Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем

Представлен обзор основных результатов исследования задачи определения ориентации космического аппарата с использованием спутниковых навигационных систем (СНС). Исследована необходимость использования дополнительных инерциальных датчиков для достижения приемлемой точности. Определено наиболее приемл...

Повний опис

Збережено в:

Бібліографічні деталі
Дата:	2009
Автори:	Макаров, А.Л., Тихонов, А.В., Шабохин, В.А.
Формат:	Стаття
Мова:	Russian
Опубліковано:	Інститут технічної механіки НАН України і НКА України 2009
Назва видання:	Техническая механика
Онлайн доступ:	http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/103951
Теги:	Додати тег Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
Назва журналу:	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
Цитувати:	Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем / А.Л. Макаров, А.В. Тихонов, В.А. Шабохин // Техническая механика. — 2009. — № 3. — С. 98-109. — Бібліогр.: 8 назв. — рос.

Репозитарії

Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine

id	irk-123456789-103951
record_format	dspace
spelling	irk-123456789-1039512016-06-28T03:02:20Z Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем Макаров, А.Л. Тихонов, А.В. Шабохин, В.А. Представлен обзор основных результатов исследования задачи определения ориентации космического аппарата с использованием спутниковых навигационных систем (СНС). Исследована необходимость использования дополнительных инерциальных датчиков для достижения приемлемой точности. Определено наиболее приемлемое возможное решение в этой части. Показана необходимость использования дополнительных аппаратных и математических средств для решения задачи определения ориентации с высокой дискретностью. Разработан программный комплекс для априорной оценки точности определения ориентации, который позволяет получать априорную оценку точности определения ориентации КА с использованием информации, полученной от комбинированной навигационной системы – СНС и системы датчиков угловых скоростей. Представлено огляд головних результатів дослідження задачі визначення орієнтації космічного апарата з використанням супутникових навігаційних систем (СНС). Досліджена необхідність використання додаткових інерційних датчиків для досягнення прийнятної точністі. Визначено найбільш прийнятне рішення в цій частині. Показана необхідність використання додаткових апаратних та математичніх засобів для вирішення задачі визначання орієтації з високою дискретністю. Розроблено програмно-математичний комплекс для апріорної оцінки точністі визначення орієнтації, який дозволяє визначати апріорну оцінку точністі визначення орієнтації космічного апарата з використанням інформації, отриманої від комбінованої СНС і системи датчиків кутової швидкості. The main results of studies of the spacecraft attitude determination task with use of the sattelite navigation system information are presented. The necessity of additional inertial sensors for reaching a comprehensible accuracy is investigated. The most acceptable solution in this part is defined. The necessity of additional hardware and mathematical tools for the solution of the attitude determination problem with a high discreteness is shown. The software complex is developed to estimate a priori the accuracy of the attitude determination which allows to estimate a priori the accuracy of the space vehicle attitude determination with the information obtained from a combined space navigation system and angular rate sensors. 2009 Article Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем / А.Л. Макаров, А.В. Тихонов, В.А. Шабохин // Техническая механика. — 2009. — № 3. — С. 98-109. — Бібліогр.: 8 назв. — рос. 1561-9184 http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/103951 629.78:525 ru Техническая механика Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
institution	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
collection	DSpace DC
language	Russian
description	Представлен обзор основных результатов исследования задачи определения ориентации космического аппарата с использованием спутниковых навигационных систем (СНС). Исследована необходимость использования дополнительных инерциальных датчиков для достижения приемлемой точности. Определено наиболее приемлемое возможное решение в этой части. Показана необходимость использования дополнительных аппаратных и математических средств для решения задачи определения ориентации с высокой дискретностью. Разработан программный комплекс для априорной оценки точности определения ориентации, который позволяет получать априорную оценку точности определения ориентации КА с использованием информации, полученной от комбинированной навигационной системы – СНС и системы датчиков угловых скоростей.
format	Article
author	Макаров, А.Л. Тихонов, А.В. Шабохин, В.А.
spellingShingle	Макаров, А.Л. Тихонов, А.В. Шабохин, В.А. Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем Техническая механика
author_facet	Макаров, А.Л. Тихонов, А.В. Шабохин, В.А.
author_sort	Макаров, А.Л.
title	Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем
title_short	Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем
title_full	Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем
title_fullStr	Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем
title_full_unstemmed	Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем
title_sort	об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем
publisher	Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
publishDate	2009
url	http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/103951
citation_txt	Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем / А.Л. Макаров, А.В. Тихонов, В.А. Шабохин // Техническая механика. — 2009. — № 3. — С. 98-109. — Бібліогр.: 8 назв. — рос.
series	Техническая механика
work_keys_str_mv	AT makaroval obopredeleniiorientaciikosmičeskogoapparatasispolʹzovanieminformaciisputnikovyhnavigacionnyhsistem AT tihonovav obopredeleniiorientaciikosmičeskogoapparatasispolʹzovanieminformaciisputnikovyhnavigacionnyhsistem AT šabohinva obopredeleniiorientaciikosmičeskogoapparatasispolʹzovanieminformaciisputnikovyhnavigacionnyhsistem
first_indexed	2025-07-07T14:36:08Z
last_indexed	2025-07-07T14:36:08Z
_version_	1836999213463896064
fulltext	98 УДК 629.78:525 А.Л. МАКАРОВ, А.В. ТИХОНОВ, В.А. ШАБОХИН ОБ ОПРЕДЕЛЕНИИ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ИНФОРМАЦИИ СПУТНИКОВЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ Представлен обзор основных результатов исследования задачи определения ориентации космиче- ского аппарата с использованием спутниковых навигационных систем (СНС). Исследована необходимость использования дополнительных инерциальных датчиков для достижения приемлемой точности. Опреде- лено наиболее приемлемое возможное решение в этой части. Показана необходимость использования дополнительных аппаратных и математических средств для решения задачи определения ориентации с высокой дискретностью. Разработан программный комплекс для априорной оценки точности определения ориентации, который позволяет получать априорную оценку точности определения ориентации КА с ис- пользованием информации, полученной от комбинированной навигационной системы – СНС и системы датчиков угловых скоростей. Представлено огляд головних результатів дослідження задачі визначення орієнтації космічного апа- рата з використанням супутникових навігаційних систем (СНС). Досліджена необхідність використання додаткових інерційних датчиків для досягнення прийнятної точністі. Визначено найбільш прийнятне рішення в цій частині. Показана необхідність використання додаткових апаратних та математичніх засо- бів для вирішення задачі визначання орієтації з високою дискретністю. Розроблено програмно- математичний комплекс для апріорної оцінки точністі визначення орієнтації, який дозволяє визначати апріорну оцінку точністі визначення орієнтації космічного апарата з використанням інформації, отрима- ної від комбінованої СНС і системи датчиків кутової швидкості. The main results of studies of the spacecraft attitude determination task with use of the sattelite navigation system information are presented. The necessity of additional inertial sensors for reaching a comprehensible accu- racy is investigated. The most acceptable solution in this part is defined. The necessity of additional hardware and mathematical tools for the solution of the attitude determination problem with a high discreteness is shown. The software complex is developed to estimate a priori the accuracy of the attitude determination which allows to estimate a priori the accuracy of the space vehicle attitude determination with the information obtained from a combined space navigation system and angular rate sensors. Одной из проблем, которую приходится решать практически в течение всего полета подавляющего большинства искусственных спутников Земли, является определение их текущей ориентации и обеспечение заданного угло- вого движения. Развитие микро- и наноспутников требует легких и экономичных систем определения ориентации спутника. На данный момент существует большое количество различных систем, предназначенных для определения ориента- ции искусственных спутников. Современное направление развития систем ориентации и навигации можно характеризовать все более проникающим объединением инерциаль- ных методов и технологий навигационных спутников [1]. В области инерци- альных чувствительных элементов устойчивая тенденция состоит в исполь- зовании малогабаритных, сравнительно дешевых измерителей, к которым относятся датчики угловой скорости (ДУС), выполненные по MEMS-технологии. Такие элементы, как известно, относятся к среднему, а чаще низкому классу точности. Построение систем ориентации и навигации с применением таких инерциальных измерительных модулей возможно только на основе комплексирования вырабатываемой ими информации с информа- цией от других типов измерителей. В настоящее время основным и наиболее точным источником такой информации являются сетевые спутниковые нави- гационные системы (СНС) типа GPS и ГЛОНАСС. Однако, наиболее распро- страненные СНС-приемники имеют достаточно малую (~1 с) дискретность  А.Л. Макаров, А.В. Тихонов, В.А. Шабохин, 2009 Техн. механика. – 2009. – № 3. 99 выдачи информации. Для ряда приложений (съемка поверхности Земли с вы- соким разрешением, калибровка радиолокационных станций контроля кос- мического пространства и т.д.) такая дискретность определения ориентации является недостаточной. В связи с этим требуется разработка системы опре- деления ориентации, которая удовлетворяла бы следующим требованиям: низкая стоимость, большая ~ (0.1..0.01) дискретность выдачи информации о текущей ори- ентации космического аппарата, малые габариты и вес, приемлемая (на уровне (2..5) угл.мин.) точность определения ориента- ции. Цель – обзор методик определения ориентации космического аппарата с использованием спутниковой навигации, исследование необходимости до- полнительного использования инерциальных датчиков для достижения при- емлемой точности, определение наиболее приемлемого возможного решения в части анализа потенциальной точности определения положения, скорости и ориентации спутника в конкретных условиях, а также априорная оценка точ- ности определения ориентации. В настоящей статье под точностью определения ориентации понимается разность между измеренной и фактической ориентацией связанной системы координат космического аппарата относительно заданной (орбитальной) сис- темы координат. Уменьшение максимальной ошибки определения ориентации может быть достигнуто: увеличением количества одновременно функционирующих чувствитель- ных элементов; снижением погрешности измерений отдельных чувствительных элемен- тов; учетом закономерностей изменения погрешности чувствительных эле- ментов, проводимым на борту космического аппарата. При функционировании космического аппарата на орбите уменьшение ошибки измерений углового положения может быть достигнуто только уче- том закономерностей ошибок измерений чувствительных элементов. Определение этих закономерностей (учитывая их случайный характер) может быть осуществлено только с использованием дополнительной инфор- мации от датчиков положения о текущей ориентации космического аппарата. Датчики положения измеряют ориентацию базового направления либо его (направления) проекции на оси связанной системы координат. Примером первого является датчик Солнца, примером второго – магнитометр, изме- ряющий три компоненты вектора магнитной индукции. Для определения ориентации связанной системы координат космического аппарата необходи- мы, как минимум, два независимо измеренных вектора. В качестве датчика положения может выступать и СНС-приемник с со- ответствующе расположенными антеннами. Эпизодическая коррекция показаний ДУС от приемника СНС приводит к существенному уточнению результатов начальной калибровки ДУС, что, кроме повышения точности в комплексированном режиме работы, обеспечи- вает замедление роста ошибок выходных параметров в автономном режиме. 100 Процесс определения положения, скорости и ориентации спутника на основе данных, поставляемых многоканальным СНС-приемником, включает в себя решение фактически двух принципиально разных задач. Первая из них – собственно навигационная, решаемая, как правило, на основе обработки так называемых кодовых измерений (псевдодальности и псевдоскорости), определяемых на основе навигационного сообщения навигационных косми- ческих аппаратов (НКА), достаточно хорошо изучена и описана в литературе [2 – 5]. Вторая, а именно определение углового положения и угловых скоро- стей спутника в той или иной системе координат, решается на основе обра- ботки так называемых фазовых измерений, получение которых связано с не- обходимостью вычисления разности фаз несущей частоты на различных ан- теннах приемника. При этом решение второй задачи, вообще говоря, невоз- можно без предварительного решения первой. Известен ряд способов определения угловой ориентации по сигналам НКА СНС, основанных на приеме сигналов на разнесенные две или более антенны, расположенные параллельно одной или двум осям измеряемого объекта. Один из них – рис. 1 [6] – использование однобазового интерферометра, образованного двумя расположенными в горизонтальной плоскости антеннами. Сигнал НКА принимается двумя антеннами, обрабатывается двухканальным приемником, выходной сигнал которого характеризует разность фаз между сигналами первого и второго каналов. Положения НКА и центра интерферо- метра считаются известными в каждый момент, что позволяет по измерениям разности фаз вычислять азимут отрезка прямой, соединяющей антенны. Рис. 1. Искомые разности трех координат двух антенн, определяющие простран- ственную ориентацию базы, находятся с учетом приращений измеренных раз- ностей фаз на определенном временном интервале, разностей координат НКА на том же интервале и дальности «НКА – ведущий приемник» в начале этого интервала. Измерение приращений разностей фаз, а не самих разностей, по- зволяет устранить проблему неоднозначности фазовых измерений. Прираще- ния разностей фаз измеряются в целых длинах волн. Процесс измерений за время видимости НКА многократно повторяется, а для определения угловой ориентации базы используется метод наименьших квадратов. Для уменьшения влияния отдельных сбоев и увеличения числа измерений в аппаратуре исполь- зуются сравнительно короткие 15-секундные интервалы измерений. Средняя квадратическая погрешность определения азимута такой аппаратурой состав- 101 ляет величину порядка 1,7' при совместном определении азимута и базы и 0,8' – при определении только азимута на базе длиной 100 м. Достоинством описанного способа определения азимута является воз- можность использования интерферометров с большими базами без необхо- димости разрешения неоднозначности в ходе измерений, что позволяет полу- чить небольшие (порядка 1') погрешности. Недостатком метода является дли- тельное (порядка 10 и более минут) время получения результатов, что за- трудняет определение угловой ориентации динамичных объектов. Во втором способе определение угловой ориентации высокоскоростных динамичных объектов связывается с нахождением трехмерного вектора ско- рости. Вектор скорости определяется по изменениям на коротких интервалах времени фаз несущих сигналов НКА, обусловленных движением объекта. При этом считается, что вектор скорости таких объектов совпадает с про- дольной осью объекта. Такое представление обеспечивает достаточную точ- ность угловой пространственной ориентации объектов, двигающихся почти прямолинейно (с углом сноса, примерно равным нулю) со скоростями, значи- тельно превышающими погрешности определения вектора скорости с помо- щью систем СНС (до 0,1 м/с). Однако для многих объектов, например КА, сухопутных транспортных средств, ЛА и кораблей, при измерении направле- ния движения эти условия не выполняются. Другие возможные технические решения, например применение антенн, принимающих сигналы CНС, меха- нически перемещаемых по окружности [8], громоздки и не обеспечивают вы- сокой точности. Получить достаточную точность в реальном масштабе вре- мени позволяют фазовые интерферометры с короткой базой, использующие сигналы СНС и жестко связанные с объектом. Принципы определения угловой ориентации на плоскости с использова- нием фазовых интерферометров с короткой базой, жестко связанных с объек- том, можно пояснить на примере базовой линии, образованной двумя разне- сенными антеннами. На рис. 2 показано взаимное расположение базовой ли- нии длиной S для антенн А и В и двух НКА на плоскости ху геоцентрической инерциальной системы координат. Искомый угол Ф определяет угловую ори- Рис. 2 102 ентацию базовой линии относительно оси х. При определении Ф использу- ются разности хода сигналов на трассах НКА 1, 2 – антенны А, В. Использование теоремы косинусов и разложение в ряд с членами не вы- ше второго порядка для i-го спутника позволяют получить: 2 )(cos1 4 )cos( 2 1 2 2 2 i i i ii iA R S R S R r θ θ − ⋅+−≈ , ).cos( iiAiBi Srrr θ⋅=−=∆ Таким образом, i-я разность хода дает информацию о проекции базовой линии на направление прямой, соединяющей среднюю точку базовой линии с i-м НКА. Двойная разность хода ))cos()(cos( 2121 θθ −=∆−∆ Srr . С учетом соотношений Φ−θ=α 11 и Φ−θ=α 22 получается квадратное уравнение относительно )cos(Φ : ,)()cos()(cos)( 02 2 2 2 331 22 2 2 1 =−+Φ⋅−Φ⋅+ cccccc где ),cos()cos( 211 α−α=c ),sin()sin( 121 α−α=c S rr c 21 3 ∆−∆ = . Углы 1α и 2α рассчитываются по эфемеридным данным и найденному из решения навигационной задачи положению центра базовой линии, длина кото- рой считается известной. Для нахождения 21 rr ∆−∆ и затем 3c используются измеренные вторые разности фаз несущих принятых сигналов НКА 1 и 2: )()( 1122 BABA ϕϕϕϕ −−−=∆∆ . Одно из найденных значений )cos(Φ является искомым, другое – посто- ронним, которое отбраковывается при устранении неоднозначности. Определение ориентации базовой линии в трехмерном пространстве осуществляется аналогичным образом, однако при этом решение задачи не- сколько усложняется. Недостатком этого способа является низкая точность измерения углов, обусловленная тем, что антенны необходимо располагать на малом расстоя- нии, меньшем длины волны принимаемых сигналов. При увеличении рас- стояния между фазовыми центрами разнесенных антенн погрешность изме- рения углов уменьшается, но появляется неоднозначность фазовых измере- ний, что приводит к неоднозначному определению углового положения объ- екта. Для устранения неоднозначности применяется более сложная обработка сигналов, заключающаяся в проведении измерений по различным спутникам и обработке результатов измерений фазовых сдвигов с помощью фильтра Калмана, позволяющего отбраковать ложные гипотезы. При этом существен- ное значение имеет время сходимости решения задачи. Время сходимости, т. е. время, требуемое для определения угловой ориентации, может быть дос- таточно велико. Так, при четырех космических аппаратах и геометрическом факторе 5,5 и 3,7 время сходимости системы уравнений даже при использо- вании быстродействующей бортовой цифровой вычислительной машины 103 (БЦВМ) составляет соответственно 1600 и 400 с, т. е. является очень боль- шим. Определение угловой ориентации объекта в условиях наличия система- тических погрешностей приводит к еще большему увеличению времени, тре- буемого на решение системы уравнений. Известен также способ определения курсового угла и координат место- положения объектов по радионавигационным сигналам НКА, основанный на приеме сигналов от n космических аппаратов двумя или более антенно- приемными устройствами, расположенными параллельно одной или двум осям объекта, выделении сигналов с частотой Доплера, определении набега фаз за интервал времени измерения и определении углового положения осей объекта [7]. Недостатком такого способа является длительное время измерений, не- обходимое для определения углового положения с погрешностью, не превы- шающей заданную. Это связано с тем, что для определения угловой ориента- ции с заданной точностью необходимо, чтобы космические аппараты, излу- чающие сигналы, за время измерения достаточно переместились в простран- стве. Необходимое время составляет 30 – 60 минут. Для ряда приложений (съемка поверхности Земли, калибровка радиоло- кационных станций контроля космического пространства и т.д.) такая дис- кретность получения информации об угловом положении спутника является неприемлемой. Кроме этого, при полете КА на высотах более 2000 км имеют место разрывы навигационного поля, что также приводит к увеличению вре- мени между получением информации об угловом положении КА. В интерва- лах между измерениями можно получать такую информацию (с учетом ми- нимализации стоимости спутника), например, от датчиков угловой скорости, выполненных по MEMS-технологии. Однако такие датчики имеют значи- тельную величину собственных ошибок (смещение нуля, собственный уход и т.д.). Поэтому целесообразно комплексировать эти ДУС с приемниками СНС. Такое решение дает возможность уточнять собственные ошибки ДУС на мо- менты времени, соответствующие получению информации об угловом поло- жении спутника от приемника СНС. В силу изложенного, предлагается одно из возможных решений указан- ной задачи, прежде всего с точки зрения анализа потенциальной точности определения положения, скорости и ориентации спутника в конкретных ус- ловиях. Система определения ориентации объекта по сигналам спутниковых ра- дионавигационных систем (СРНС) строится на основе совместной обработки измерений псевдофаз сигналов, принимаемых четырьмя антеннами, распо- ложенными на поверхности объекта. Такая обработка позволяет определить с высокой точностью ориентацию антенной системы координат, в которой за- даются положения фазовых центров антенн измерителя. Высокоточное опре- деление ориентации объекта осуществляется путём перехода из антенной системы в систему координат объекта. Высокая точность определения ориентации объекта обеспечивается вы- сокой точностью псевдофазовых измерений. Однако эти измерения содержат в своём составе неопределённое целое число длин волн несущего колебания. Эту целочисленную неопределённость принято называть неоднозначностью. Разрешение неоднозначности, т. е. оценивание неопределённых целых, явля- ется основной проблемой обработки псевдофазовых измерений. 104 В задаче определения ориентации объекта имеется дополнительная ин- формация, которая используется для разрешения неоднозначности псевдофа- зовых измерений. При изменении ориентации объекта длины шести базовых векторов, соединяющих фазовые центры четырёх антенн измерителя, оста- ются неизменными и, следовательно, могут быть определены заранее. Дан- ные о длинах базовых векторов являются однозначными и очень точными. Поэтому использование этих данных в обработке приводит к значительному улучшению характеристик алгоритма разрешения неоднозначности псевдо- фазовых измерений. При разработке комбинированной (приемник СНС и датчики угловой скорости, выполненные по MEMS-технологии) системы определения ориен- тации большое значение имеет априорная оценка точности системы. Многообразие неконтролируемых факторов (стохастических, неопреде- ленных, нечетких), присутствующих при решении задачи, а также сложный характер их взаимодействия приводят к неизбежному выводу о том, что наи- более конструктивным подходом к решению задачи определения и анализа точности определения положения, скорости и ориентации спутника на основе СНС-технологий является математическое моделирование. С этой целью для моделирования процесса определения положения, ско- рости и ориентации спутника разработаны следующие математические моде- ли и алгоритмы: − модель созвездий ГЛОНАСС/GPS; − модель наблюдаемости спутников ГЛОНАСС/GPS; − модели движения центра масс и углового движения спутника; − модель навигационного послания ГЛОНАСС/GPS; − модель антенной системы спутника; − алгоритм определения положения и скорости спутника; − алгоритм определения ориентации спутника. Предварительно заметим, что все перечисленные модели и алгоритмы сформированы с учетом влияния следующих неконтролируемых факторов: − ошибки определения эфемерид НКА ГЛОНАСС/GPS, возникаю- щие в результате определения эфемерид НКА средствами назем- ного комплекса навигации и управления этих спутниковых систем; − систематические и случайные ошибки измерений псевдодальности и псевдоскорости вследствие так называемых ионосферной и тро- посферной задержек, ухода часов приемника и его внутренних шумов; − систематические и случайные ошибки измерений разности фаз не- сущей частоты вследствие так называемого эффекта многолучево- сти, ухода часов приемника и его внутренних шумов; − систематические и случайные ошибки инициализации системы вследствие неточного знания начальных условий движения. В качестве алгоритмов для обработки поступающей от приемной аппара- туры информации использованы следующие: − рекуррентный байесовский алгоритм (модификация фильтра Кал- мана); − метод наименьших квадратов по полной выборке. 105 В самом общем случае задача определения положения, скорости и ори- ентации спутника с использованием многоканального ГЛОНАСС/GPS- приемника может быть решена только в том случае, если спутник оснащен антенной системой, состоящей, в минимальном случае, из четырех антенн, расположенных симметрично в горизонтальной плоскости симметрии спут- ника. Задача об определении координат и компонент вектора скорости спутни- ка решается на основе поступающих на вход приемника псевдодальностей и псевдоскоростей от видимых в данный момент НКА систем ГЛОНАСС/GPS и имеющегося альманаха созвездий НКА. При этом для решения задачи ис- пользуется либо метод наименьших квадратов (МНК), либо рекуррентный байесовский алгоритм оценивания, использующий бортовую модель движе- ния спутника. Если задача определения ориентации спутника решается на основе МНК по полной выборке, использующего в качестве измерений разность фаз не- сущей частоты от каждого НКА, сформированную на двух основных базах антенной системы, то это позволяет не использовать при решении задачи на борту спутника математическую модель углового движения спутника или использовать эту модель в предельно упрощенной форме. Определение и анализ точности решения подобных задач с учетом раз- личных неконтролируемых факторов производятся путем имитационного моделирования процесса функционирования системы навигации спутника на основе многоканального приемника ГЛОНАСС/GPS с учетом специфики бортовой реализации алгоритмов, широкого спектра ошибок измерений, раз- броса начальных условии и возможности работы по разным созвездиям НКА. В конечном счете, характеристика точности получается путем статистическо- го анализа процесса определений ориентации спутника на основе метода Монте-Карло. На рис. 3 приведена функциональная схема разработанного программно- го комплекса имитационного моделирования процесса навигации спутника и определения его ориентации с помощью многоканального приемника ГЛОНАСС/GPS. Ниже приведено назначение основных блоков этой функциональной схемы. Блоки «Математическая модель спутника» и «Математическая модель движения НКА» формируют на текущий момент времени «истинные» коор- динаты и компоненты вектора скорости центра масс спутника, углы Эйлера (тангаж, рыскание, крен), а также «истинные» эфемериды НКА систем ГЛОНАСС/GPS. При расчете «истинных» эфемерид НКА и вектора состоя- ния спутника используются наиболее полные модели их движения и высоко- точный метод интегрирования систем обыкновенных дифференциальных уравнений. Блок «Вычисление «истинных» положений опорных антенн» формирует «истинные» координаты антенной системы спутника в инерциальной системе координат на основе использования координатных преобразований и углов Эйлера. Блок «Определение видимых НКА» определяет видимые антенной сис- темой спутника НКА и формирует список видимых НКА. Блок «Формирование массива «истинных» измерений» предназначен для моделирования истинных значений измерений дальности, скорости и разно- 106 сти фаз для видимых НКА с учетом перечисленных выше неконтролируемых факторов. Для видимых НКА блок «Моделирование навигационного сообщения» формирует навигационное послание, содержащее «загрубленные» (т. е. с уче- том ошибок работы наземного комплекса) эфемериды видимых НКА на мо- мент времени, соответствующий ближайшему получасу. Блок «Интегрирование опорных траекторий видимых НКА» вычисляет опорные координаты видимых НИСЗ на текущий момент времени. Блок «Моделирование опорной траектории и углового движения спутни- ка» на основе априорной информации (начального вектора состояния) вы- числяет опорные координаты и компоненты вектора скорости спутника на текущий момент времени, а кроме того, текущую ориентацию спутника – уг- лы Эйлера. Так же как и в предыдущем блоке, для расчета опорной траекто- рии используется упрощенная модель движения и простой метод интегриро- вания. Блок «Вычисление опорных положений антенн» формирует опорные ко- Рис. 3 107 ординаты антенной системы в инерциальной системе координат. Блок «Формирование массивов опорных измерений» предназначен для моделирования опорных значений измерений дальности, скорости и разности фаз для видимых НКА. Полученные значения «истинных» и опорных разностей фаз для всех НКА используются для определения текущей ориентации спутника – углов Эйлера – блоком «Алгоритм определения ориентации спутника». Полученная оценка углов Эйлера используется в дальнейшем блоком «Моделирование опорной траектории и углового движения спутника» как опорная характери- стика ориентации спутника. В блоке «Инструментальные ошибки ДУС» моделируются погрешности датчиков угловой скорости: − смещение нуля; − погрешность масштабного коэффициента; − собственный уход, пропорциональный времени работы; − температурный уход. Полученные значения «истинных» и опорных значений псевдодальности и псевдоскорости для всех НКА используются для определения оценки коор- динат и компонент вектора скорости спутника блоком «Алгоритм определе- ния положения и скорости центра масс спутника». Полученная оценка ис- пользуется в дальнейшем блоком «Моделирование опорной траектории и уг- лового движения спутника» в качестве опорного положения спутника. При моделировании используются два вида моделей движения НКА сис- тем ГЛОНАСС/GPS. Первый вид моделей используется для моделирования «истинного» движения НКА, а второй можно рассматривать как «бортовые» модели, входящие в состав ПМО бортовой системы управления. Математическая модель движения НКА, позволяющая сформировать эфемериды этих КА с необходимой точностью, включает учет следующих возмущающих воздействий: − нецентральность гравитационного поля Земли с точностью до гар- моник восьмого порядка и степени включительно; − гравитационное притяжение Луны и Солнца; − давление солнечного света. Для интегрирования систем дифференциальных уравнений движения НКА используется высокоточный вложенный метод Дормана–Принса с ав- томатическим контролем локальной погрешности и длины шага интегриро- вания. Дальнейшее использование сформированных эфемерид реализовано путем аппроксимации полиномами Чебышева. «Бортовая» модель движения НКА реализована с использованием суще- ственно более простой модели движения с учетом лишь следующего: − нецентральности гравитационного поля Земли с точностью до гармоник второго порядка и степени включительно; − гравитационного притяжения Луны и Солнца. При этом для интегрирования систем дифференциальных уравнений движения НКА используется стандартный метод Рунге – Кутта с постоянным шагом интегрирования. В качестве начальных условий интегрирования для «бортовой» модели движения НКА используются «загрубленные» эфемериды «истинных» НКА, полученные на основе имитационной модели на момент времени, соответст- 108 вующий ближайшему получасу, загрубление реализовывается с учетом сле- дующих погрешностей: − ионосферной погрешности; − тропосферной погрешности; − «шума» приемника; − ошибки за счет многолучевого приема; − погрешности бортовых часов НКА; − влияния режима «селективного» доступа. Влияние режима «селективного» доступа моделируется с помощью мар- ковского процесса второго порядка с постоянной времени, равной 1,41 с. Для моделирования ионосферной погрешности используется стандартная модель Клобучара (Klobuchar model). Тропосферная погрешность моделируется стандартной моделью Хоп- филда (Hopfield model). Шум приемника воспроизводится в виде гауссовского шума со стандарт- ным отклонением, задаваемым при моделировании. Математическая модель ошибки за счет многолучевого приема модели- руется марковским процессом первого порядка. Погрешность бортовых часов НКА моделируется случайной величиной, распределенной по равномерному закону. Математическая модель движения спутника, на борту которого установ- лен многоканальный навигационный приемник, также включает два типа мо- делей: модель «истинного» движения, используемую при формировании ис- тинной траектории спутника, включая положение, скорость и ориентацию спутника, и «бортовую» модель, использующуюся в программно- математическом обеспечении бортовой системы ориентации и навигации. Модель «истинного» движения представляет собой максимально полную систему дифференциальных уравнений пространственного движения спут- ника. Такие модели хорошо известны и описаны в литературе. Специфика конкретного спутника определяется соответствующим набором аэродинами- ческих и массово-инерционных характеристик. Выводы. Проведен обзор методик определения ориентации космическо- го аппарата с использованием спутниковой навигации. Исследована необхо- димость использования дополнительных инерциальных датчиков для дости- жения приемлемой точности. Определено наиболее приемлемое возможное решение в этой части. Разработан программный комплекс для априорной оценки точности определения ориентации, который позволяет получать ап- риорную оценку точности определения ориентации КА с использованием информации, полученной от комбинированной системы – СНС и ДУС. Пока- зана необходимость использования дополнительных аппаратных и математи- ческих средств для решения задачи определения ориентации с высокой дис- кретностью. 1. Степанов О. Особенности построения и перспективы развития навигационных инерциально-спутнико- вых систем / О. Степанов // Интегрированные инерциально-спутниковые системы навигации // Под общей редакцией академика РАН В. Г. Пешехонова. – СПб. : ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2004. – 235с. 2. Глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС. Интерфейсный контрольный документ (редакция четвертая). – М. : КНИЦ МО РФ, 1998. 109 3. Голован А. А. Математические модели и алгоритмы обработки измерений спутниковой навигационной системы GPS. Стандартный режим / А. А. Голован и др. – М. : МГУ, 2001. – 214 с. 4. Сетевые спутниковые радионавигационные системы // Шебшаевич В. С. и др. – М. : Радио и связь, 1993. 5. U.S. Coast Guard Navigation Center [Электронный ресурс]. Interface Control Document GPS 200C, Revision IRN-200C-004, ARINC Research Corporation, 2000. Режим доступа: http://www.navcen.uscg.gov/gps/geninfo/is-gps-200d.pdf 6. Лукин В. Н. Использование системы NAVSTAR для определения угловой ориентации объектов / В. Н. Лукин, И. Н. Мищенко, И. А. Новиков // Зарубежная радиоэлектроника. – 1991. – № 1. – С. 46 – 53. 7. Патент 5185610. United States of America. МКП H94B 7/185. GPS system and method for deriving pointing or attitude from a single GPS receiver / Phillip W. Ward, H. Logan Scott, Jerry D. Holmes, Leonard J. LaPa- dula. От 09.02.1993г. 8. Патент 4599620. United States of America. МКП G01S 5/02; H04b 8/185; g06g 7/78. Method for determin- ing the orientation of moving platform / Alan G. Evans, LaPlata, Md. От 08.07.1986г. ГП «КБ «Южное» им. М.К. Янгеля, Получено 03.03.09, Институт технической механики в окончательном варианте 26.05.09 НАН Украины и НКА Украины, Днепропетровск

Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем

Репозитарії

Схожі ресурси