CC BY
92УДК 629.78.076.66
сближение и причаливание космических аппаратов по измерениям аппаратуры спутниковой навигации, совмещённой с оптической подсистемой причаливания
© 2021 г. Орловский и.в.1, михайлов м.в.1, рожков С.н.1, Аванесов г.А.2, Жуков Б.С.2
1Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsce.ru
2Институт космических исследований РАН (ИКИ РАН) Ул. Профсоюзная, 84/32, г. Москва, Российская Федерация, 117997,
e-mail: iki@cosmos.ru
Рассмотрена интегрированная система сближения и причаливания космических аппаратов по измерениям аппаратуры спутниковой навигации, совмещённой с оптической подсистемой причаливания (ОПП), обеспечивающей формирование высокоточного вектора относительных координат на финальном участке причаливания. Рассмотрены вопросы проектирования ОПП, функционирующей в условиях солнечных засветок, проведена оценка точности измерений относительных координат в зависимости от текущей дальности и состава ОПП. Проведено моделирование процесса причаливания с одновременным управлением от аппаратуры спутниковой навигации и ОПП. Показано, что на участке причаливания в момент касания обеспечивается точность реализации причаливания по координатам 2-5 см, по скорости ~1 см/с.
Ключевые слова: космический аппарат, навигация, сближение, стыковка, причаливание, спутниковая навигация, оптический датчик, телекамера, управление, точность.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2021-2-88-97
spacecraft rendezvous
AND DOCKING using MEASuREMENTS
from satellite navigation equipment combined with the optical subsystem FOR FINAL approach
Orlovskiy I.V.1, Mikhailov M.V.1, Rozhkov S.N.1, Avanesov G.A.2, Zhukov B.S.2
1S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:post@rsce.ru
2Space Research Institute of the Russian Academy of Sciences (SRI RAS) 84/32 Profsoyuznaya str., Moscow, 117997, Russian Federation, e-mail: iki@cosmos.ru
The paper discusses an integrated system for spacecraft rendezvous and docking using measurements from satellite navigation equipment combined with the optical final approach subsystem (OFAS) which generates high-precision relative
position vector during final approach. It addresses issues involved in designing an OFAS which has to operate in an environment exposed to sunlight and provides an estimate for the accuracy of the relative position measurements depending on the current range and OFAS configuration. Simulations have been run of the final approach involving simultaneous control from the satellite navigation equipment and OFAS. It was shown that at the moment of initial contact the approach accuracy of 2-5 cm for relative position, and of ~1 cm/s for velocity is achieved.
Key words: spacecraft, navigation, rendezvous, docking, final approach, satellite navigation, optical sensor, TV camera, control, precision.
орловский и.в.
МИХАЙЛОВ м.в.
рожков с.н.
АВАНЕСОВ Г.А.
ЖУКоВ Б.С.
ОРЛОВСКИЙ Игорь Владимирович — руководитель НТЦ РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru
ORLOVSKIY Igor Vladimirovich — Head of STC at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
МИХАЙЛОВ Михаил Васильевич — доктор технических наук, начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: mikhail.mikhailov@rsce.ru MIKHAILOV Mikhail Vasilyevich — Doctor of Science (Engineering), Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: mikhail.mikhailov@rsce.ru
РОЖКОВ Сергей Николаевич — ведущий инженер-программист РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru
ROZHKOV Sergey Nikolaevich — Lead software engineer at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
АВАНЕСОВ Генрих Аронович — доктор технических наук, главный научный сотрудник ИКИ РАН, e-mail: Genrikh-avanesov@yandex.ru AVANESOV Genrikh Aronovich — Doctor of Science (Engineering), Chief research scientist at SRI RAS, e-mail: Genrikh-avanesov@yandex.ru
ЖУКОВ Борис Сергеевич — кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник ИКИ РАН, e-mail: bzhukov@iki.rssi.ru ZHUKOV Boris Sergeevich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Senior research scientist at SRI RAS, e-mail: bzhukov@iki.rssi.ru
Одной из наиболее сложных и ответственных технологических операций в космосе является операция сближения и стыковки космических аппаратов (КА). Впервые стыковка КА в космосе была выполнена в октябре 1967 г. в полёте двух кораблей «Союз» под названием «Космос 186», «Космос 188» [1]. Сближение и причаливание КА было проведено в автоматическом режиме.
Управление сближением КА обеспечивала сложная радиоэлектронная система «Игла». С 1986 г. на кораблях «Союз» и «Прогресс» для обеспечения стыковки с орбитальной станцией (ОС) используется система сближения и причаливания «Курс А» [1], построенная на тех же принципах. Масса элементов этой системы только на активном КА составляла ~100 кг, энергопотребление ~250 Вт.
Примерно такую же массу имеет ответная часть, установленная на Международной космической станции (МКС) (пассивный КА) [2]. С марта 2016 г. на кораблях «Союз» и «Прогресс» используется усовершенствованная радиотехническая система сближения «Курс НА». По сравнению с системой «Курс А» система «Курс НА» весит в два раза меньше, а энергопотребление снижено почти в три раза [3]. Тем не менее, эти характеристики остаются значительными (масса — 70 кг; энергопотребление — 90 Вт).
С развёртыванием глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС) появилась возможность существенного упрощения системы сближения и её реализации на базе аппаратуры спутниковой навигации (АСН), работающей по сигналам ГНСС [4, 5].
Аппаратура спутниковой навигации, установленная на КА, определяет его вектор состояния по координатам с ошибками (погрешностью) 10-30 м [4]. Ошибки измерений АСН, установленной на ОС, из-за наличия переотражённых сигналов навигационных спутников (НС) от элементов конструкции (в основном от крупноразмерных солнечных батарей и тепловых радиаторов), могут достигать величины ~ 100 м [4]. Такого же порядка могут быть и ошибки АСН КА при подлёте к ОС. Поэтому безопасное сближение КА и ОС выполняется до дальности -200-300 м. Для реализации дальнейшего сближения на такой дальности с точки зрения массы и энергопотребления более эффективными оказываются оптические системы сближения под общим названием ЛИДАР, принцип действия которых основан на определении угловых координат относительно осей оптического приёмника (например, телекамеры), установленного на активном КА, и мишеней, установленных на пассивном КА (рис. 1).
Телекамера Ось телекамеры
Активный КЛ
X,
N J ф, Пассивный КА \
\ (МКС) )
NC
Рис. 1. Упрощённая схема измерений ЛИДАР
В качестве мишеней могут использоваться либо источники излучения (маяки), либо уголковые отражатели световых сигналов «фары», установленные на активном КА. По известным координатам мишеней и телекамеры в системах координат КА, на которых они установлены, а также по измеренным угловым координатам мишеней в системе координат телекамеры определяются координаты и ориентация активного КА относительно пассивного. По изменениям линейных и угловых координат определяются относительные линейные и угловые скорости. Указанной информации достаточно для выполнения причаливания до «касания».
Впервые сближение по сигналам ГНСС с последующим причаливанием по оптическим измерениям было реализовано в апреле 2008 г. при выполнении стыковки европейского автоматического транспортного корабля (ATV) с МКС [2]. В настоящее время на таких же принципах реализуется сближение с МКС кораблей Dragon и Space X. Аналогичная аппаратура разрабатывается для перспективного пилотируемого транспортного корабля, предназначенного для полётов как к МКС, так и к Луне [6, 7]. Системы ЛИДАР для обеспечения сближения перечисленных КА с ОС имеют массу 3-4 кг и потребление ~30 Вт (для одного комплекта). Дальность, с которой реализуется причаливание, составляет ~300 м. Характеристики систем ЛИДАР существенно зависят от дальности, с которой они обеспечивают причаливание. Увеличение дальности требует повышения мощности излучаемых сигналов, обеспечивающих возможность работы на фоне засветок от Солнца и солнечных бликов. Для сохранения точности измерений требуется большая угловая база между мишенями. Для обеспечения сближения с дальностей ~300 м линейные базы между мишенями, устанавливаемыми на ОС, должны составлять 2-3 м. С увеличением расстояния увеличиваются размеры и масса мишеней. При сближении на конечном участке причаливания, для того чтобы мишени попадали в поле зрения
Мишень
Мишень
телекамеры, устанавливается второй комплект «малых» мишеней с базовым расстоянием между маяками 15-20 см. К моменту причаливания ошибки определения относительных координат (1с) обычно составляют ~5 см. Ошибки определения относительной скорости составляют ~2 см/с, ошибки относительной ориентации ~1°. Именно такая точность требуется для реализации стыковки.
В настоящее время на кораблях «Союз МС» и «Прогресс МС» установлена аппаратура спутниковой навигации АСН-К, работающая по сигналам НС ГЛОНАСС и GPS. На Российском сегменте МКС установлена аппаратура АСН-М, работающая по сигналам НС GPS. При сближении измерения АСН-М по межбортовой радиолинии передаются в АСН-К, где реализованы алгоритмы фильтрации общих измерений АСН-М и АСН-К с целью исключения ошибок, обусловленных переотражениями, и повышения точности формируемых векторов относительных координат и скорости [2]. Сегодня, несмотря на переотражения и затенения сигналов НС элементами конструкции станции, на конечном участке причаливания и в момент касания обеспечивается формирование относительного вектора состояния с ошибками по координатам 1-2 м, по скорости — 2-3 см/с. Такая точность подтверждена при реализации более десяти последних стыковок кораблей «Союз МС» и «Прогресс МС» с МКС.
При выполнении сближения по сигналам АСН-К относительная ориентация обеспечивается штатными системами ориентации корабля и станции. Для этого кватернион ориентации МКС передаётся на активный КА по межбортовой радиолинии, и оба кватерниона (корабля и станции) передаются в АСН-К, где формируется кватернион относительной ориентации с точностью (1с) 1° [2].
В настоящее время для МКС ведётся разработка новой аппаратуры АСН-КМ, работающей, как и АСН-К, по сигналам НС ГЛОНАСС и GPS. Благодаря этому число НС, по которым выполняется формирование относительного вектора состояния, увеличится почти в два раза. Рис. 2. Упрощённая схема измерений оптической подсистемой причаливания
В соответствии с результатами моделирования [2] в этом случае ошибки относительного вектора состояния по координатам уменьшатся до величины 0,5-1,0 м, по скорости — до 1-2 см/с.
В результате на конечном участке причаливания АСН-К обеспечивает формирование вектора относительной скорости и кватерниона относительной ориентации с точностью, достаточной для реализации стыковки, и только ошибки относительных координат превышают допустимую для стыковки величину. Однако, точность формируемого АСН-К полного относительного вектора состояния (координаты, скорость и ориентация) допускает безопасное сближение до дальности 10-20 м. Для обеспечения причаливания с указанной дальности в настоящей работе предлагается использовать упрощённый ЛИДАР, представляющий собой компактный оптический датчик, работающий на дальности менее 20 м и обеспечивающий измерения только относительного вектора координат. В этом случае сближение активного КА с МКС будет выполняться средствами АСН-К, интегрированной с оптической подсистемой причаливания (ОПП), работающей только на конечном участке сближения. Благодаря работе только на малых дальностях и формированию неполного вектора состояния обеспечивается упрощение, существенное снижение массы, энергопотребления и стоимости ОПП по сравнению с системами ЛИДАР, обеспечивающими измерения полного относительного вектора состояния на больших дальностях.
Принцип работы ОПП демонстрирует рис. 2.
На рис. 2 изображены пассивный и активный сближающиеся КА. Задачей причаливания является механический контакт штыря со стыковочным конусом. Для реализации управления причаливанием необходимо знать относительные
координаты и скорость двух КА, относительные углы между связанными системами координат КА. Система ориентации КА определяет положение осей КА в инерциальной системе координат. Данные по ориентации пассивного КА передаются по межбортовой радиолинии на активный КА, система управления ориентацией которого обеспечивает совмещение осей активного и пассивного КА. Аппаратура АСН до дальности 20 м определяет векторы относительных координат и относительной скорости двух КА, а система управления сближением реализует причаливание. На дальности 20 м выполняется переход на измерение относительных координат по измерениям ОПП, в состав которой входит активная часть, установленная на активном КА, и пассивная — на пассивном КА. Пассивная часть (маяк) содержит излучатели световых сигналов в определённой части ИК-диапазона спектра. Активная часть (телекамера) определяет угловые координаты излучателей в собственной системе координат. При соосной ориентации двух КА угол ф1 (см. рис. 2) определяет дальность между телекамерой и маяком, а угол ф2 — боковое смещение активного КА относительно пассивного. На дальности ~20 м ошибки измерения дальности и боковых смещений составляют десятки сантиметров. По мере сближения ошибки измерений резко снижаются, и на дальности 1-2 м составляют величину ~1 см.
Для повышения надёжности ОПП на борту активного КА предлагается установить основной и резервный комплекты телекамер.
Для увеличения мерной базы на МКС предлагается установить два маяка. На больших расстояниях каждая телекамера будет видеть оба маяка. На малых расстояниях каждая телекамера будет видеть только свой маяк. Это позволит получить требуемую точность измерения положения Конус причаливающего корабля по отношению к МКС в расширенном диапазоне ,>ис. Упрощённая расстояний (до 50 м). темы причаливания
Упрощённая схема размещения основных элементов оптической подсистемы причаливания показана на рис. 3.
Маяки могут иметь прямоугольную форму и размер 250*150 мм. Возможная схема расположения излучателей в маяке приведена на рис. 4.
Следует отметить, что расположение излучателей в корпусе маяка представляет собой метрологическую основу системы. Оно определяется при изготовлении маяков с высокой точностью. Сами маяки устанавливаются в окрестности стыковочного узла МКС экипажем во время выхода в открытый космос. Погрешность установки маяков относительно осей МКС не должна превышать 5 см.
Каждый излучатель состоит из свето-диода и линзы, формирующей его диаграмму направленности. В качестве примера такого излучателя приведём прибор, имеющий следующие характеристики: тип 8¥Н4717А801 (М);
длина волны 850 нм;
ширина полосы излучения на половине высоты 30 нм;
диаграмма направленности излучения по уровню 0,5 интенсивности 50°;
площадь излучающего
кристалла 1*1 мм2;
сила света 1,4 Вт/ср;
яркость излучающего кристалла (после
фокусирующей линзы) 1,4106 Вт/(м2-ср).
Для сравнения — яркость солнечного блика при коэффициенте отражения 100%, равная яркости Солнца, в этом спектральном диапазоне составляет 0,44406 Вт/(м2-ср).
Штырь стыковочного узла
схема размещения основных элементов оптической подсис-
Рис. 4. Размеры маяков и размещение излучателей
Хоть яркость излучающего кристалла превышает яркость солнечного блика, вследствие усреднения по площади пятна разрешения его сигнал становится меньше сигнала световых помех уже на расстоянии 1 м и быстро уменьшается с увеличением расстояния. Поэтому поверхность маяка должна быть покрыта
антибликовым покрытием, и излучатели должны быть расположены на достаточном расстоянии от края маяка, так как иначе солнечные блики могут создавать ложные сигналы при детектировании излучателей.
Рассмотрим возможность решения поставленной задачи с помощью камеры КАМ-С, разработанной ИКИ РАН в рамках лунного проекта [8]. Камера имеет угол поля зрения 50*50° и собрана на КМОП-матрице форматом 2 048*2 048 пикс и фокусным расстоянием объектива 12,3 мм. Угловая разрешающая способность камеры 1,5 '/пикс. Камера (КАМ-С) предназначена для работы под управлением блока обработки данных (БОД), в состав которого входит вычислительное устройство. Внешний вид и габариты камеры КАМ-С и БОД показаны на рис. 5. Их суммарная масса не превышает 2 кг, а энергопотребление — 10 Вт, что в два-три раза меньше аналогичных характеристик полноразмерных ЛИДАРов.
Масса: 0,3 кг
Рис. 5. Внешний вид и габариты камеры КАМ-С (а) и блока обработки данных (б)
Масса: 1,4 кг б)
При наблюдении одного или нескольких удалённых точечных источников света математическое обеспечение БОД позволяет измерять направление на каждый из них с погрешностью ~0,1а (1с), где а — угловой размер пикселя [7]. На близких расстояниях примем, что направление на точечный источник измеряется с погрешностью 0,1 от размера дефокусированного изображения точечного источника.
Для камеры КАМ-С и приведённых выше характеристик излучателей была получена оценка точности измерения дальности в зависимости от величины дальности для измерений по одному и двум маякам (табл. 1).
Таблица 1
ошибки измерения дальности
Боковое смещение центра маяка от проекции оптической оси на плоскость маяка определяется соотношением (например, по оси У, по оси Z аналогично):
у = йф,
где й — дальность; ф — угловые отклонения, которые предполагаются малыми.
Тогда ошибка определения бокового смещения равна
Лу = йЛф + Лйф,
где первая составляющая ошибки зависит от ошибки определения направления на центр маяка, а вторая — от ошибки определения расстояния.
Вторая составляющая зависит также от углового отклонения центра маяка от оптической оси, максимальное значение которой для оценок примем равным 10°.
Составляющая ошибки йЛф даже на расстоянии 50 м меньше величины 2 см и быстро уменьшается по мере приближения к маяку. Составляющая Лйф может вносить основной вклад в ошибку измерения сдвига. Если расстояние измерять по двум маякам, то она не превышает 2 см уже на расстоянии 20 м, если по одному маяку — то только на расстоянии 5 м. Поэтому для точных измерений боковых смещений на дальних расстояниях необходимо реализовать измерения дальности по двум маякам или по измерениям АСН.
Значения компонент йЛф и фЛй ошибок бокового смещения в зависимости от расстояния для одного и двух маяков приведены в табл. 2.
Таблица 2
ошибки измерения бокового смещения маяков
Расстояние, м Компоненты ошибки измерения бокового смещения, см
йЛф фЛй
По 1 маяку По 2 маякам
1 0,04 0,09 —
2 0,07 0,29 —
3 0,09 0,63 0,05
4 0,12 1,09 0,09
5 0,15 1,69 0,13
6 0,18 2,45 0,19
7 0,22 3,35 0,27
8 0,25 4,39 0,35
9 0,28 5,57 0,44
10 0,31 6,90 0,55
15 0,47 15,66 1,24
20 0,63 27,96 2,22
30 0,95 63,21 5,01
40 1,28 112,64 8,93
50 1,60 176,26 13,98
С учётом рассмотренных выше ошибок ОПП по координатам и типовых ошибок АСН КА «Союз МС» и «Прогресс МС», а также типовых ошибок ориентации КА «Союз» и МКС, было проведено моделирование на математическом стенде отработки систем
Расстояние, м Ошибка измерения дальности, см
Один маяк Два маяка
1 0,52 —
2 1,68 —
3 3,59 0,28
4 6,25 0,50
5 9,67 0,77
6 14,02 1,11
7 19,18 1,52
8 25,15 1,99
9 31,93 2,53
10 39,53 3,13
15 89,70 7,11
20 160,20 12,70
30 362,15 28,72
40 645,39 51,18
50 1 009,92 80,08
сближения РКК «Энергия» причаливания КА к МКС. В математическом обеспечении стенда в дополнение к моделям ошибок АСН и систем ориентации КА и МКС была разработана модель ошибок измерений ОПП. При моделировании был реализован следующий сценарий. По сигналам АСН выполнены дальнее и ближнее сближения до дальности 20 м. На указанной дальности был выполнен переход на управление по измерениям ОПП. Причаливание выполнялось со скоростью 0,1 м/с по продольной оси до касания стыковочного узла пассивного КА. На рис. 6 приведены типовые графики относительных координат (а) и скорости (б) КА и МКС на рассматриваемом участке причаливания от дальности 20 м до 0.
На графиках «жирные» линии соответствуют истинным значениям относительных координат и скорости, а «тонкие» — значениям, измеряемым АСН по осям х, у, г (у и г — поперечные оси).
Из приведённых графиков видно, что на участке «зависания», где управление велось по координатам и скорости, измеряемым АСН, ошибки истинных значений координат составляли 1-2 м, что соответствовало ошибкам измеряемых координат АСН. На конечном участке причаливания, где управление выполнялось по координатам, формируемым ОПП, ошибки истинных относительных координат практически равнялись нулю. Для определения ошибок причаливания в момент касания на рис. 7 в крупном масштабе приведены те же графики координат и скорости, что и на рис. 6. Из графиков видно, что в момент касания, когда х = 0, ошибка истинных координат по оси У была равна 2,5 см, по оси Z — 5 см, что с запасом удовлетворяет требованиям по точности причаливания.
График проекций скорости, формируемой АСН, колеблется около истинного значения скорости с амплитудой 1 см/с.
Рис. 6. Графики относительных координат (а) и скорости (б) КА и МКС на участке причаливания
Рис. 7. Графики относительных координат (а) и скорости (б) КА и МКС на конечном участке причаливания
Из графиков проекций истинных значений скорости по осям У и Z, приведённых на рис. 7, видно, что на конечном участке причаливания поперечные проекции скорости Уу и VZ составляют 0,3-0,6 см/с. Скорость по оси X в момент касания была практически равна задаваемому значению 10 см/с. Отклонение истинной скорости от задаваемой не превышало 0,5 см/с. Многократное моделирование процесса сближения КА «Союз МС» с МКС показало, что приведённые на рис. 6 и 7 значения ошибок относительного вектора состояния близки к среднестатистическим значениям ошибок.
заключение
Таким образом, рассмотренная в работе система причаливания КА по сигналам АСН с использованием на конечном участке причаливания измерений относительных координат от предложенной ОПП обеспечивает стыковку КА с погрешностью 5 см по координатам, формируемым ОПП, и 1 см/с по скорости, формируемой АСН. Управление относительной ориентацией двух КА обеспечивается по измерениям соответствующих систем управления сближающихся КА. В рассмотренном моделировании относительной ориентации закладывались ошибки, соответствующие ошибкам систем ориентации МКС и КА «Союз МС».
Предложенная в работе система сближения и причаливания по сигналам АСН, совмещённая с ОПП, по сравнению с существующей системой сближения «Курс» КА «Союз МС» и «Прогресс МС» имеет существенно меньшую массу (2 кг вместо 70) и энергопотребление (10 Вт вместо 90). Её использование как на существующих КА, так и на перспективных позволит существенно упростить систему сближения и стыковки, являющуюся в настоящее время одной из наиболее сложных систем КА.
Совмещение предложенной ОПП с существующей на КА «Союз МС» и «Прогресс МС» аппаратурой АСН-К позволило существенно снизить массу (в два раза) и энергопотребление (в три раза) по сравнению с ЛИДАРами, обеспечивающими измерения полного относительного вектора состояния на больших дальностях.
Список литературы
1. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва. 1946-1996. М.: РКК «Энергия», 1996. 670 с.
2. Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск космических аппаратов по измерениям от глобальных спутниковых навигационных систем. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2017. 357 с.
3. Медведев С.Б. Особенности построения радиосистемы стыковки 3-го поколения «Курс-НА» / Сборник «Проектирование радиоэлектронной аппаратуры и информационных систем в НИИ точных приборов» (Материалы конференции к 55-летию НИИ ТП). Москва, 2009. С. 133-137.
4. Микрин Е.А., Михайлов М.В. Навигация космических аппаратов по измерениям от глобальных спутниковых навигационных систем. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2017. 345 с.
5. Микрин Е.А., Михайлов М.В., Орловский И.В., Рожков С.Н., Семенов А. С., Краснопольский И.А. Навигация окололунных космических аппаратов по измерениям от навигационных систем ГЛОНАСС, GPS, Галилео, BeiDou // Гироскопия и навигация. 2019. Т. 27. № 3(106). С. 3-17.
6. Микрин Е.А., Михайлов М.В., Орловский И.В., Рожков С.Н., Краснопольский И.А. Спутниковая навигация космических аппаратов на лунной орбите // Космическая техника и технологии. 2018. № 2(21). С. 63-70.
7. Воронков С.В., Никитин А.В., Прохорова С.А., Эльяшев Я.Д., Бережков А.В. Наземная отработка взаимодействия лунного манипуляторного комплекса и служебной телевизионной системы // Таруса, 10-13 сентября 2018. Сб. трудов. ИКИ РАН, 2019.
8. Аванесов Г.А., Бессонов Р.В., Сме-танин П.С., Филиппова О.В., Эльяшев Я.Д. Особенности измерения координат звёзд оптико-электронными приборами с различными угловыми разрешениями / / Таруса, 10-13 сентября 2018. Сб. трудов. ИКИ РАН, 2019.
Статья поступила в редакцию 24.11.2020 г. Окончательный вариант — 29.01.2021 г.
Reference
1. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» imeni S.P. Koroleva. 1946-1996 [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia. 1946-1996]. Moscow, RKK «Energiya» publ., 1996. 670 p.
2. Mikrin E.A., Mikhailov M.V. Orientatsiya, vyvedenie, sblizhenie i spusk kosmicheskikh apparatov po izmereniyam ot global'nykh sputnikovykh navigatsionnykh system [Orientation, injection, rendezvous and de-orbit of spacecraft based on measurements from the global satellite navigation systems]. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2017. 357p.
3. Medvedev S.B. Osobennosti postroeniya radiosistemy stykovki 3-go pokoleniya «Kurs-NA» [Specifics of building the 3rd generation radio docking system Kurs-NA]. Collection «Design of radio electronic equipment and information systems in NII of Precision Instruments» (Materials of conference for the 55th anniversary of NII TP). Moscow, 2009. Pp. 133-137.
4. Mikrin E.A., Mikhailov M.V. Navigatsiya kosmicheskikh apparatov po izmereniyam ot global'nykh sputnikovykh navigatsionnykh system [Spacecraft navigation through measurements from the global satellite navigation systems]. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2017. 345 p.
5. Mikrin E.A., Mikhailov M.V., Orlovskii I.V., Rozhkov S.N., Semenov A.S., Krasnopol'skii I.A. Navigatsiya okololunnykh kosmicheskikh apparatov po izmereniyam ot navigatsionnykh sistem GLONASS, GPS, Galileo, BeiDou [Navigation of circumlunar spacecraft by measurements from the navigation systems GLONASS, GPS, Galileo, BeiDou]. Giroskopiya i navigatsiya, 2019, vol. 27, no. 3(106), pp. 3-17.
6. Mikrin E.A., Mikhailov M.V., Orlovskii I.V., Rozhkov S.N., Krasnopol'skii I.A. Sputnikovaya navigatsiya kosmicheskikh apparatov na lunnoi orbite [Satellite navigation of spacecraft in lunar orbit]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2018, no. 2(21),pp. 63-70.
7. Voronkov S.V., Nikitin A.V., Prokhorova S.A., El'yashev Ya.D., Berezhkov A.V. Nazemnaya otrabotka vzaimodeistviya lunnogo manipulyatornogo kompleksa i sluzhebnoi televizionnoi sistemy [Ground testing of interaction between the lunar manipulator complex and the service television system]. Tarusa, 10-13 September 2018. Collected papers IKI RAN, 2019.
8. Avanesov G.A., Bessonov R.V., Smetanin P.S., Filippova O.V., El'yashev Ya.D. Osobennosti izmereniya koordinat zvezd optiko-elektronnymi priborami s razlichnymi uglovymi razresheniyami [Features of measuring the star coordinates by optoelectronic devices with different angular resolutions]. Tarusa, 10-13 September 2018. Collected papers IKI RAN, 2019.
