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World File Search System卫星轨道
OTB - 卫星轨道试验台或
深空原子钟 (DSAC) DSAC 是一种微型、超精密的汞离子原子钟，在 OTB 上托管时，将发射到地球轨道以展示其单向导航的功能和实用性。DSAC 将进行为期一年的演示，以提供下一代深空导航和无线电科学任务所需的时间和频率稳定性，并可能为未来的全球定位系统提供所需的时间和频率稳定性。DSAC 由加州理工学院喷气推进实验室 (JPL) 为美国宇航局空间技术任务理事会的技术演示任务计划开发。
LEO卫星轨道轨道通过闭环机器学习，并应用于机会性导航
摘要 - 提出了通过闭环机器学习的低地球轨道（LEO）卫星轨道预测的框架。通过改进地面车辆的导航，与使用简化的一般扰动4（SGP4）Orbit Orbit Expagator相比，使用“非合作” LEO卫星信号来证明该框架的功效，并通过“非合作” LEO卫星信号导航。该框架称为LEO-NNPON（具有机会性导航的NN预测），假定以下三个阶段。（i）LEO卫星第一通过（跟踪）：具有其位置提取物测量值的陆地接收器（伪造，载波相位和/或多普勒）从接收到的Leo卫星的信号中，使其能够估算到达的时间。LEO卫星的状态用SGP4传播的两行元素（TLE）数据初始化，随后在卫星可见性期间通过扩展的Kalman滤波器（EKF）估算。（ii）未观察的LEO卫星（预测）：在估计的ephemerides上对具有外源输入（NARX）NN的非线性自回归进行了训练，并用于传播Leo卫星的轨道，以期在此期间不观察卫星。（iii）LEO卫星第二通道（导航）：配备LEO接收器的地面导航器（例如，车辆），从Leo卫星的下链路信号中提取导航可观察到可观察到的可观察到的可观察到的可观察到的导航器。这些导航可观察物用于以紧密耦合的方式（例如，通过EKF）以紧密耦合的方式帮助导航器安装的惯性测量单元（IMU）。LEO卫星状态是从NN预测的胚层获得的。提出了装有工业级IMU导航4.05 km的地面车辆的实验结果，并提供了来自两个Orbcomm卫星的信号。比较了三个车辆导航框架，所有车辆导航框架都用全球导航卫星系统（GNSS） - 惯性导航系统（INS）位置和速度解决方案进行初始化。 （ii）使用SGP4传播的Leo Esphemerides的Leo-Aided Ins； （iii）与狮子座的狮子座。独立的三维（3-D）位置根平方（RMSE）为1,865 m，而SGP4的Leo Aided INS为175.5 m。 Leo-Nnpon的Leo Aided Ins为18.3 m，证明了拟议框架的功效。
AST SpaceMobile 2021 年第四季度季度业务更新
地球同步（GSO）卫星轨道（36000公里）与地球自转速度相同。三颗卫星可以提供全球覆盖。300毫秒的延迟，可以支持大多数应用程序。
月球传感器站支持Lunar PNT和科学作为月光的一部分
•固定位置的月球站允许进行差分校正以广播LCN导航消息（预测的卫星轨道位置和时钟偏移）可以减少空间误差（SISE）的信号，从而改善定位性能。
地球站技术 1999 年 6 月第 5 版
第 1 章 - 卫星轨道................................................................................................1 1.1 简介...................................................................................................................... 1 1.2 轨道.............................................................................................................................. 2 1.3 稳定性...................................................................................................................... 5 1.4 位置...................................................................................................................... 5 1.5 频段...................................................................................................................... 5 1.6 时间延迟...................................................................................................................... 8 1.7 地理优势............................................................................................................. 9 1.8 路径损耗...................................................................................................................... 9 1.9 太阳干扰...................................................................................................................... 11 1.10 对流层闪烁............................................................................................................. 12
地球站技术 修订版 5，1999 年 6 月
第 1 章 - 卫星轨道................................................................................1 1.1 简介................................................................................................................... 1 1.2 轨道................................................................................................................... 2 1.3 稳定性................................................................................................................ 5 1.4 位置................................................................................................................ 5 1.5 频段................................................................................................................ 5 1.6 时间延迟............................................................................................................. 8 1.7 地理优势............................................................................................................. 9 1.8 路径损耗............................................................................................................. 9 1.9 太阳干扰............................................................................................................. 11 1.10 对流层闪烁................................................................................................ 12
D-Orbit 演示
ION 卫星运载器可通过其推进模块改变其轨道的升交点赤经 (RAAN)。该程序利用地球的扁率 (J2 效应) 来扭转卫星轨道。高度或倾角的变化会导致相位轨道相对于初始轨迹产生差分进动。一旦达到所需的 RAAN 分离，运载器就会执行反向机动以将其自身注入所需的轨道位置。
