Рис. 2. Трасса спутника KAZSAT-1 (
B
— широта,
L
— долгота подспутниковой
точки) на двухсуточном интервале 5–6 декабря 2006 г., когда Луна пересекает
плоскость экватора (
а
), и 9–10 декабря 2006 г., когда Луна не пересекает плос-
кость экватора (
б
)
проведения цикла обработки ИТНП (рис. 2) для различных вариантов
положения Луны. Если за время проведения цикла измеренийЛуна пе-
ресекает плоскость орбиты спутника и одновременно шаг проведения
измеренийдальности в сеансе превышает 2,5. . . 3 ч, то из-за суще-
ственно нелинейного изменения внеплоскостных параметров орбиты
могут значительно возрастать погрешности навигации.
Результаты проведенных исследованийпозволили установить, что
эффективныйспособ компенсации роста погрешностейнавигации из-
за обнаруженного специфического влияния Луны достаточно прост:
необходимо, чтобы интервалы между сеансами измеренийдальности
при проведении цикла не превышали 2 ч (рис. 3).
Анализ влияния различных источников ошибок модели движения
СИСЗ показывает, что основным из них является приближенность опи-
сания действия силы светового давления на корпус аппарата. Тради-
ционныйподход к ослаблению этого влияния на точность навигации
спутника состоит во включении в состав уточняемых параметров при
обработке измеренийпостоянного значения коэффициента светового
давления
χ
const
наряду с элементами орбиты. Проведенные исследова-
ния позволили установить, что в рассматриваемойситуации при ис-
пользовании для навигации только измеренийдальности целесообраз-
но применять более сложную модель влияния силы светового давления
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2009. № 3 89
