Аннотация результатов, полученных в 2017 году
По результатам первого года работы над проектом были получены следующие результаты: 1. Сформулированы требования к системе управления, навигации и связи наноспутника, функционирующего в составе спутниковой группировки, со стороны научной аппаратуры, предназначенной для выявления признаков природных катастроф. При формировании требований к системе управления, навигации и связи наноспутника применялся опыт коллектива, полученный при работе в международном проекте QB-50, опыт создания бортовых систем наноспутников, обзор перспективных научных тенденций в области создания малогабритных научных приборов и методов мониторинга геофизических полей. 2. Выполнены проектные исследования, направленные на обеспечение требований, предъявляемых к комплексу управления, навигации и связи (КУНС) наноспутника формата CubeSat. Разработано техническое задание на комплекс управления, навигации и связи наноспутника формата CubeSat. Особенностью КУНС является адаптивность алгоритмического обеспечения к изменяющимся условиям функционирования (к наличию/отсутствию измерительной информации, выход из строя панелей солнечных батарей, магнитных катушек, прерывания информационных связей и т.д.). 3. Разработаны и исследованы методы комплексирования разнотипных измерений для определения ориентации наноспутника. Разработаны два метода: - метод определения ориентации в темпе поступления измерительной информации, в том числе, на основе комплексирования разнотипных измерений (задача решается по одномоментным измерениям); - метод послеполётного восстановления ориентации на основе комплексирования разнотипных измерений (задача решается по измерениям, накопленным на некотором интервале времени). Использование алгоритма дифференциальной эволюции в обоих методах позволяет снизить требования к точности априорной информации и снизить трудоёмкость математических вычислений. 4. Разработан и исследован метод решения задачи навигации низковысотных космических аппаратов и возможности их реализации на наноспутниках, в том числе, совершающих групповой полет. В основу метода положена обработка дальностей между близколетящими наноспутниками. Ошибка решения задачи навигации близколетящих наноспутников (на расстоянии до 100 м) не превышает 15 м. В качестве численного метода решения задачи используется метод дифференциальной эволюции, что позволяет снизить требования по точности к априорным значениям отыскиваемых параметров. 5. Разработан метод формирования программы управления угловым движением наноспутника с учётом действия аэродинамического и гравитационного моментов на основе принципа решения обратных задач динамики. Проведено исследование метода с помощью математического моделирования. Проведено сравнение величин модуля управляющего момента для различной длительности процесса разворота и сделан вывод о реализуемости разработанного метода на наноспутниках при существующих магнитных системах управления, а также влияние не учёта факторов движения на точность процесса разворота – сделан вывод о необходимости учёта аэродинамического момента на высотах полёта, характерных для типовых миссий наноспутников (до 400 км).

Аннотация результатов, полученных в 2018 году
По результатам второго года работы над проектом были получены следующие результаты: 1. Разработан алгоритм оценки параметров орбиты наноспутника в условиях деградации навигационной аппаратуры потребителей. Алгоритм позволяет получить оценки параметров орбиты наноспутника при условии одномоментного измерения псевдодальности только до двух навигационных космических аппаратов. 2. Разработан подход, направленный на повышение автономности и отказоустойчивости решения задачи определения ориентации наноспутника. В основе подхода лежит идея создания на борту наноспутника базы знаний, позволяющей обеспечивать реконфигурацию бортового программного обеспечения в части выбора наиболее подходящего алгоритма определения ориентации, а также изменение параметров используемых алгоритмов. Необходимость создания такого подхода обусловлена типом используемых на наноспутниках коммерческих измерительных датчиков и источников измерительной информации, погрешность и стабильность характеристик которых в околоземном космическом пространстве невысока. Повышение отказоустойчивости достигается повышением «интеллектуальности» и степени адаптивности бортового программного обеспечения. Применительно к решению задачи определения ориентации наноспутников в условиях избыточности состава измерительной информации, повышение автономности и отказоустойчивости достигается за счёт реконфигурации алгоритмов и адаптации их параметров к текущему состоянию бортовых систем наноспутника. 3. Разработан подход для оценки инерционных характеристик наноспутника с использованием радиокомпаса на основе ГНСС технологий, позволяющий получить оценку инерционных характеристик наноспутника по информации о координатах единичного вектора продольной оси наноспутника, вдоль которой расположены антенны навигационных приемников, в орбитальной системе координат, полученных на определенном интервале времени. 4. Разработан алгоритм определения динамики вращательного движения космического аппарата с использованием информации ГНСС. Предложенный алгоритм, позволяет оценивать параметры вращательного движения космического аппарата по анализу геометрической видимости навигационных космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем. 5 Разработан алгоритм восстановления углового движения космического аппарата по данным о токосъеме с панелей солнечных батарей. Особенностью алгоритма является использование алгоритма дифференциальной эволюции, причем модель измерений учитывает световой поток, отраженный от Земли. Разработанный алгоритм позволяет не только восстановить угловое движение КА по измерениям токосъема, но и оценить с достаточной точностью моменты инерции, что подтверждено на примере МКА Аист. 6. Разработаны общие принципы и особенности построения пассивных систем стабилизации наноспутников формата CubeSat. Полученные результаты дают практическое руководство для разработчиков наноспутников формата CubeSat 2U и 3U, позволяющее обеспечить за счет выбора проектных параметров требуемую ориентацию наноспутника для минимизации затрат энергии на её поддержание после гашения приобретенного начального кинетического момента после отделения. 7. Для случая плоского движения (в плоскости угла атаки) проведено исследование номинальной программы управления углом атаки, полученной в результате решения обратной задачи динамики с номинальными программами, полученными с использованием принципа максимума Понтрягина по критерию минимума затрат на управление и по быстродействию. 8. Созданы эскизный проект и комплект конструкторской документации на комплекс управления, навигации и связи наноспутника формата CubeSat. 9. Созданы опытные образцы комплекса управления, навигации и связи наноспутника формата CubeSat. 10. Разработаны программы и методики автономных функциональных испытаний опытных образцов комплекса управления, навигации и связи наноспутника формата CubeSat. Проведены автономные функциональные испытания. 11. По результатам автономных функциональных испытаний скорректирован комплект конструкторской документации на комплекс управления, навигации и связи наноспутника формата CubeSat.

Аннотация результатов, полученных в 2019 году
По результатам третьего года работы над проектом были получены следующие результаты: 1. Разработано программное обеспечение комплекса управления, навигации и связи наноспутника. Программное обеспечение включает в свой состав: - прикладное программное обеспечение, включающее алгоритмы навигация, определения ориентации и управления; - системной программное обеспечение, включающее планировщик задач и драйверы для каждой подсистемы комплекса управления, навигации и связи наноспутника. 2. Проведён комплекс наземных испытаний опытного образца комплекса управления, навигации и связи наноспутника формата CubeSat: - автономные термовакуумные испытания; - комплексные функциональные испытания; - комплексные термовакуумные испытания; - вибродинамические испытания; - макетно-конструкторские испытания; - отладка бортового программного обеспечения. 3. Проведена корректировка конструкторской документации на комплекс управления, навигации и связи наноспутника формата CubeSat. 4. Изготовлен опытный образец комплекса управления, навигации и связи наноспутника формата CubeSat, подготовленного к лётно-конструкторским испытаниям.