Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд



Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд
Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд
Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд

 


Владельцы патента RU 2454631:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского (RU)

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в бортовых системах управления космическими аппаратами (КА) для определения автономных оценок орбиты и ориентации КА. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата осуществляют определение положения КА в трехмерном пространстве орта радиус-вектора и других элементов опорной (расчетной, априори полагаемой) орбиты движения КА на основе использования информации, поступающей от оптико-электронных приборов (ОЭП), закрепленных на корпусе КА. Минимальное число требуемых ОЭП - три, из них два помещаются в кардановы подвесы для визирования оптимальным образом выбранных наиболее ярких звезд небесной сферы, один ОЭП жестко соединяется с корпусом КА, в нем измеряются координаты и яркости звезд, попавших в поле зрения в моменты навигационных сеансов и распознается самая яркая (рабочая) звезда. 1 табл., 2 ил.

 

Изобретение относится к бортовой системе управления космическими аппаратами для автономной (не зависящей от наземного комплекса управления - НКУ) оценки орбиты и ориентации корпуса КА.

Известны два способа автономной навигации, применяемые на беспилотных КА. Первый способ был реализован на аппаратах 11 Ф624. Он включал в себя измерение зенитных расстояний двух звезд с помощью двух астровизирующих устройств (АВУ) и радиотехнического построителя местной вертикали. Дополнительно для измерения высоты полета построитель местной вертикали снабжался еще одним приемопередающим устройством. Этот способ описан в книге "Математическое и программное обеспечение системы автономной навигации КА 11 Ф624", под редакцией Ю.Г.Антонова и С.И.Маркова, МО СССР, 1986 г.

Второй способ заключается в компьютерном расчете положения в трехмерном пространстве орта радиус-вектора опорной (расчетной, априори полагаемой) орбиты, жестком закреплении оптико-электронных приборов на корпусе КА и измерении в них координат и яркости звезд, попавших в поле зрения в моменты навигационных сеансов. Это позволило увеличить число и точность решаемых задач, расширить возможности среды применения способа для любых орбит, уменьшить количество измерительных приборов и массогабаритные характеристики бортовой системы управления КА. Этот способ описан в статье "Метод автономной астрономической навигации и ориентации ИСЗ", авторы: Кузнецов В.И., Смолицкий Х.Л.., Данилова Т.В. Известия вузов. Приборостроение, 2003. Т.46. N24. С.5-16 и патенте РФ на изобретение RU 2318188 С1 "Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов", приоритет изобретения 17 июля 2006 г., авторы: Кузнецов В.И и Данилова Т.В.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению следует считать второй способ, основанный на виртуальных измерениях зенитных расстояний звезд, который принят за прототип.

Суть этого способа заключается в том, что измерительная информация поступает только от жестко закрепленных на корпусе спутника ОЭП (их в этом случае достаточно 3). Тогда координаты звезд в фокальной плоскости прибора (см. рис.1) ξi и ηi, во-первых, косвенно содержат информацию о местонахождении КА (если с помощью их рассчитать угол между направлением на звезду и каким-либо направлением, связанным с орбитальным движением, например, направлением на центр Земли) и, во-вторых, в этих координатах содержится информация о расхождении трехгранников, связанных с одной стороны с корпусом спутника и с другой - с текущей орбитальной системой координат (ТОСК). Последняя, в свою очередь, связана с местонахождением КА (см. рис.2, где ТОСК представлена системой STW, S -по радиус-вектору орбиты, Т - по трансверсали, W - по бинормали). Поэтому при жестко закрепленных ОЭП возможно решить одновременно и задачу навигации, и задачу ориентации.

Основой ветви алгоритма, определяющей орбиту, является расчет угла φ между направлением на звезду и осью S в координатах ТОСК. По сути, этот угол есть зенитное расстояние звезды, а расчет его на основе измеренных ξi и ηi можно представить как виртуальные измерения зенитного расстояния и использовать в качестве измеряемого параметра для решения навигационной задачи в геоцентрической экваториальной инерциальной системе координат (ГЭИСК).

Задача ориентации решается, используя непосредственно значения ξi и ηi.

Для решения обеих задач требуется распознавание звезд, попавших в поле зрения ОЭП, прежде всего для идентификации самой яркой из них (рабочей звезды), а для повышения точности решения (поскольку оценка орбиты зависит от определения углов ориентации и наоборот) - разработки специальных программных мер.

Был разработан циклический режим расчетов, два способа мгновенной оценки углов ориентации в каждом навигационном сеансе (алгоритмы 1 и 2) и два способа распознавания звезд: по яркости, по яркости и угловым расстояниям между звездами. В результате распознавания определяется орт звезды в ГЭИСК, а затем решается навигационная задача как, если бы мы фактически измеряли зенитное расстояние звезды.

Отметим, однако, что достигаемая модельная точность такого алгоритма не может удовлетворить современным требованиям знания своей орбиты для некоторых КА, например, для аппаратов системы ГЛОНАСС.

Целью данного изобретения является дальнейшее повышение точности решения задач навигации и ориентации с использованием виртуальных измерений зенитных расстояний звезд без увеличения количества требуемых ОЭП.

Поэтому технический результат, отмеченный в патенте RU 2318188 С1, а именно: увеличение числа решаемых задач, расширение среды применения способа для любых орбит, уменьшение количества измерительных приборов и массогабаритных характеристик бортовой системы управления, сохраняется и в предполагаемом изобретении.

Предложенный способ разработан на основе различного крепления ОЭП по отношению к корпусу спутника. Он строится на информации от ОЭП в кардановом подвесе (минимум два) и минимум одного жестко закрепленного ОЭП. В этом случае ОЭП в кардановом подвесе, визирующие звезды, будут независимо от колебания корпуса КА точнее определять орбиту, на основании которой будут точнее определяться и углы ориентации. Но при этом возникает существенный вопрос: какие звезды выбрать для визирования?

Очевидно, что наибольшая точность определения орбиты получается при визировании наиболее ярких звезд небесной сферы (звездные величины которых меньше или приблизительно равны 1 и Полярная звезда). Их яркость и редкость в пространстве позволяют достичь высокой надежности и точности визирования. Одновременно они настолько удачно располагаются (всего двадцать звезд), что для любых орбит КА, рассмотренных нами, позволяют оптимизировать их выбор по критерию близости к осям ТОСК. Эти звезды нами названы навигационными.

Выбор с учетом положений Солнца и Луны одной навигационной звезды близко к полюсу опорной орбиты, другой близко к ее плоскости создает надежные условия повышения точности оценок орбиты.

Алгоритм решения навигационной задачи заключается в следующем.

В каждом навигационном сеансе на основе опорной орбиты осуществляется оптимизация выбора навигационных звезд из заданного поля. При визировании навигационной звезды определяется орт оси ОЭП в связанной системе координат по информации датчиков углов карданова подвеса.

В начале расчетов, когда неизвестны погрешности ориентации, их полагают нулевыми, поэтому орт звезды непосредственно переводят в орт звезды в ТОСК c учетом различного порядка наименования осей связанной и текущей систем координат:

После выработки углов ориентации формируют матрицу МП2. Тогда:

где МП2 - матрица перехода от связанной к ТОСК опорной орбиты. Одна из возможных приближенных форм этой матрицы, удобная для дифференцирования:

где υ - угол тангажа;

ψ - угол рыскания;

γ - угол крена.

Из рис.2 ясно, что, если искомый угол φ определять в ГЭИСК, то различное пространственное положение осей S' и S приведет к погрешности расчета измеряемой величины. Если же расчет φ осуществить в ТОСК, то очевидно: как в системе S'W'T', так и в системе STW орты соответствующих осей S0, T0, W0 будут состоять из единиц и нулей.

Например, орт запишется (1,0,0). Поэтому косинус угла между этой осью и направлением на звезду i (ее зенитное расстояние) будет в точности равен соответствующей координате орта например:

При этом, к какой орбите - опорной или истинной - отнести угол φi зависит от вектора и поскольку последний сформирован на основе фактических измерений в ОЭП, ясно, что это и есть значение виртуального измерения зенитного расстояния звезды на фактической (истинной) орбите.

Поскольку и ТОСК, и ГЭИСК - ортогональные системы, то величина угла при переходе между ними сохраняется. Это означает, что, рассчитав таким образом угол, мы обходим вопрос о фактическом рассогласовании осей ТОСК опорной орбиты в сравнении с ТОСК истинной орбиты.

Последнее обстоятельство является основой утверждения о практической реализуемости алгоритма решения навигационной задачи по виртуальным измерениям. Иными словами, несмотря на то, что все решение навигационной задачи идет в ГЭИСК (как и предусматривает классический подход), расчет угла осуществляют в ТОСК.

В свою очередь, исключение из расчета угла φi перехода между ТОСК и ГЭИСК приводит к значительному повышению точности этого расчета и, в конечном итоге, к росту точности навигации.

Расчет местных градиентов угла φi осуществляют в ГЭИСК с использованием опорной орбиты. Поскольку в ГЭИСК , где - радиус-вектор орбиты, r=(х22+z2)1/2, то градиенты рассчитываются таким образом:

,

где - орт опорной орбиты в ГЭИСК, q - элемент массива параметров опорного положения КА в ГЭИСК, q={х,у,z}.

После расчета угла и его градиентов собственно навигационную задачу решают традиционно, используя выбранный сглаживающий фильтр. Например, при применении метода наименьших квадратов поправки к начальной точке опорной орбиты определяют итеративно по формуле:

где j - номер навигационного сеанса,

n - число навигационных сеансов на мерном интервале,

G0j=Gj·Ф0j - начальные градиенты, то есть производные от текущей измеряемой функции φij по начальным параметрам опорной орбиты q0,

- текущие (местные) градиенты,

i - число измерений в навигационном сеансе,

- весовая матрица измерений на j-м навигационном сеансе,

- матрица вторых моментов погрешностей измерений,

- баллистические (изохронные) производные,

q0, qj - соответственно начальные и текущие параметры опорной орбиты,

Δq0c - поправка к начальным параметрам опорной орбиты на с-й итерации,

Δφijijизмijрасч - невязка измерений.

Отметим, что в отличие от решения навигационной задачи в прототипе (по информации жестко закрепленных ОЭП), где матрицу и невязки измерений необходимо рассчитывать с учетом влияния углов отклонения корпуса КА относительно оси S:

, Δφ=ΔS+Δоэп,

где σS, ΔS - средняя квадратическая и систематическая погрешности расчета орта радиус-вектора орбиты, σоэп, Δоэп - аналогичные погрешности в ОЭП, здесь и Δφij рассчитываются только на основе погрешности визирования σφоэп, Δφ=Δоэп, поэтому решение навигационной задачи становится намного точнее.

Алгоритм решения задачи ориентации при одном жестко закрепленном ОЭП построен на использовании (5) так же, как это делается при оценке орбиты.

Действительно, если использовать измеренные координаты звезд ξi ηi (см. рис.1) не в каждом навигационном сеансе, а на всем мерном интервале совокупно и рассчитать чувствительность их по отношению к углам ориентации, то можно получить сглаженные по МНК итеративные оценки ориентации (алгоритм 3).

Из рис.1 следует, что в приборной системе координат ξ, η, ζ из подобия параллелепипедов, построенных на координатах орта звезды и координатах изображения этой звезды (ξi, ηi, ζi), можно определить, с одной стороны, значение измеренных координат:

и с другой, значения координат орта звезды:

где , ƒ - фокусное расстояние.

При жестком креплении ОЭП под углами α и δ относительно строительных осей КА (XсвYсвZсв; Хсв - по продольной оси; Yсв - по боковой оси) орт звезды в связанной системе определится:

где МП1 - матрица перехода от приборной к связанной системе координат:

Здесь α - угол между проекцией оптической оси на плоскость XсвYсв и осью Хсв, δ - угол между оптической осью и плоскостью XсвYсв.

Решение задачи ориентации согласно (5) позволяет учитывать не только постоянную составляющую погрешности стабилизации, но и наличие определенной динамики.

Согласно (5) в этом случае , а Ф0j представляется как производная по времени от функции изменения погрешностей системы стабилизации на мерном интервале.

В моделирующей программе опробованы несколько таких функций: постоянные значения, линейная, квадратичная и синусоидальная функции (при условии не выхода их значений за пределы 70).

Местные градиенты

,

где k=1, 2, 3 - номера каналов,

q={ϑ,ψ,γ},

определяются на основе использования упрощенной матрицы (МП2)T, матрицы (МП1)T и (7). Применяя правило дифференцирования полученной сложной функции и решая систему двух линейных уравнений с двумя неизвестными, получим

для тангажа, k=1

для рыскания, k=2

для крена, k=3

,

,

где .

На основе представленных алгоритмов разработана имитационная модель системы, которая строилась с учетом всех сил, действующих на КА в полете. Рассчитывалась космическая обстановка (положение Луны, Солнца, планет), оценивалась возможность измерений, контролировалась работа алгоритмов распознавания и оптимизации выбора навигационных звезд, распознавалась "картинка" поля звезд, попавших в ОЭП, строился годограф положения оси ОЭП на небесной сфере.

Эти и другие элементы визуализации процесса решения, примененные в модели, позволяли осуществлять контроль над процессом, глубже понять его и убедиться в реализуемости идеи.

Были исследованы десять типов орбит, от низких (высота 200-300 км), до геостационара, от околокруговых до сильновытянутых (эксцентриситет порядка 0,7-0,8), от полярных (наклонение порядка 85°-86°) до экваториальных.

Отметим, что программа модели позволяет осуществлять решения при любом количестве ОЭП (до пяти) и решать при этом либо только навигационную задачу, либо обе задачи: навигации и ориентации.

Решения осуществлялись на один мерный интервал (1-2 оборота) и на ряд последовательных мерных интервалов (до 35). Решение на один мерный интервал, называлось однократным, оно базировалось на 50-1000 навигационных сеансах и оценивалось максимальным отклонением между навигационной оценкой (оценкой ориентации) и истинной орбитой (фактическим отклонением осей) по всему мерному интервалу (апостериорная гарантированная оценка). На последовательных интервалах оценивалась статистическая оценка точности на основе гарантированных оценок однократных решений. Определялись максимум максиморум, математическое ожидание и среднее квадратическое отклонение.

Статистические оценки заносились в базу данных решений. Каждая запись базы содержит результаты решений и исходные данные, позволяющие повторять решения. В табл.1 представлен ряд таких записей, где в графе «алгоритм метода» прототип обозначен как «первый».

Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов (КА), отличающийся различным креплением к корпусу КА оптико-электронных приборов (ОЭП), два из которых помещены в кардановы подвесы и визируют оптимально выбранные самые яркие звезды небесной сферы, один жестко крепится к корпусу; включающий для решения навигационной задачи компьютерный расчет виртуальных зенитных расстояний визируемых звезд на основе использования пространственного положения радиус-вектора опорной (априори полагаемой) орбиты без фактического построения местной вертикали, для решения задачи ориентации - распознавание компьютерным расчетом, с использованием звездного бортового каталога и опорной орбиты, звезд, попавших в поле зрения жестко закрепленного ОЭП, измерение приборных координат самой яркой звезды и расчет чувствительности измерений к углам ориентации; обе задачи решаются одновременно, и, благодаря различным способам крепления ОЭП, точность решения обеих задач существенно повышается по сравнению с точностью прототипа.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к мореходной астрономии и может быть использовано для определения координат места по наблюдению светил. .

Изобретение относится к глобальным информационным космическим системам мониторинга Земли и околоземного пространства. .

Изобретение относится к космонавтике и, в частности, к системам астрокоррекции азимута пуска ракет-носителей. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании спутниковых систем позиционирования объектов на земной поверхности. .

Изобретение относится к информационным спутниковым системам и может быть использовано для создания глобального радионавигационного поля для морских, наземных, воздушных, а также космических потребителей.

Изобретение относится к космической технике и, в частности, к методам и средствам обеспечения привязки времени регистрации наблюдаемых явлений на борту космического аппарата (КА) к местному времени на Земле.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) преимущественно при полетах в сложных метеоусловиях. .

Изобретение относится к мореходной астрономии и может быть использовано для определения координат места по наблюдению светил. .

Изобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано в составе бортового оборудования летательных аппаратов для решения задач наведения, прицеливания и применения боевых средств.

Изобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано в составе бортового оборудования летательных аппаратов, обеспечивающего их управление и наведение.

Изобретение относится к области навигационных систем

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения небесных объектов - звезд, галактик, квазаров и тел Солнечной системы, прежде всего астероидов и комет, опасных для Земли. Изобретение включает способ обзора небесной сферы с космического аппарата и космическую систему наблюдения и обнаружения небесных объектов и тел Солнечной системы, реализующую указанный способ. Обзор осуществляется сканированием небесной сферы аппаратурой наблюдения по полным большим кругам или по участкам, образованным частями больших кругов, путем вращения корпуса космического аппарата с задаваемой скоростью. Угловые скорости сканирования постоянны, но различны для разных участков небесной сферы и обеспечивают регистрацию всех небесных объектов с блеском до заданной звездной величины и выявление опасных небесных тел (астероидов и комет) размером 100 м и более, обнаруживаемых на расстоянии от Земли ~150 млн км и более, при времени их сближения с Землей 1 месяц и более. Космическая система включает в себя размещенный на геостационарной или близкой к ней геосинхронной орбите космический аппарат с одним или несколькими телескопами и непрерывной радиосвязью с наземными пунктами, снабженный средствами обеспечения сканирования и бортовым комплексом обработки информации, а также наземные средства управления, приема и обработки информации. Предусмотрена возможность расширения космической системы путем введения в нее дополнительных космических аппаратов и соответствующих наземных пунктов. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах астроориентации и астронавигации космических аппаратов и авиационной техники. Технический результат - повышение точности. Для этого прибор содержит входную оптическую систему с объективом, в фокальной плоскости которого установлен приемник излучения, размещенные на внутренней рамке подвеса, а также внешнюю рамку подвеса и блок обработки информации, первый вход которого подключен к выходу, а первый управляющий выход - к управляющему входу приемника излучения, при этом внутренняя и внешняя рамки подвеса снабжены приводами, входы которых подключены соответственно ко второму и третьему управляющим выходам блока обработки информации, и измерителями угла поворота. Повышение точности угловых измерений достигается за счет увеличения скорости обработки информации при использовании высокоточных высокоинформативных устройств. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам автономной навигации и ориентации космического аппарата (КА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют формирование оценок оскулирующих элементов орбиты и углов ориентации КА относительно осей текущей орбитальной системы координат. Эти оценки определяются на основе анализа геоцентрических годографов осей КА, полученных на основе обработки результатов измерений в жестко закрепленном на корпусе КА оптико-электронном приборе координат звезд и их звездных величин. Полученные оценки используются в качестве априорной информации при решении задачи навигации и ориентации на борту КА. При этом восстанавливается возможность функционирования системы автономной навигации и ориентации при аварийном пуске КА, либо при возникновении других нештатных ситуаций, связанных с потерей априорной (опорной) информации. Тем самым повышаются степень автономности и уровень надежности функционирования бортового комплекса управления, повышается степень боевой устойчивости и вероятности выполнения полетного задания. 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области автоматики и может быть использовано при создании систем автоматического управления (САУ) изделиями и объектами ракетно-космической техники (РКТ) и робототехнических комплексов (РТК), работающих в экстремальных внешних условиях. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого cиcтема содержит оптоэлектронное устройство с двумя телескопами и исполнительными органами для управления телескопами, ПЗС матрицами, установленными в фокусе телескопов, и специализированным вычислительным устройством (СБУ) обработки изображений, Обеспечение энергией осуществляет подсистема электропитания (ПЭП). Кроме этого, система содержит аппаратуру спутниковой навигации, бесплатформенную инерциальную навигационную подсистему (БИНПС), бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) и подсистему электропитания (ПЭП). Наличие встроенного резервирования во всех компонентах системы с собственными средствами контроля и нейтрализации катастрофических отказов позволяет нейтрализовать катастрофические отказы в компонентах, вызванные временем и действием тяжелых заряженных частиц космического пространства. 29 з.п. ф-лы, 29 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в системах обнаружения воздушных объектов искусственного происхождения, перемещающихся в атмосфере Земли. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют последовательное измерение интенсивности изотропного космического реликтового излучения путем сканирования измерительным приемником небесной сферы, настроенным на частоту изотропного космического реликтового излучения. При этом для регистрации интенсивности электромагнитных волн изотропного космического реликтового излучения используется регистратор, который состоит из узкополосной, узконаправленной антенны, узкополосного селективного приемника, прецизионного позиционера и вычислителя координат перемещающихся воздушных объектов с устройством вывода информации. 1 ил.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам. Отличительной особенностью заявленной системы астровизирования является то, что в блок обработки выходного сигнала телеблока дополнительно введены второй коммутатор, первым входом соединенный со вторым выходом циклического счетчика, вторым входом соединенный со вторым выходом накопителя, а выходом соединенный с четвертым входом сумматора-накопителя, а в блоке обнаружения звезды и определения ее координат второй выход первого блока сравнения соединен со вторым входом пятого блока сравнения, первый вход четвертого блока сравнения соединен с выходом блока запоминания координат звезды при прохождении выходного сигнала сумматора-накопителя блока обработки выходного сигнала телеблока через ноль, а второй и третий входы соответственно со вторыми выходами второго и третьего блоков сравнения, а третий выход четвертого блока сравнения соединен с первым входом вновь введенного шестого блока сравнения, второй вход которого соединен с выходом пятого блока сравнения, а выход соединен со входом вновь введенного блока определения координат визируемой звезды, выход которого соединен со входом блока формирования признака обнаружения визируемой звезды. Техническим результатом является повышение точности визирования звезды. 7 ил.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с выхода астровизирующего устройства. Характеризуется тем, что для обнаружения визируемой звезды при наличии фоновой помехи высокого уровня формируется накопитель, состоящий из N регистров для хранения N последних выходных сигналов телеблока, и циклический счетчик, меняющийся от единицы до N на каждом цикле поступления выходного сигнала телеблока. Текущий выходной сигнал телеблока запоминается в регистре накопителя, номер которого определяется значением циклического счетчика. Для повышения точности определения координат визируемой звезды, при наличии градиента фоновой помехи высокого уровня, номер регистра накопителя определяется как текущее значение циклического счетчика и 3/4 числа N регистров накопителя, взятое по модулю N. Техническим результатом является повышение точности визирования звезды за счет компенсации градиента фоновой помехи. 6 ил.

Изобретение относится к высокоточным астроинерциальным навигационным системам для применения в составе пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Астронавигационная система, установленная на летательном аппарате, содержит бесплатформенную инерциальную навигационную систему, включающую акселерометры, гироскопы, приемник спутниковой радионавигационной системы, навигационный вычислитель, автономный источник питания, астровизирующее устройство с вычислителем, определяющим угловые параметры визирования звезд, навигационный вычислитель, блок градиентометров, жестко связанный с бесплатформенной инерциальной навигационной системой, для возможности синхронного перемещения с летательным аппаратом и параллельно плоскости горизонта. Вычислитель бесплатформенной инерциальной навигационной системы выполнен в виде последовательно соединенных программного модуля вычисления матрицы градиентов, программного модуля счисления скорости, программного модуля счисления координат и программного модуля коррекции. Технический результат - повышение точности параметров астроинерциальной системы путем использования косвенных значений градиента вектора напряженности гравитационного поля Земли. 1 ил.
Наверх