положения в момент времени t0.From the moment of time t 0 , the integration of the signals of the angular velocity is performed
Figure 00000063
formed by the angular velocity sensors (ARS), up to the time points t i as a result form the angles
Figure 00000064
deviations of the spacecraft at times t i from its position at time t 0 .

В момент времени t0 выдаются команды на прием сигналов всех НС, попадающих в поле зрения антенны А1, по эфемеридам НС определяют направления

Figure 00000065
на все отслеживаемые НС антенной А1 в ГСК, определяют среднее направление
Figure 00000066
в ГСК на отслеживаемые первой антенной НС на момент измерений t1, по формуле:At time t 0 , commands are issued to receive signals from all NS that fall into the field of view of antenna A1, directions are determined from the ephemeris of the NS
Figure 00000065
to all NSs tracked by the A1 antenna in the HSC, determine the average direction
Figure 00000066
in the HSC to the NS tracked by the first antenna at the time of measurements t 1 , according to the formula:

Figure 00000067
Figure 00000067

После определения вектора

Figure 00000068
последовательно аналогичным образом определяют векторы
Figure 00000069
After defining the vector
Figure 00000068
successively similarly determine the vectors
Figure 00000069

В моменты времени ti определяют и фиксируют матрицы перехода Гi от положения гринвичской системы координат в момент t0 по формулам:At times t i , the transition matrices Г i are determined and fixed from the position of the Greenwich coordinate system at time t 0 according to the formulas:

Figure 00000070
Figure 00000070

Аналогично в момент времени ti определяют и фиксируют матрицы перехода от системы координат КА в момент t0 к системе координат КА в момент ti по формулам:Similarly at time t i is determined and fixed with the transition matrix of the coordinate system SC at the time t 0 to the coordinate system SC at the instant t i following formulas:

Figure 00000071
Figure 00000071

где ϕix, ϕiy, ϕiz - компоненты вектора

Figure 00000072
where ϕ ix , ϕ iy , ϕ iz are the components of the vector
Figure 00000072

Векторы координат векторов антенн Аi относительно ССК в момент времени t0 определяются по формуле:The coordinate vectors of the antenna vectors A i relative to the SSC at time t 0 are determined by the formula:

Figure 00000073
Figure 00000073

Векторы средних направлений отслеживаемых НС в момент времени t0 определяются по формуле:The vectors of the average directions of the tracked NS at time t 0 are determined by the formula:

Figure 00000074
Figure 00000074

Векторы

Figure 00000075
в ССК соответствуют векторам
Figure 00000076
в ГСК, между ними существует связь:Vectors
Figure 00000075
in SSC correspond to vectors
Figure 00000076
in GSK, there is a connection between them:

Figure 00000077
Figure 00000077

где АГ-С - искомая матрица ориентации (перехода от ГСК к ССК). Аналогичное равенство можно записать для всех векторов

Figure 00000078
where А Г-С is the desired orientation matrix (transition from GSK to SSK). A similar equality can be written for all vectors
Figure 00000078

Figure 00000079
Figure 00000079

Где

Figure 00000080
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000081
Where
Figure 00000080
- matrix composed of vectors
Figure 00000081

Figure 00000082
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000083
Figure 00000082
- matrix composed of vectors
Figure 00000083

Отсюда искомая матрица ориентации равна:Hence, the desired orientation matrix is equal to:

Figure 00000084
Figure 00000084

илиor

Figure 00000085
Figure 00000085

Где

Figure 00000086
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000087
Where
Figure 00000086
- matrix composed of vectors
Figure 00000087

Figure 00000088
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000089
Figure 00000088
- matrix composed of vectors
Figure 00000089

Claims (6)

Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающий излучение радиосигналов навигационными спутниками 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 00000090
направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат космического аппарата по принимаемым сигналам навигационных спутников, определение по координатам навигационных спутников и координатам космического аппарата единичных векторов
Figure 00000091
направлений от космического аппарата на навигационные спутники, сигналы которых отслеживаются i-й антенной, определение среднего направления
Figure 00000092
в гринвичской системе координат на отслеживаемые i-й антенной навигационные спутники на момент измерений ti по формуле:A method for determining the orientation of a spacecraft from the signals of navigation satellites, including the emission of radio signals by navigation satellites with known orbital parameters, the formation and issuance of commands for receiving signals from selected navigation satellites to the channels of a receiving device installed on the spacecraft, the selection by each channel of the receiving device from the total signal of all navigation satellite signals of the satellites corresponding to the issued commands, and the reception of these signals provided that the corresponding satellites are in the field of view of one of the n antennas of the receiving device with known unit non-parallel vectors
Figure 00000090
directions of the central axes of the antennas relative to the associated coordinate system of the spacecraft, determination of the current coordinates of the spacecraft from the received signals of navigation satellites, determination of unit vectors from the coordinates of navigation satellites and the coordinates of the spacecraft
Figure 00000091
directions from the spacecraft to navigation satellites whose signals are tracked by the i-th antenna, determining the average direction
Figure 00000092
in the Greenwich coordinate system to the navigation satellites tracked by the i-th antenna at the time of measurements t i according to the formula:
Figure 00000093
Figure 00000093
 где ki - текущее количество отслеживаемых i-й антенной навигационных спутников, отличающийся тем, что в моменты времени t1, …ti, …, tn, интервалы между которыми Δti=ti-ti-1 не меньше времени поиска сигналов навигационных спутников i-й антенной, выдают команды на прием сигналов всех навигационных спутников i-й антенной, осуществляют прием сигналов всех навигационных спутников i-й антенной, фиксируют средние единичные векторы
Figure 00000094
в гринвичской системе координат в моменты времени ti, измеряют и фиксируют углы поворотов космического аппарата ϕji за интервалы времени ti-t0, определяют и фиксируют матрицы перехода Ii от положения связанной системы координат в момент t0 в ее положения в моменты ti, определяют и фиксируют углы поворотов осей гринвичской системы координат за интервалы времени ti-t0, определяют и фиксируют матрицы перехода Гi от положения гринвичской системы координат в момент t0 до положений гринвичской системы координат в моменты ti, ориентацию космического аппарата на момент t0 в гринвичской системе координат определяют по формуле:where k i is the current number of navigation satellites tracked by the i-th antenna, characterized in that at times t 1 , …t i , …, t n , the intervals between which Δt i =t i -t i-1 is not less than the search time signals of navigation satellites by the i-th antenna, give commands to receive signals from all navigation satellites by the i-th antenna, receive signals from all navigation satellites by the i-th antenna, fix average unit vectors
Figure 00000094
in the Greenwich coordinate system at times t i , measure and fix the angles of rotation of the spacecraft ϕ ji for time intervals t i -t 0 , determine and fix the transition matrices I i from the position of the associated coordinate system at time t 0 to its position at times t i , determine and fix the angles of rotation of the axes of the Greenwich coordinate system for time intervals t i -t 0 , determine and fix the transition matrices Г i from the position of the Greenwich coordinate system at the moment t 0 to the positions of the Greenwich coordinate system at the moments t i , the orientation of the spacecraft on moment t 0 in the Greenwich coordinate system is determined by the formula:
Figure 00000095
Figure 00000095
 где
Figure 00000096
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000097
where
Figure 00000096
- matrix composed of vectors
Figure 00000097
Figure 00000098
- матрица, составленная из векторов
Figure 00000099
.
Figure 00000098
- matrix composed of vectors
Figure 00000099
.
RU2020129117A 2020-09-02 2020-09-02 Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites RU2764935C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020129117A RU2764935C1 (en) 2020-09-02 2020-09-02 Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020129117A RU2764935C1 (en) 2020-09-02 2020-09-02 Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2764935C1 true RU2764935C1 (en) 2022-01-24

Family

ID=80445419

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020129117A RU2764935C1 (en) 2020-09-02 2020-09-02 Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2764935C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2168054A1 (en) * 1995-03-10 1996-09-11 Peter Y. Chu Spacecraft antenna pointing error correction
WO2019030950A1 (en) * 2017-08-10 2019-02-14 Mitsubishi Electric Corporation Spacecraft, and control system and method for controlling operation of spacecraft
RU2706636C1 (en) * 2018-10-17 2019-11-19 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" 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
RU2706638C2 (en) * 2016-10-20 2019-11-19 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites
RU2723199C1 (en) * 2019-07-31 2020-06-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) Method and system for determining orientation of spacecraft in space with autonomous correction of light aberration effect

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2168054A1 (en) * 1995-03-10 1996-09-11 Peter Y. Chu Spacecraft antenna pointing error correction
RU2706638C2 (en) * 2016-10-20 2019-11-19 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites
WO2019030950A1 (en) * 2017-08-10 2019-02-14 Mitsubishi Electric Corporation Spacecraft, and control system and method for controlling operation of spacecraft
RU2706636C1 (en) * 2018-10-17 2019-11-19 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" 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
RU2723199C1 (en) * 2019-07-31 2020-06-09 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) Method and system for determining orientation of spacecraft in space with autonomous correction of light aberration effect

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4405986A (en) GSP/Doppler sensor velocity derived attitude reference system
US4402049A (en) Hybrid velocity derived heading reference system
US5506588A (en) Attitude determining system for use with global positioning system, and laser range finder
US4990922A (en) System and method for measuring ocean surface currents at locations remote from land masses using synthetic aperture radar
US7292185B2 (en) Attitude determination exploiting geometry constraints
RU2446416C2 (en) Method for increasing reliability of position information when transitioning from regional, wide-area, or global carrier-phase differential navigation (wadgps) to local real-time kinematic (rtk) navigation system
US8232917B2 (en) Post-mission high accuracy position and orientation system
JP3012854B2 (en) Method and apparatus for determining the relative position of a secondary receiving antenna to a reference receiving antenna in a satellite-based positioning system
US7098846B2 (en) All-weather precision guidance and navigation system
US7359064B1 (en) Quantum positioning systems and methods
WO1995008778A1 (en) Navigation system using re-transmitted gps
Zharkov et al. Attitude determination using ambiguous GNSS phase measurements and absolute angular rate measurements
WO2020165604A1 (en) Techniques for determining geolocations
CN113064195B (en) High-precision low-computation carrier attitude measurement method utilizing geometric characteristics of multiple antennas
Eissfeller et al. Real-time kinematic in the light of GPS modernization and Galileo
RU2152625C1 (en) Method determining orientation of objects in space, range to them and bearing, position coordinates and components of velocity vector by navigation radio signals of spacecraft of space radio navigation systems
RU2286584C2 (en) Method for independent instantaneous determination by users of co-ordinates of location, velocity vector components, angular orientation in space and phase of carrier phase of radio signals of ground radio beacons retransmitted by satellites
US5903236A (en) Reference carrier phase prediction for kinematic GPS
RU2388008C1 (en) Method of determining angular position of aircraft based on satellite navigation system receiver data
RU2275650C1 (en) Method for location of space vehicles
Barnard The global positioning system
RU2764935C1 (en) Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites
RU2580827C1 (en) Method for angular orientation of object
RU2706638C2 (en) Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites
RU2726916C1 (en) Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites