ИЗВЕСТИЯ РАН. ТЕОРИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, 2013, № 3, с. 143-154
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ^^^^^^^^^^ ДВИЖУЩИМИСЯ ОБЪЕКТАМИ
УДК 629.7
ИНТЕГРИРОВАННАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ И ВЫСОКОЭЛЛИПТИЧЕСКОЙ ОРБИТАХ, ФУНКЦИОНИРУЮЩАЯ
В УСЛОВИЯХ АКТИВНЫХ ПОМЕХ © 2013 г. Д. А. Козорез, М. Н. Красильщиков, Д. М. Кружков, К. И. Сыпало
Москва, МАИ (национальный исследовательский ун-т) Поступила в редакцию 24.09.12 г.
Рассматривается бортовая навигационная система космического аппарата на геостационарной и высокоэллиптической орбитах, в состав которой в качестве источников навигационных измерений входят оптико-электронные датчики Земли, Солнца и звезд, а также многоканальный приемник сигналов Глобальных навигационных спутниковых систем. Целью исследования является формирование облика интегрированной навигационной системы, включая обоснование ее архитектуры и алгоритмов функционирования из условий обеспечения требуемой точности решения навигационной задачи. На основе анализа условий видимости навигационных спутников GPS и ГЛОНАСС обоснована целесообразность использования глубоко интегрированной архитектуры системы, которая в состоянии обеспечить потребную точность навигации даже в условиях, когда видимыми оказываются менее четырех навигационных спутников. Для интеграции данных измерений используется специальная "скалярная" модификация фильтра Калмана (так называемый интегральный фильтр Калма-на). В качестве неконтролируемых факторов рассматриваются инструментальные ошибки датчиков, а также искусственная активная помеха работе многоканального приемника сигналов Глобальных навигационных спутниковых систем. Основным инструментом анализа точности формируемой системы является имитационное математическое моделирование, для проведения которого создан специальный объектно-ориентированный комплекс программно-математического обеспечения.
Б01: 10.7868/80002338813030104
Введение. Проблема создания высокоточных автономных навигационных систем космических аппаратов (КА) является в настоящее время весьма актуальной. В связи со сказанным в статье обсуждается возможность создания интегрированной навигационной системы КА, использующей как традиционные оптико-электронные сенсоры, так и многоканальный приемник сигналов Глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС-приемник). Рассматривается выбор архитектуры и алгоритмов функционирования бортовой интегрированной навигационной системы применительно к КА, функционирующих в условиях активных помех на геостационарной и высокоэллиптической орбитах.
Такая система должна обеспечивать точность определения периода обращения целевого КА (ЦКА) на уровне единиц секунд. Предварительный анализ показывает [1], что для достижения такой точности необходимо учитывать (помимо нецентральности гравитационного поля Земли) широкий спектр неконтролируемых факторов, таких, как гравитационное влияние Луны и Солнца, давление солнечного света, а также океанические приливы и приливы в твердом теле Земли. Одновременно необходимо учитывать широкий спектр инструментальных ошибок навигационных сенсоров, а также возможность влияния активных помех на работу бортового ГНСС приемника. Представляется очевидным, что решение столь сложной технической задачи может быть осуществлено только путем создания соответствующей математической модели, имитирующей процессы функционирования бортовой интегрированной навигационной системы.
1. Архитектура системы. Существующий опыт в данной предметной области убедительно показывает, что обеспечить упомянутую выше точность навигации, особенно с учетом влияния активных помех, возможно лишь в рамках глубоко интегрированной архитектуры [2]. Такая архитектура, как известно, реализует обратную связь между интегральным фильтром Калмана и процессором ГНСС-приемника, обеспечивающим слежение за кодом и фазой несущей сигнала
Глубокоинтегрированная навигационная система
Звездный каталог Астросистема |—| Прогноз
"Истинный" вектор состояния ЦКА
Звездный датчик
Датчик направления на Землю Датчик направления на Землю
/Моделирование'' I измерений
^ I ^
/Компенсация (влияния шумов
I
/Модель канала / слежения ГНСС-I приемника в Vусловиях помех
Бортовая модель опорного углового движения
Бортовая модель опорного орбитального движения
/КоррекцияЧ
I вектора |_
I состояния у \системь1/
/ Формирование I вектора измерений
Формирование ( расчетного времени
н
Формирование / апостериорного I вектора поправок и I у ковариационной N___ матрицы '
Формирование^
матрицы \ Обработка наблюдаемости и
^матрицы Кошиу
измерений
Прогнозирование ( расчетных г ^ измерений у
V
Бортовой альманах НКА
Выход системы
Эфемериды навигационного КА
Рис. 1. Функциональная схема моделируемых процессов
ГНСС. Функциональная схема процессов, возникающих при работе подобной системы, показана на рис. 1.
Особенность архитектуры системы, изображенной на рис. 1, состоит в использовании модифицированного фильтра Калмана, который обрабатывает непосредственно выходные данные оптико-электронных сенсоров и ГНСС-приемника. Такая архитектура предполагает наличие специального ГНСС-приемника, который может нормально функционировать в условиях влияния активных помех. Детальное описание свойств такого ГНСС-приемника дается ниже. Кроме того, как уже указывалось, подобная архитектура требует наличия обратной связи от интегрального фильтра Калмана к процессору ГНСС-приемника, обеспечивающей предварительную настройку каналов слежения ГНСС-приемника и алгоритма адаптивной фильтрации сигнала помехи, позволяющей сохранять работоспособность ГНСС-приемника в условиях активных помех. Детальное описание процесса адаптивной фильтрации также приведено ниже.
2. Алгоритм интеграции данных. Этот алгоритм использует модифицированную процедуру калмановской фильтрации, так называемый "скалярный" фильтр Калмана [2], который обрабатывает компоненты вектора выходных данных ГНСС-приемника и оптико-электронных сенсоров последовательно, т.е. как скалярные измерения. Как обычно, такой алгоритм включает две традиционные процедуры: прогноз и коррекцию.
Процедура прогноза реализуется путем численного интегрирования нелинейных дифференциальных уравнений возмущенного орбитального и углового движения КА. Описание модели движения КА дано в следующем разделе статьи. Процедура прогноза матрицы ковариаций использует эти же уравнения, линеаризованные в окрестности оценки вектора состояния КА, полученной на предыдущем шаге работы алгоритма интеграции данных. В результате модель воз-
мущенного движения КА генерирует в данный момент времени вектор состояния КА X%АТ размерности 9 х 1:
XSAT = {ХУ1\¥Х¥У¥, ¡3¥у)Т, (2.1)
где х, у, z — компоненты положения КА; Ух, Уу, Уг — компоненты скорости КА; у, у — углы Эйлера. Этот вектор определяет априорное положение и скорость КА в абсолютной системе координат и его априорную ориентацию в орбитальной системе координат.
Расширенный вектор состояния КА, компоненты которого подлежат оценке с помощью интегрального фильтра Калмана, включает положение, скорость, определяемые в абсолютной системе координат (СК), компоненты ориентации и угловой скорости КА, определяемые в орбитальной СК, а также ошибки оптико-электронных сенсоров. Здесь уместно заметить, что выходные данные оптико-электронных сенсоров содержат, помимо непосредственно измеряемых углов, также углы "Звезда—КА—Земля" (ай_% _Е) и "Солнце—КА—Земля" (а%ип_% _Е). Таким образом, расширенный вектор состояния, подлежащий оцениванию, имеет 25 компонент и вектор апостериорных поправок АХ и устроен следующим образом:
АХ = (Ах Ду Дг\АУХ АУУ АУ1 ¡ДО Ду Ду
Део8(аsun-s-е) Д^аst-%-е) ¡Д&Е% ДуЕ% Д$Е% Ду0E's (2.2)
Ду %уП% Ду %Ц«% Ду%!% Ду¡Д3%у% Ду%% Ду%% Ду%7% Ду%%) ,
где (Дх Ду Дг) — коррекции положения в абсолютной СК; (Д Ух Д Уу Д Уг) — коррекции скорости в абсолютной СК; (Д& Ду Ду) — углы, определенные как разности между оцениваемыми и опорными значениями в орбитальной СК; (Део8(а%и„_%-Е)* Део8(а8(_%-Е)*) — поправки к оценкам направляющих косинусов систематических ошибок при измерениях углов а8ип-8-Е и ай-8-Е;
(Дд£%* Ду* * Ду"Е%*) — поправки к оценкам систематических ошибок датчика Земли;
(Ду%УП% Ау%и„*% Ду%Ци% Ау^и*) — поправки к оценкам систематических ошибок датчика Солнца;
(Д&%У%* ^^^Ду%У%* Ду%7%* Ду%7%*) — поправки к оценкам систематических ошибок Звезд-
ного датчика.
3. Используемые математические модели. Как уже говорилось, математическое моделирование было выбрано в качестве основного инструмента для анализа характеристик обсуждаемой навигационной системы. Функциональная схема процесса имитационного моделирования приведена на рис. 2.
Как видно из рис. 2, для реализации процесса имитационного моделирования необходимо создать следующие математические модели:
возмущенного орбитального и углового движения КА с учетом перечисленных выше неконтролируемых факторов;
динамики созвездия навигационных спутников ОР8 и ГЛОНАСС;
оптико-электронных сенсоров (Земли, Солнца и звезд) с учетом систематических и случайных ошибок измерений;
активной искусственной помехи;
функционирования ГНСС-приемника с учетом влияния активной помехи;
процессов адаптивной фильтрации помехи.
Кроме того, необходимо разработать следующие алгоритмы:
управления угловым движением КА;
управления орбитальным движением КА;
интеграции навигационных данных в рамках глубоко интегрированной архитектуры. Ниже дано краткое описание всех перечисленных моделей и алгоритмов. Основное внимание уделяется анализу влияния активной помехи на работу ГНСС-приемника и описанию процессов адаптивной фильтрации помехи. Авторы полагают, что эти модели и алгоритмы представляют самостоятельный интерес. Системы координат: земная система координат (EBF); гринвичская система координат (GF);
Рис. 2. Функциональная схема моделирования
мгновенная абсолютная СК (IAF);
абсолютная СК (AF);
орбитальная СК (OF);
связанная с КА СК (BF).
Модель возмущенного орбитального движения КА на геостационарной и высокоэллиптической орбитах. Дифференциальные уравнения возмущенного движения записываются в СК (AF)
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.