ИЗВЕСТИЯ РАН. ТЕОРИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, 2015, № 5, с. 137-146
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ^^^^^^^^^^ ДВИЖУЩИМИСЯ ОБЪЕКТАМИ
УДК 629.7
АВТОНОМНАЯ НАВИГАЦИЯ ПРИ ДОВЫВЕДЕНИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ. 1. КОНЦЕПЦИЯ ПОСТРОЕНИЯ АВТОНОМНОЙ ИНТЕГРИРОВАННОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ*
© 2015 г. Д. А. Козорез1, М. Н. Красильщиков1, Д. М. Кружков1, К. И. Сыпало2
Москва, 1МАИ (национальный исследовательский ун-т) 2ФГУП "ЦАГИимени профессора Н.Е. Жуковского" e-mail: ddd@netland.ru Поступила в редакцию 19.03.15 г., после доработки 28.04.15 г.
Настоящая публикация является первой в серии статей, посвященных проблемам автономного функционирования космических аппаратов на геостационарной орбите. В работе предложена концепция формирования облика бортовой автономной навигационной системы космического аппарата при его довыведении на геостационарную орбиту электроракетным двигателем малой тяги, основанная на стохастическом и минимаксном вариантах интерпретации неконтролируемых факторов. Определены состав необходимых аппаратных средств и архитектура бортовой интегрированной системы навигации космического аппарата, рекон-фигурируемая в соответствии с типовыми участками траектории довыведения. Предлагается применять так называемые интервальные алгоритмы, обеспечивающие достоверность оценок с учетом возможных информационных нарушений неизвестной природы процесса внешнетраекторных измерений, а также дополнительный сглаживающий алгоритм, основанный на повторной байесовской динамической фильтрации измерений с учетом полученных предварительно оценок систематических ошибок. В качестве дополнительного средства повышения точности навигационных оценок предложено использовать методы и алгоритмы оптимального планирования навигационных измерений, обеспечивающие генерацию оптимальных планов измерений непосредственно на борту космического аппарата.
DOI: 10.7868/S0002338815050078
Введение. В настоящее время одна из наиболее актуальных проблем совершенствования существующих и разработки перспективных космических систем различного назначения состоит в обеспечении автономности их функционирования. В частности, применительно к космическому аппарату (КА) на геостационарной орбите (ГСО) это требование выражается в необходимости автономного довыведения аппарата на целевую орбиту, перевода его на "рабочую" долготу и удержания в точке "стояния" в соответствии с международными требованиями [1]. Реализация этой идеи требует в свою очередь привлечения новых технических средств управления движением КА и навигации на всех перечисленных выше этапах жизненного цикла КА на ГСО. К числу таких средств следует отнести, прежде всего, электроракетные двигательные установки (ЭРДУ), позволяющие существенно снизить потребные энергетические ресурсы и увеличить полезную массу выводимой на ГСО полезной нагрузки [2, 3]. Весьма перспективной с точки зрения высокой точности решения навигационной задачи без привлечения наземной инфраструктуры является возможность использования на борту КА многоканального приемника сигналов глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС-приемника) наряду с традиционными бортовыми оптико-электронными средствами. Представляется очевидным, что максимально эффективно с точки зрения автономности функционирования перспективные средства навигации и управления могут быть использованы в рамках соответствующей интегрированной бортовой системы навигации и управления КА на ГСО.
Обсудим более детально проблемы, возникающие при создании подобной системы. Известно [2, 3], что наиболее сложным с точки зрения технической реализации этапом жизненного цикла
* Прикладное научное исследование выполнено при финансовой поддержке Министерства образования и науки Российской Федерации в рамках Соглашения № КРМБР157414Х0100.
КА на ГСО является довыведение или, иными словами, межорбитальный перелет, происходящий под действием тяги электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) достаточно продолжительное время (от десятков суток до года). Вследствие особенностей ЭРДУ (малая величина тяги, длительные интервалы включения) особое значение приобретают требования к точности и достоверности формируемых навигационных оценок движения центра масс и относительно центра масс КА, а также вектора тяги ЭРДУ, используемых для расчета траекторного управления. Отметим, что традиционные источники навигационной информации и соответствующие алгоритмы непосредственно неприменимы для решения данной задачи в силу либо их низкой точности (инерциальные навигационные системы, астронавигационные системы), либо невозможности обеспечения требуемой достоверности навигационного решения (при использовании отдельного ГНСС-приемника). Единственно возможным выходом в описанной ситуации является, как уже указывалось выше, интеграция различных навигационных данных в интересах обеспечения требуемой точности и достоверности навигационных оценок. Таким образом, возникает самостоятельная задача разработки принципиально нового алгоритма интеграции данных бортовых навигационных измерителей, адекватно учитывающего особенности различных этапов жизненного цикла КА на ГСО и требования к траекторному управлению.
Авторами настоящей работы показана принципиальная возможность уточнения вектора ЭР-ДУ в рамках подобной интегрированной системы без привлечения высокоточных инерциальных элементов [1]. Вместе с тем наличие такой принципиальной возможности не исключает всех сложных технических проблем, возникающих при обеспечении автономности выведения КА на ГСО. Так, одной из важнейших проблем, как уже указывалось, является обеспечение достоверности оценок, получаемых с использованием внешнетраекторных измерений, генерируемых ГНСС-приемником. Эта проблема неоднократно обсуждалась в литературе [4, 5]. Однако вплоть до настоящего момента не существует ее универсального решения, приемлемого для различных приложений применительно к космической технике. Настоящая статья содержит основные положения концепции, позволяющей, по мнению авторов, обеспечить достоверность такой информации на этапе довыведения КА на ГСО.
1. Постановка технической задачи. Из сказанного выше следует, что объектом исследования в настоящей статье является КА, оснащенный ЭРДУ и двигающийся по межорбитальной траектории перевода (довыведения) с некоторой промежуточной орбиты на требуемую целевую ГСО, причем требуемые (расчетные/опорные) параметры этих орбит известны. Будем считать также, что траекторное управление процессом довыведения основано на формировании так называемых попадающих траекторий, представляющих собой множество допустимых (реализуемых) траекторий КА, обеспечивающих выведение из области допустимых начальных условий движения в требуемую терминальную область на ГСО, размеры и форма которой, а также положение ее "центра тяжести" определяются международными требованиями [3, 6]. Эти траектории являются, при прочих равных условиях, функциями текущего значения требуемого (расчетного) угла ориентации вектора тяги ЭРДУ в орбитальной системе координат. При этом возникает однозначная связь между ориентацией вектора тяги ЭРДУ и ориентацией КА, поскольку управление реализуется путем изменения параметров ориентации КА с учетом ограничения, состоящего в том, что ЭРДУ не работает в тени Земли.
Поскольку довыведение КА осуществляется циклограммой включения ЭРДУ с управлением угловой ориентацией КА для обеспечения требуемого направления вектора тяги, то конечная точность выведения КА в требуемую терминальную область на ГСО в этом случае определяется точностью прогноза движения на "пассивных" участках (т.е. при выключенной ЭРДУ) и точностью оценивания управляемого движения КА на активных участках (при включенной ЭРДУ). Точность этих оценок зависит, в том числе, от точности оценивания отклонений модуля тяги ЭРДУ от номинала и ориентации вектора тяги ЭРДУ от требуемой.
Как уже указывалось выше, к возможным бортовым навигационным аппаратным средствам, обеспечивающим автономное решение задачи, относятся: многоканальный мультисистемный ГНСС-приемник с возможностью дополнений Satellite Based Augmentation System (SBAS) — спутниковая система дифференциальной коррекции, а также Wide Area Augmentation System (WAAS) — система передачи дифференциальных поправок широкого радиуса действия, European Geostationary Navigation Overlay Service (EGNOS) — Европейская геостационарная служба навигационного покрытия, Система дифференциальной коррекции и мониторинга (СДКМ) ГЛОНАСС; оптико-электронные датчики; перспективная аппаратура межспутниковой лазерной навигационно-связ-ной системы, силовой гиростабилизатор с системой разгрузки и датчики угловых скоростей [7].
С точки зрения требуемого качества решения навигационной задачи в интересах управления принципиальным является:
способ навигационных определений на активных участках довыведения с управлением ориентацией КА;
способ навигационных определений на пассивных участках довыведения и удержания КА на рабочей долготе.
Несмотря на то, что указанные выше бортовые навигационные средства потенциально способны обеспечить непрерывное навигационное решение с потребной точностью на всей траектории движения КА, некоторые особенности их функционирования не позволяют непосредственно использовать формируемые ими оценки в контуре управления КА. Это обусловлено следующими причинами:
на отдельных участках движения КА в процессе довыведения отсутствует возможность получения потребного (для обеспечения нужной точности навигации) количества достоверных внешнетраекторных ГНСС — измерений в силу специфических условий видимости навигационных космических аппаратов (НКА) на попадающей траектории [1, 8]. При этом отсутствует возможность статического решения навигационной задачи, т.е. решения по полной выборке [4] и, следовательно, возникает необходимость применения рекуррентных (динамических) алгоритмов оценивания;
внешнетраекторные измерения, генерируемые ГНСС-приемником, сопровождаются широким спектром разного рода непредсказуемых информационных нарушений, что может приводить к недостоверности измерений и, как следствие, недостоверн
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.