СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРБИТЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
METHOD OF DEFINING SPACECRAFT ORBIT

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к системам наблюдения за полетом космических аппаратов и может использоваться для определения орбиты космического аппарата (КА) по измерениям навигационных параметров его орбиты.
В дальнейшем изложении изобретения термином «наблюдаемый КА» будем называть КА, орбита которого должна быть определена.
Предшествующий уровень техники
Известен способ определения орбиты КА, при котором на его борту устанавливают навигационную аппаратуру потребителя глобальной навигационной спутниковой системы, в орбитальном полете наблюдаемого КА принимают навигационные сообщения космических аппаратов глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС), определяют параметры орбиты наблюдаемого КА путем обработки навигационных сообщений [1].
Недостатками способа являются:
- невозможность определения орбиты КА, траектория движения которых находится в области околоземного пространства, в которой навигационные сообщения ГНСС недоступны;
- увеличение массы бортовой аппаратуры каждого КА, орбита которого должна быть определена, за счет необходимости установки на борту такого КА навигационной аппаратуры потребителя ГНСС;
- невозможность определения орбиты КА, на борту которого отсутствует исправно работающая навигационная аппаратура потребителя ГНСС.
Известен способ определения орбиты КА, при котором осуществляют измерения параметров взаимного движения двух КА и применяют для этого бортовую аппаратуру межспутниковых измерений [2, с.448-458]. Измерение параметров взаимного движения КА осуществляют путем измерения псевдодальностей и псевдоскоростей движения одного КА относительно другого. Так как способ обеспечивает измерение параметров взаимного положения двух КА, для определения орбиты наблюдаемого КА в системе координат, связанной с вращающейся Землей, необходимо определить орбиту одного из КА с помощью наземных измерительных станций. После определения орбиты одного КА по измерениям наземных станций способ позволяет уточнить параметры орбиты другого КА (наблюдаемого).
В соответствии с этим способом на борту двух КА, один из которых является наблюдаемым, устанавливают бортовую аппаратуру межспутниковых измерений, в орбитальном полете осуществляют измерения параметров взаимного движения двух КА с помощью бортовой аппаратуры межспутниковых измерений. Измеряют навигационные параметры орбиты первого КА наземными измерительными станциями и рассчитывают параметры его орбиты по измерениям наземных станций. Орбиту второго (наблюдаемого) КА определяют по межспутниковым измерениям и параметрам орбиты первого КА, рассчитанным по измерениям наземных станций.
Недостатками способа являются:
- необходимость проведения измерений навигационных параметров орбиты одного КА с помощью наземных измерительных станций;
- необходимость затрат энергоресурсов каждого КА для проведения межспутниковых измерений;
- увеличение массы бортовой аппаратуры каждого из двух КА за счет необходимости установки на борту каждого КА аппаратуры межспутниковых измерений;
- невозможность определения орбиты КА, на борту которого отсутствует исправно работающая аппаратура межспутниковых измерений;
- затраты ресурсов наземных станций на проведение измерений навигационных параметров орбиты одного из КА;
- искажение результатов навигационных измерений параметров орбиты КА, выполненных наземными станциями, вследствие воздействия атмосферы на распространение радиосигналов, применяемых для измерения навигационных параметров;
- необходимость проведения продолжительных мерных интервалов для определения орбиты по измерениям навигационных параметров орбиты КА, выполненных наземными станциями.
Следует подчеркнуть, что при определении орбиты по измерениям наземных станций продолжительность мерного интервала должна составлять, как правило, несколько витков полета КА [2, с.305], [3, с.171]. При этом измерения должны осуществляться наземными измерительными станциями, установленными на разных измерительных пунктах. Привлечение измерительных станций различных измерительных пунктов позволяет снизить влияние систематических погрешностей измерений, свойственных различным станциям, на результаты определения параметров орбиты. Могут применяться однопунктные схемы измерения навигационных параметров, при которых параметры орбиты рассчитывают по измерениям, выполненным измерительной станцией одного измерительного пункта. Использование однопунктных схем измерений приводит к необходимости увеличения продолжительности мерного интервала [4, с.182-184].
Известен способ определения параметров орбиты КА, заключающийся в выполнении измерений траекторных параметров, передаче в комплекс управления совокупности измеренных значений траекторных параметров с последующим их накапливанием и обработкой [5]. Согласно изобретению применяют четыре этапа обработки траекторных данных. После первого из них запоминают данные об ориентации плоскости орбиты и фильтруют их вместе с аналогичными данными, накопленными на интервале в несколько десятков суток. Определяют точные параметры плоскости орбиты, применяя их на следующем этапе, где получают оценки четырех параметров движения в плоскости орбиты, которые запоминают и фильтруют вместе с аналогичными данными, накопленными на интервале продолжительностью несколько суток. По ним определяют точные значения параметров движения в плоскости орбиты.
Известен способ-прототип определения параметров орбиты КА, при котором разрабатывают программу проведения измерений навигационных параметров орбиты КА для наземных измерительных станций, измеряют навигационные параметры орбиты с помощью наземных измерительных станций, накапливают измеренные значения навигационных параметров, передают измеренные навигационные параметры в вычислительный центр, в котором проводят предварительную обработку результатов измерений навигационных параметров, определяют параметры орбиты по измеренным навигационным параметрам [2, с.302-303], [3, с.170-172].
Недостатками описанных выше последних двух способов являются:
- необходимость проведения продолжительных мерных интервалов для измерения навигационных параметров орбиты КА;
- искажение результатов навигационных измерений параметров орбиты КА, выполненных наземными станциями, вследствие воздействия атмосферы на распространение радиосигналов, применяемых для измерения навигационных параметров;
- затраты ресурсов на проведение измерений навигационных параметров орбиты КА наземными станциями.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, состоит в обеспечении возможности расчета параметров орбиты КА при непродолжительном мерном интервале измерения навигационных параметров.
Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в уменьшении длительности мерного интервала, необходимого для определения параметров орбиты КА.
Дополнительные технические результаты, достигаемые заявленным изобретением, заключаются:
- в обеспечении возможности определения орбиты любого КА, излучающего радиосигналы, по измерениям параметров сигналов радиоизлучения; при этом в соответствии со способом не требуется проведения специальных режимов навигационных измерений с использованием бортовой аппаратуры наблюдаемого КА и затрат ресурсов аппаратуры;
- в повышении точности определения орбиты за счет существенного снижения негативного влияния ионосферы на результаты навигационных измерений параметров орбиты КА;
- в снижении требований к погрешности задания начального приближения параметров орбиты наблюдаемого КА по сравнению с требованиями, свойственными известным способам определения орбиты, в которых применяются наземные измерения навигационных параметров движения КА;
- в возможности определения орбиты КА по результатам измерения навигационных параметров на участках полета, находящихся вне зон радиовидимости наземных средств измерений, и без использования навигационных сообщений ГНСС.
Последний из отмеченных дополнительных технических результатов, во-первых, способствует повышению надежности успешного решения задачи определения орбиты за счет возможности применения нового - заявленного способа в дополнение к другим известным способам определения орбиты, во-вторых, создает условия для обеспечения непрерывности контроля параметров траектории КА за счет возможности определения орбиты наблюдаемого КА вне зон радиовидимости наземных средств измерений путем применения заявленного способа, в котором не требуется непосредственного применения наземных средств измерений.
Сущность изобретения состоит в том, что для определения орбиты наблюдаемого космического аппарата разрабатывают программу проведения измерений навигационных параметров его орбиты, измеряют навигационные параметры орбиты, накапливают измеренные значения навигационных параметров, проводят предварительную обработку результатов измерений навигационных параметров, согласно изобретению на орбиту выводят космический аппарат, в составе бортовой аппаратуры которого размещают навигационную аппаратуру потребителя глобальной навигационной спутниковой системы и аппаратуру измерения частоты сигнала, передаваемого наблюдаемым космическим аппаратом, в орбитальном полете выведенного космического аппарата определяют параметры его орбиты с помощью навигационной аппаратуры потребителя, измеряют частоту сигнала, переданного наблюдаемым космическим аппаратом, используют измеренную частоту сигнала в качестве навигационного параметра орбиты наблюдаемого космического аппарата и определяют орбиту наблюдаемого космического аппарата по измеренным значениям частоты сигнала наблюдаемого космического аппарата и параметрам орбиты выведенного космического аппарата.
Существенные признаки, характеризующие изобретение
1. Измерение навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА осуществляется с помощью измерительной аппаратуры, установленной на борту другого КА, т.е. на подвижной орбитальной платформе. В способе-прототипе для измерения параметров орбиты применяются наземные измерительные средства.
2. В качестве измеряемого навигационного параметра, характеризующего орбиту наблюдаемого КА, применяется частота излучаемого им радиосигнала. При этом измерение значений навигационных параметров орбиты может осуществляться по радиосигналу любой частоты из диапазона частот, излучаемых наблюдаемым КА, в отличие от способа-прототипа, в котором измерение навигационных параметров осуществляется только в диапазоне частот работы измерительных станций. Согласно заявленному изобретению, например, измерение значений навигационного параметра орбиты КА-ретранслятора может осуществляться по радиосигналу некоторой одной несущей частоты из диапазонов частот сигналов, излучаемых КА-ретранслятором.
Таким образом, заявленный способ при определении орбиты КА-ретранслятора не требует, во-первых, затрат ресурсов наблюдаемого КА на проведение навигационных измерений; во-вторых, необходимости проведения технических мероприятий с целью создания специальных режимов работы бортовой аппаратуры и канала радиоизлучения для измерения навигационных параметров орбиты.
3. Заявленный способ позволяет существенно снизить влияние ионосферы на результаты измерений навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА, за счет того что измерения навигационных параметров его орбиты осуществляются на борту другого КА. В связи с тем что измерительная аппаратура находится на борту КА, находящемся в орбитальном полете, искажение результатов измерений, вызванных воздействием атмосферы на распространение радиосигналов, в заявленном способе значительно меньше, чем в способе-прототипе.
Высокоточное определение орбиты КА, на котором установлена аппаратура для измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА, достигается навигационными определениями параметров его движения по данным глобальной навигационной спутниковой системы.
4. Выполнение следующей совокупности последовательных действий для расчета орбиты наблюдаемого КА:
- определение параметров орбиты выведенного КА, применяемого для измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА, по навигационным сообщениям глобальной навигационной спутниковой системы;
- измерение частоты радиосигнала, переданного наблюдаемым КА, с помощью бортовой аппаратуры выведенного КА;
- проведение предварительной обработки результатов измерений навигационных параметров и определение орбиты наблюдаемого космического аппарата по измеренным значениям частоты сигнала наблюдаемого космического аппарата и параметрам орбиты выведенного космического аппарата.
Важной особенностью приведенной совокупности действий, существенно отличающей ее от последовательности способа-прототипа, является использование параметров орбиты выведенного КА для определения орбиты наблюдаемого КА. При определении параметров орбиты в способе-прототипе используют координаты наземных измерительных станций, выполнивших измерения навигационных параметров орбиты, заданные в некоторой системе отсчета.
Следует отметить, что заявленный способ предусматривает выполнение ресурсоемкой, дорогостоящей технологической операции - выведение на орбиту КА. Цель этой операции заключается в размещении на орбите аппаратуры измерения навигационных параметров наблюдаемого КА, сопряженной с навигационной аппаратурой потребителя глобальной навигационной спутниковой системы. Указанная совокупность аппаратных средств может быть включена в качестве дополнительной нагрузки в состав бортовой аппаратуры некоторого КА, основное функциональное назначение которого не связано с определением орбиты наблюдаемого КА. Поэтому реализация способа не требует значительных затрат ресурсов.
Основные признаки, отличающие заявленный способ от способа-прототипа:
1) измерение навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА с помощью измерительной аппаратуры, установленной на борту другого КА, находящегося в орбитальном полете, т.е. на подвижной орбитальной платформе;
2) определение параметров орбиты наблюдаемого КА осуществляется по двум группам исходных данных, во-первых, межспутниковым измерениям навигационных параметров его орбиты, во-вторых, параметрам орбиты КА, бортовой аппаратурой которого выполнены навигационные измерения, т.е. параметрам подвижной орбитальной платформы.
В отличие от описанного выше способа определения орбиты КА, в котором применяют бортовую аппаратуру межспутниковых измерений [2, с.448-458], в заявленном способе не требуется размещение аппаратуры межспутниковых измерений на наблюдаемом КА. Заявленный способ предусматривает установку измерительной аппаратуры только на одном КА, и затраты ресурсов наблюдаемого КА для измерения навигационных параметров его орбиты не требуются.
Необходимым условием для применения заявленного способа является наличие участков полета, на которых существует взаимная радиовидимость наблюдаемого КА и КА, на котором установлена аппаратура измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА. Очевидно, обеспечение необходимой продолжительности участков взаимной радиовидимости может обеспечиваться рациональным выбором параметров орбиты КА, предназначенного для измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА.
Предпосылкой возможности применения заявленного способа является наличие навигационного поля ГНСС, позволяющего по навигационным сообщениям определять и непрерывно поддерживать параметры движения КА-орбитальной платформы, на котором установлена измерительная аппаратура, предназначенная для измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА. При этом затраты ресурсов на проведение навигационных определений КА-подвижной платформы по данным ГНСС невелики.
Диаграмма направленности антенн космических аппаратов ГНСС, транслирующих навигационные сообщения, охватывает Землю и 2000 км околоземного пространства. Поэтому благоприятным условием реализации заявленного способа является размещение измерительной аппаратуры, предназначенной для измерения навигационных параметров наблюдаемого КА, на борту КА, высота орбиты которого не превосходит 2000 км.
В заявленном изобретении основной технический результат достигается за счет того, что аппаратура измерения навигационных параметров и наблюдаемый КА находятся во взаимном относительном движении и динамика измерения параметров взаимного движения при непродолжительном мерном интервале значительная.
За счет этого результаты межспутниковых измерений оказываются чувствительны к параметрам орбиты наблюдаемого КА. Поэтому взаимно однозначное соответствие между параметрами орбиты наблюдаемого КА и измерениями навигационных параметров проявляется при мерном интервале навигационных измерений меньшей длительности, чем в способах, использующих измерения наземных станций.
Отмеченное выше свойство чувствительности проявляется не только в уменьшении требований к продолжительности мерного интервала, но и в снижении требований к погрешности задания начального приближения параметров орбиты наблюдаемого КА. Так, например, в двух приведенных ниже примерах численных расчетов начальное приближение параметров орбиты наблюдаемого КА устойчиво сходится к искомому решению в случае, если погрешность модуля начального приближения радиус-вектора составляет от 3000 до 4000 км, а погрешность вектора скорости превышает 500 м/с.
Следует отметить, что при решении практических задач определения орбиты по измерениям, выполненным наземными средствами, допустимое отклонение начального приближения, обеспечивающее сходимость к искомому решению, не превышает, как правило, по радиус-вектору 30 км, по вектору скорости -20 м/с.
Подтверждение возможности получения заявленного технического результата при использовании предложенного способа получено путем проведения математического моделирования и многочисленных экспериментальных расчетов по определению орбиты наблюдаемого КА по измерениям навигационных параметров, выполненных бортовой аппаратурой другого КА, в соответствии с заявленным способом.
Примеры, подтверждающие возможность определения орбиты наблюдаемого КА по измерениям частоты излучаемого радиосигнала, выполненным бортовой аппаратурой КА-орбитальной платформы на непродолжительном мерном интервале, приведены в таблицах 1 и 2.
При расчетах моделировалось измерение частоты сигнала, излученного наблюдаемым КА. Продолжительность мерного интервала составила 15 минут, интервал между смежными измерениями составил 3 секунды.
В таблице 1 приведены результаты итерационного расчета параметров орбиты наблюдаемого КА, излучающего радиосигнал и находящегося на геостационарной орбите, заданной кеплеровыми элементами
<mrow><mtable><mtr><mtd><mrow><msub><mi>t</mi><mn>0</mn></msub><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>;</mo></mrow></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>a</mi><mo>=</mo><mn>4</mn><mn>2</mn><mn>1</mn><mn>6</mn><mn>6</mn><mo>,</mo><mn>3</mn><mn>4</mn><mtext> </mtext><mi>к</mi><mi>м</mi><mo>;</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>Ω</mi><mo>=</mo><mn>7</mn><mn>2</mn><mo>,</mo><mn>2</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>;</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>e</mi><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>0</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mn>4</mn><mo>;</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>u</mi><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>;</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>i</mi><mo>=</mo><mn>4</mn><mo>,</mo><mn>1</mn><mn>8</mn><mn>9</mn><mn>8</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>;</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>ω</mi><mo>=</mo><mn>2</mn><mn>7</mn><mn>1</mn><mo>,</mo><mn>7</mn><mn>4</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>.</mo></mtd></mtr></mtable></mtd></mtr></mtable><mtext> </mtext><mo stretchy="false">(</mo><mn>1</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
В таблице 2 приведены результаты итерационного расчета параметров орбиты наблюдаемого КА, излучающего радиосигнал и находящегося на высокоэллиптической орбите, заданной кеплеровыми элементами
<mrow><mtable><mtr><mtd><mrow><msub><mi>t</mi><mn>0</mn></msub><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>;</mo></mrow></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>a</mi><mo>=</mo><mn>2</mn><mn>6</mn><mn>5</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>3</mn><mn>4</mn><mtext> </mtext><mi>к</mi><mi>м</mi><mo>;</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>Ω</mi><mo>=</mo><mn>3</mn><mn>4</mn><mo>,</mo><mn>6</mn><mn>6</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>;</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>e</mi><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>7</mn><mn>1</mn><mn>2</mn><mn>3</mn><mn>4</mn><mo>;</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>u</mi><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>;</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>i</mi><mo>=</mo><mn>6</mn><mn>2</mn><mo>,</mo><mn>4</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>;</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>ω</mi><mo>=</mo><mn>2</mn><mn>7</mn><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>.</mo></mtd></mtr></mtable></mtd></mtr></mtable><mtext> </mtext><mo stretchy="false">(</mo><mn>2</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Измерения значений навигационного параметра орбиты наблюдаемого КА (значений частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА), выполнены бортовой аппаратурой КА-орбитальной платформы, находящегося на орбите, заданной кеплеровскими элементами
<mrow><mtable><mtr><mtd><mrow><msub><mi>t</mi><mn>0</mn></msub><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>;</mo></mrow></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>a</mi><mo>=</mo><mn>7</mn><mn>4</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>к</mi><mi>м</mi><mo>;</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>L</mi><mo>=</mo><mn>5</mn><mn>4</mn><mo>,</mo><mn>6</mn><mn>6</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>;</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>e</mi><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>0</mn><mn>0</mn><mn>1</mn><mo>;</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>u</mi><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>;</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>i</mi><mo>=</mo><mn>6</mn><mn>3</mn><mo>,</mo><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>;</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>ω</mi><mo>=</mo><mn>2</mn><mn>9</mn><mn>3</mn><mo>,</mo><mn>1</mn><mn>7</mn><mtext> </mtext><mi>г</mi><mi>р</mi><mi>а</mi><mi>д</mi><mo>.</mo></mtd></mtr></mtable></mtd></mtr></mtable><mtext> </mtext><mo stretchy="false">(</mo><mn>3</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Представленные в таблицах 1, 2 результаты расчета параметров орбит получены при условии измерения частоты радиосигнала наблюдаемого КА бортовой аппаратурой КА-орбитальной платформы с погрешностью, величина которой приводит к погрешности измерения радиальной скорости движения наблюдаемого КА относительно КА-орбитальной платформы, равной 0,1 м/с. Строка с номером итерации 0 в таблицах содержит параметры орбиты начального приближения искомого решения.
Таблица 1
Номер итерации
Элементы орбиты
a, км
e
i, град
ω, град
Ω, град
u, град
0
46890,05
0,09641
3,6600
14,11
66,92
5,18
1
42193,60
0,00083
4,1993
307,46
72,26
359,96
2
42163,68
0,00042
4,1905
264,48
72,20
0,00
3
42163,62
0,00041
4,1905
264,15
72,20
0,00
4
42163,62
0,00040
4,1905
264,15
72,20
0,00
Таблица 2
Номер итерации
Элементы орбиты
a, км
e
i, град
ω, град
Ω, град
u, град
0
51858,72
0,68836
59,1642
312,69
31,87
40,72
1
25807,35
0,71618
62,6446
268,15
35,14
39,65
2
26499,73
0,71226
62,3985
270,01
34,64
40,01
3
26500,04
0,71234
62,4011
270,00
34,66
40,00
4
26500,07
0,71234
62,4000
270,00
34,66
40,00
Для данных таблицы 1 величины отклонений параметров начального приближения орбиты наблюдаемого КА, находящегося на геостационарной орбите, от искомого решения в декартовых координатах составили
<mrow><mtable><mtr><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>Δ</mi><msub><mi>V</mi><mi>x</mi></msub><mo>=</mo><mn>5</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>м</mi><mo>/</mo><mi>с</mi><mo>,</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>Δ</mi><mi>x</mi><mo>=</mo><mn>3</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>к</mi><mi>м</mi><mo>,</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>Δ</mi><msub><mi>V</mi><mi>y</mi></msub><mo>=</mo><mo>-</mo><mn>5</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>м</mi><mo>/</mo><mi>с</mi><mo>,</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>Δ</mi><mi>y</mi><mo>=</mo><mn>3</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>к</mi><mi>м</mi><mo>,</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>Δ</mi><msub><mi>V</mi><mi>z</mi></msub><mo>=</mo><mn>5</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>м</mi><mo>/</mo><mi>с</mi><mo>,</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>Δ</mi><mi>z</mi><mo>=</mo><mo>-</mo><mn>3</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>к</mi><mi>м</mi><mo>.</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mrow><mo stretchy="false">(</mo><mn>4</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow></mtd></mtr></mtable></mrow>
Для данных таблицы 2 величины отклонений параметров начального приближения орбиты наблюдаемого КА, находящегося на геостационарной орбите, от искомого решения в декартовых координатах составили
<mrow><mtable><mtr><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>Δ</mi><msub><mi>V</mi><mi>x</mi></msub><mo>=</mo><mn>1</mn><mn>2</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>м</mi><mo>/</mo><mi>с</mi><mo>,</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>Δ</mi><mi>x</mi><mo>=</mo><mn>4</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>к</mi><mi>м</mi><mo>,</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>Δ</mi><msub><mi>V</mi><mi>y</mi></msub><mo>=</mo><mo>-</mo><mn>1</mn><mn>2</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>м</mi><mo>/</mo><mi>с</mi><mo>,</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>Δ</mi><mi>y</mi><mo>=</mo><mn>4</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>к</mi><mi>м</mi><mo>,</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mtable columnalign="left"><mtr><mtd><mi>Δ</mi><msub><mi>V</mi><mi>z</mi></msub><mo>=</mo><mn>1</mn><mn>2</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>м</mi><mo>/</mo><mi>с</mi><mo>,</mo></mtd></mtr><mtr><mtd><mi>Δ</mi><mi>z</mi><mo>=</mo><mo>-</mo><mn>4</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mn>0</mn><mtext> </mtext><mi>к</mi><mi>м</mi><mo>.</mo></mtd></mtr></mtable></mtd><mtd><mrow><mo stretchy="false">(</mo><mn>5</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow></mtd></mtr></mtable></mrow>
Следует отметить, что ошибки начального приближения (4), (5) являются достаточно большими. Приведенные в таблицах результаты исследования подтверждают, что при использовании предлагаемого способа определения орбиты наблюдаемого КА алгоритм расчета устойчиво сходится к искомому решению при значительных ошибках начального приближения. При этом устойчивая сходимость достигается при мерных интервалах, продолжительность которых составляет 15-20 минут.
Таким образом, приведенные примеры подтверждают достижение заявленного основного технического результата при использовании предложенного способа определения орбиты.
Блок-схема системы, предназначенной для определения орбиты наблюдаемого КА в соответствии с заявленным способом, представлена на фиг.1.
На фиг.1 показаны: наблюдаемый КА 1, антенна аппаратуры измерения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА 2, аппаратура измерения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА 3, космические аппараты глобальной навигационной системы 4, антенна навигационной аппаратуры потребителя 5, навигационная аппаратура потребителя 6, бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) 7. При этом первый вход БЦВМ 7 соединен с выходом аппаратуры измерения 3, второй вход БЦВМ 7 соединен с выходом навигационной аппаратуры потребителя 6.
Система работает следующим образом.
Антенна 2 принимает измерения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА 3, который поступает в аппаратуру измерения частоты сигнала 3. Измеренные значения частоты сигнала, излучаемого наблюдаемым КА, поступают в БЦВМ 7. Антенна 5 принимает навигационные сообщения, переданные космическими аппаратами глобальной навигационной системы 4. Принятые навигационные сообщения поступают в навигационную аппаратуру потребителя 6. Результаты навигационных определений, выполненные в навигационной аппаратуре потребителя 6, поступают в БЦВМ 7.
БЦВМ 7 определяет параметры орбиты наблюдаемого КА по измеренным значениям частоты сигнала наблюдаемого космического аппарата и параметрам орбиты выведенного космического аппарата.
Промышленная применимость
Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в уменьшении длительности мерного интервала, необходимого для определения параметров орбиты наблюдаемого КА. Результат достигается за счет использования навигационных сообщений ГНСС и измерения навигационных параметров орбиты наблюдаемого КА с помощью измерительной аппаратуры, установленной на некотором другом КА, траектория движения которого находится в навигационном поле ГНСС.
Достоинством заявленного изобретения, имеющим значение для решения практических задач контроля космического пространства, является возможность определения орбиты любого КА, излучающего радиосигналы, которые могут быть приняты другим КА, имеющим на борту навигационную аппаратуру потребителя ГНСС и аппаратуру измерения частоты сигнала, передаваемого наблюдаемым космическим аппаратом.
Из последовательности действий, необходимой для осуществления способа, следует, что заявленный способ может быть использован при определении параметров орбиты космических аппаратов и многократно воспроизведен.
Литература
1. Современные технологии навигации геостационарных спутников / Ю.М.Урличич, С.А.Ежов, А.И.Жодзишский, А.В.Круглов, Ю.Ю.Махненко - М.: Физмат, 2006 - 280 с.
2. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. / Под ред. А.И. Петрова, В.Н. Харисова. - М.: Радиотехника, 2005.
3. Навигационное обеспечение полета орбитального комплекса «Салют-6» - «Союз» - «Прогресс» / И.К.Бажинов, В.П.Гаврилов, В.Д.Ястребов и др. М.: Наука, 1985.
4. Иванов Н.М., Лысенко Л.Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. - М.: Дрофа, 2004.
5. Патент №2150414 RU, МПК 7 B64G 3/00, G01S 3/42. Способ определения параметров орбиты космического аппарата / Денисов К.И., Вомпе А.А., заявлено 01.02.1999, опубл. 10.06.2000.