Определение траекторий космических объектов по оптическим измерениям в зонах двойного обзора с наземных пунктов

Инженерный журнал: наука и инновации

# 6·2017 1

УДК 629.78

DOI 10.18698/2308-6033-2017-6-1659

Определение траекторий космических объектов

по оптическим измерениям в зонах двойного обзора

с наземных пунктов

ФГУП ЦНИИмаш, г. Королёв, Московская обл., 141070, Россия

Рассмотрены вопросы определения положения космического объекта в околозем-

ном космическом пространстве по измерениям с наземных оптических пунктов.

Приведено описание алгоритма поиска вектора состояния объекта при его

нахождении в зонах двойного обзора оптико-электронных пунктов на коротком

временн

м интервале. Представлена методика определения вектора скорости по

векторам координат, полученным методом триангуляции. Изложены использу-

емые в работе методы аппроксимации и фильтрации отдельных измерений с

наземных оптических средств, а также методика оценки качества сеансов изме-

рений. Результаты обработки навигационной информации показаны на примере

нескольких геостационарных объектов, проведено сравнение полученных парамет-

ров орбиты с эталонными. Сделаны выводы о целесообразности и условиях приме-

нения метода определения траектории объекта, находящегося в зоне двойного

обзора наземных пунктов. Предложены пути повышения точности полученных

решений.

Ключевые слова:

космический объект, определение орбит, оптические средства,

аппроксимация, метод космической триангуляции

Введение.

В настоящее время в отечественной и зарубежной

практике для контроля космического пространства в области высоко-

эллиптических, средневысоких и геостационарных орбит применя-

ются обзорные оптико-электронные средства (ОЭС). Работа ОЭС по-

строена так, что в течение одной ночи одни и те же участки небесной

сферы наблюдаются несколько раз. В результате наблюдений получают

наборы коротких треков

{

} , ,

α δ

космических объектов (

—

соответственно прямое восхождение и склонение в местной инер-

циальной системе координат эпохи J2000.0) [1].

При обеспечении безопасности космических полетов и проведе-

нии динамических операций важнейшей задачей является определе-

ние вектора состояния по измерениям различного типа. При их обра-

ботке возможны два случая:

1) когда известен объект, по которому получена информация, т. е.

априори задан вектор состояния космического объекта в некоторый

момент времени, предшествующий моменту измерений (мерному ин-

тервалу), и обработка не вызывает особых проблем, а новые измере-

ния используются для уточнения параметров орбиты [2];