Бортовая система навигации искусственного спутника земли



Бортовая система навигации искусственного спутника земли

 


Владельцы патента RU 2575302:

Ключников Валерий Николаевич (RU)

Изобретение относится к бортовым системам навигации (БСН) искусственных спутников Земли (ИСЗ) на низких (с высотой до 500-600 км) орбитах. БСН содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в параметры движения центра масс (ЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования параметров движения ЦМ. В состав БСН введены соединенные с устройством управления системой блок уточнения баллистического коэффициента (БК) - как параметра согласования расчетного и фактического движения ИСЗ, блок накопления текущих значений БК и блок прогнозирования БК. В блоке прогнозирования БК использован адаптивный (по параметрам, либо также и по структуре модели) алгоритм прогнозирования БК. В алгоритме могут быть использованы соотношения эмпирической регрессии или метод группового учета аргументов. Техническим результатом изобретения является повышение точности прогнозирования движения ЦМ спутника. 2 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, более конкретно - к бортовым системам навигации (БСН) искусственных спутников Земли (ИСЗ) при орбитальном полете с высотой преимущественно до 500-600 км.

БСН обычно решает две взаимосвязанные задачи: во-первых, уточняет по результатам траекторных измерений положение и скорость ИСЗ на некоторый момент времени tут - параметры движения центра масс (ПДЦМ) и, во-вторых, используя принятую модель движения и эти параметры как начальные, прогнозирует их на требуемый момент tпр. Как правило, в модели движения на низких орбитах учитывают силы от гравитационного поля Земли и от аэродинамического воздействия верхней атмосферы, вектор ускорения от действия которой обычно записывают в виде

аат=SρVат2v,

где S - баллистический коэффициент (БК) ИСЗ;

ρ - плотность атмосферы;

V - скорость движения спутника относительно атмосферы;

v - единичный вектор скорости V.

Точность прогнозируемых ПДЦМ для рассматриваемых ИСЗ связана, главным образом, с недостаточным знанием БК и плотности атмосферы (из-за случайной составляющей в ее изменении). Задача заключается в том, чтобы на интервале прогнозирования движения спутника использовать по возможности максимально точное значение величины Sρ.

В качестве прототипа выбрана БСН ИСЗ [Методы обеспечения живучести низкоорбитальных автоматических КА зондирования Земли: математическое моделирование, компьютерные технологии. / А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, А.В. Соллогуб, В.П. Макаров. М.: Машиностроение, 2010], содержащая устройство управления системой, устройство преобразования навигационных сигналов (НС) в навигационные параметры (НП), блок преобразования НП в ПДЦМ спутника и блок прогнозирования ПДЦМ. В этой системе использована статическая модель плотности атмосферы по ГОСТ 4401-81, в которой ρ зависит только от высоты полета спутника. Величину Sρ уточняют в наземном комплексе управления полетом путем коррекции S как коэффициента согласования расчетного движения ИСЗ с действительным на некотором (порядка 16-ти витков полета, предшествующих времени t) интервале его уточнения. Значение уточненного S передают в бортовой комплекс управления. При этом БК на интервале прогнозирования движения полагают постоянным и равным уточненному: Sпр=Sут.

Недостаток прототипа состоит в том, что из-за отличия используемого на интервале [tут, tпр] значения БК от фактического возможны значительные ошибки прогнозирования ПДЦМ ИСЗ, особенно при больших интервалах.

Задачей изобретения является увеличение точности прогнозирования ПДЦМ ИСЗ.

Поставленная задача решается благодаря тому, что в известной БСН ИСЗ, содержащей устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования НС в НП, блок преобразования НП в ПДЦМ спутника, блок прогнозирования ПДЦМ, предусмотрены следующие отличия: в систему введены блок уточнения БК как параметра согласования расчетного и фактического движения спутника, блок накопления текущих значений баллистического коэффициента и блок прогнозирования баллистического коэффициента, причем устройство управления системой соединено с этими блоками.

При этом блок прогнозирования баллистического коэффициента имеет структуру, реализующую

либо адаптивный по параметрам модели алгоритм прогнозирования баллистического коэффициента, основанный, например, на соотношениях эмпирической регрессии [Бронштейн И.Н, Семендяев К.А. Справочник по математике для инженеров и учащихся ВТУЗов. - М.: Наука - 1980],

либо адаптивный по структуре и параметрам модели алгоритм прогнозирования баллистического коэффициента, основанный, например, на методе группового учета аргументов [Ивахненко А.Г., Юрачковский Ю.П. Моделирование сложных систем по экспериментальным данным. - М.: «Радио и связь» - 1987].

Техническая сущность предложенного устройства (системы навигации) поясняется графическими материалами:

фиг. 1 - структурная схема БСН ИСЗ;

фиг. 2 - временная диаграмма, облегчающая понимание используемых для уточнения БК зависимостей.

Предложенная БСН ИСЗ (см. фиг. 1) содержит устройство 1 управления системой, устройство 2 преобразования НС в НП, блок 3 преобразования НП в ПДЦМ спутника и блок 4 прогнозирования ПДЦМ, при этом устройство 1 соединено с устройством 2 и блоками 3, 4.

Также БСН содержит (в отличие от прототипа) блок 5 уточнения БК, блок 6 накопления текущих значений БК и блок 7 прогнозирования БК, причем устройство 1 соединено с блоками 5, 6, 7.

Здесь устройство 1 управления системой включает обычные элементы электронной вычислительной машины: собственно устройство управления, память, процессор, устройства ввода-вывода и программное обеспечение. Устройство 2 содержит датчики и преобразующее устройство. Блоки 3-7 представляют собой области постоянной памяти, информация из которых считывается в оперативную память вычислительной машины.

БСН ИСЗ согласно изобретению работает следующим образом.

Устройство 1 управления системой задает устройству 2 время начала tн и конца tк навигационных измерений. Сигналы С от навигационного поля (например, радиосигналы от навигационных спутников) принимаются этим устройством, преобразуются в НП Р (например, радиальную дальность D и скорость изменения радиальной дальности относительно навигационных спутников) и выдаются в устройство 1.

По завершении измерений устройство 1 подключает блок 3 для преобразования НП в ПДЦМ спутника:

где t - время;

R=(X, Y, Z), V=(Vx, Vy, Vz) - вектор положения и вектор скорости центра масс ИСЗ (с компонентами в некоторой системе координат).

Далее подключается блок 5, уточняющий с помощью блока 4 БК (см. фиг. 2):

[(t, R, V)′, (t, R, V)′′, Sp]→Sут.

Для этого используется, например, зависимость

Sут=Sp+(SΔ-Sp)(u′′-up)/(uΔ-up),

где Sp - расчетное (уточненное на предыдущем интервале) значение БК;

SΔ - «возмущенное» значение БК (можно положить равным 1,1·Sp);

u′′ - аргумент широты, соответствующий уточненным ПДЦМ (t, R, V)′′;

up - аргумент широты, соответствующий прогнозируемым с Sp ПДЦМ (t, R, V)p;

uΔ - аргумент широты, соответствующий прогнозируемым с SΔ ПДЦМ (t, R, V)Δ.

С помощью подключенного к устройству 1 блока 6 запоминается уточненное значение БК: Sут→SN.

Затем к устройству 1 подключается блок 7, который, используя накопленные S, рассчитывает прогнозируемое значение БК на время t>tут:

(S1, S2, …, SN≡Sут)→Sпр.

С этой целью можно применить (в простейшем случае) соотношение эмпирической прямой регрессии

Sпр=S++β(Sут - S-),

где S + = ( N 1 ) 1 i = 1 N 1 S i + 1 ;

S = ( N 1 ) 1 i = 1 N 1 S i ;

β = [ i = 1 N 1 ( S i S ) ( S i + 1 S + ) ] / i = 1 N 1 ( S i S ) 2 .

С помощью блока 4 полученное значение БК используется для прогнозирования ПДЦМ на заданный момент tпр:

[(t, R, V)′′, Sпр]→(t, R, V)пр, которые выдаются в другие системы, например в систему управления движением ИСЗ.

Предложенная БСН ИСЗ обладает следующим техническим преимуществам перед прототипом: система с большей точностью прогнозирует ПДЦМ спутника благодаря возможности использовать более точную модель аэродинамического воздействия на интервале прогнозирования его движения.

Оценочные расчеты с использованием экспериментальных данных одного из ИСЗ, на котором уточнялся БК на интервале 8-ми витков, показали, что предлагаемое техническое решение позволит уменьшить усредненную неточность ΔSпр = |Sпр - SN+1| используемого на интервале прогнозирования БК относительно ΔSут = |Sут - SN+1|, то есть величину |ΔSпр - ΔSут|/ΔSут, на ≈ 10%. Примерно на такое же значение улучшится и точность прогнозирования положения спутника вдоль орбиты.

Так, например, для ИСЗ с высотой перигея × апогея 200×300 км и баллистическим коэффициентом 0,025 м3/(кгс·с2) при среднем значении ΔSут = 0,0025 м3/(кгс·с2) максимальные ошибки вдоль орбиты на интервале прогнозирования 12 ч (≈ 8 витков) уменьшатся за счет использования Sпр вместо Sут в среднем на 0,5 км (с 5,2 до 4,7 км). Вероятно, что с уменьшением (до некоторого предела) интервала уточнения БК следует ожидать еще большего повышения точности прогнозирования ПДЦМ спутника.

Бортовая система навигации искусственного спутника Земли (ИСЗ), содержащая устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в параметры движения центра масс спутника и блок прогнозирования параметров движения центра масс спутника, отличающаяся тем, что в бортовую систему навигации включены соединенные с устройством управления системой блок уточнения баллистического коэффициента как параметра согласования расчетного и фактического движений ИСЗ, блок накопления текущих значений баллистического коэффициента и блок прогнозирования баллистического коэффициента, при этом блок прогнозирования баллистического коэффициента имеет структуру, реализующую либо адаптивный по параметрам модели алгоритм прогнозирования баллистического коэффициента, основанный, например, на соотношениях эмпирической регрессии, либо адаптивный по структуре и параметрам модели алгоритм прогнозирования баллистического коэффициента, основанный, например, на методе группового учета аргументов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является усовершенствование определения коррекций часов, которые не требуют точных часов, на любом сетевом приемнике.

Изобретение относится к технике навигации. Технический результат состоит в повышении точности определения координат.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в беспроводных системах связи. Технический результат состоит в повышении надежности передачи.

Изобретение относится к радиотехнике и может использоваться для определения местоположения объектов. Технический результат состоит в повышении точности определения местоположения.

Изобретение относится к средствам навигации и может быть использовано в транспортных средствах для определения местоположения транспортного средства. Достигаемый технический результат изобретения - обеспечение определения координат навигационного приемника с частичной компенсацией погрешностей.

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является определение курсового угла транспортного средства или оборудования, соединенного с транспортным средством.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в глобальной навигационной спутниковой системе (GNSS). Технический результат состоит в повышении точности определения местоположения объектов.

Изобретение относится к космической отрасли, а именно к средствам и способам оперативного мониторинга состояния ионосферы с использованием космических аппаратов (КА), и может использоваться, например, для оперативной диагностики ионосферных возмущений с целью принятия необходимых комплексных мер по повышению безопасности хозяйственной и научной деятельностей, сопряженных с применением наземных, морских, авиационных и космических средств.

Изобретение относится к области навигации. Техническим результатом является повышение стабильности приема сигналов.

Изобретение относится к радиотехнике и может использоваться для проверки достоверности позиционной информации. Технический результат состоит в повышении точности определения позиционной информации.

Изобретение относится к области астрономо-геодезических измерений и может быть использовано для определения географических координат объекта, в том числе подвижного.

Заявляемое изобретение относится к навигационной технике, а именно к способу навигации космического аппарата (КА). Способ основан на измерении отклонения истинного и измеренного положения звезды, наблюдаемой сквозь земную атмосферу.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения летательных аппаратов: искусственных спутников Земли, спускаемых космических аппаратов, управляемых снарядов и ракет.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного определения направления на Солнце. Согласно способу с помощью оптико-интерференционной системы получают изображения светящегося кольца, центр которого соосен с направлением Солнца из центральной точки этой системы.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов, например летательных аппаратов. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к замкнутым телевизионным системам и может быть использовано в контрольно-измерительной технике, в приборах для космической навигации, в устройствах позиционирования, в системах управления космического аппарата в качестве датчика ориентации, где в качестве источника информационного сигнала используются матричные фотоприемники с накоплением заряда.

Изобретение может использоваться на космических аппаратах дистанционного зондирования Земли при жестких требованиях по координатной привязке получаемых снимков.

Изобретение относится к оптико-электронному приборостроению и может быть использовано в оптико-электронных приборах (ОЭП) ориентации по звездам, содержащих матричный фотоприемник с накоплением заряда.

Изобретение относится к области измерений и измерительной техники и может быть использовано в геодезии, навигации, метеорологии. Способ определения задержки электромагнитного сигнала тропосферой при относительных спутниковых измерениях включает спутниковые измерения, измерение метеоэлементов геодезическим градиентометром (патент РФ №2452983), расчет распределения метеоэлементов в направлении распространения электромагнитного сигнала, определение задержки сигнала тропосферой.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, обеспечивающим измерение угловых координат цели в динамическом режиме. Углоизмерительный прибор содержит объектив, матричный приемник излучения, вычислительный блок и канал геометрического эталона, состоящий из оптически сопряженных с объективом осветительного блока, имеющего три источника света, расположенные под углом 120° друг к другу, коллиматорного блока, включающего три входные и три выходные точечные диафрагмы, и зеркально-призменного блока, образующий с нанесенными на него диафрагмами коллиматора моноблок, жестко связанный с опорной плоскостью углоизмерительного прибора.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для защиты Земли и космических аппаратов (КА) от астероидно-кометной опасности (АКО). Выводят на орбиту КА со средствами аппаратуры наблюдения (АН) на базе телескопов, первичной обработки изображений и непрерывной прямой двусторонней радиосвязи, устанавливают АН на Луне, синхронизируют КА-телескопы по шкале единого времени, размещают главную оптическую ось АН каждого КА в точках Лагранжа, поочередно сканируют и получают изображения участков небесной сферы, определяют координаты и блеск наблюдаемых небесных объектов (НО), принимают и обрабатывают на наземном пункте управления изображения с зафиксированными новыми НО, с помощью информационно-аналитического центра мониторинга АКО собирают, обрабатывают, анализируют, систематизируют, каталогизируют и хранят информацию об объектах АКО, строят динамику перемещений НО во времени и пространстве, вычисляют орбиты НО, регулярно обновляют и передают потребителям информацию об уточненных параметрах НО, оценивают степень угрозы математическим методом, основанным на критерии минимума среднего риска и зависящим от стоимости ложной тревоги, вероятности отсутствия столкновения, условной вероятности ложной тревоги, весового множителя, стоимости ущерба при столкновении, вероятности столкновения, условной вероятности пропуска столкновения, плотности вероятности положения КА или Земли в пространстве, отношения правдоподобия, плотности вероятности положения опасных космических объектов в пространстве, принимают решения о дальнейших действиях.
Наверх