ИЗВЕСТИЯ РАН. ТЕОРИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, 2015, № 1, с. 106-118
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ^^^^^^^^^^ ДВИЖУЩИМИСЯ ОБЪЕКТАМИ
УДК 629.7
РЕШЕНИЕ НАВИГАЦИОННОЙ ЗАДАЧИ ПРИ АВТОНОМНОМ ВЫВЕДЕНИИ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ С ПОМОЩЬЮ ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ* © 2015 г. Д. А. Козорез, М. Н. Красильщиков, Д. М. Кружков, К. И. Сыпало
МАИ (Национальный исследовательский ун-т) Поступила в редакцию 28.07.14 г., после доработки 22.09.14 г.
Рассматривается бортовая навигационная система космического аппарата при выведении на геостационарную орбиту с использованием двигателя малой тяги, 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. Для интеграции данных измерений используются квазилинейный фильтр Калмана и его специальная "скалярная" модификация. В состав оцениваемого вектора на борту космического аппарата входят компоненты координат и вектора скорости космического аппарата, углы ориентации его связанных осей, а также углы ориентации и фактический уровень тяги маршевого двигателя. В качестве неконтролируемых факторов рассматриваются инструментальные ошибки датчиков. Основным инструментом анализа точности формируемой системы является имитационное математическое моделирование, для проведения которого создан специальный объектно-ориентированный комплекс программно-математического обеспечения.
БО1: 10.7868/80002338815010084
Введение. Как известно, используемый в настоящее время процесс выведения полезной нагрузки на геостационарную орбиту (ГСО) включает использование так называемого разгонного блока, обеспечивающего доставку нагрузки с промежуточной орбиты на конечную (целевую). Длительность такого процесса составляет, как правило, до суток. Наличие разгонного блока, помимо дополнительных расходов на его изготовление и эксплуатацию, приводит в ряде случаев к нештатным ситуациям, препятствующим успешному решению задачи выведения. В связи со сказанным существенный интерес представляет возможность отказа от разгонного блока в результате использования на этапе выведения полезной нагрузки с промежуточной орбиты на ГСО стационарного плазменного двигателя (СПД) малой тяги. Необходимо подчеркнуть, что применение такого двигателя приводит к существенному увеличению длительности процесса выведения (до 300 суток). Однако при этом существенно повышается экономическая эффективность процесса выведения по сравнению со стандартной схемой вследствие возможного увеличения массы полезной нагрузки.
Таким образом, при использовании СПД возникает проблема автономного определения текущих значений положения, скорости и ориентации выводимого космического аппарата (КА), а также фактического уровня и ориентации тяги СПД на протяжении всего этапа выведения, т.е. на интервале времени, превышающем 100 сут. Настоящая статья посвящена обоснованию состава аппаратных средств и требованиям к ним, выбору архитектуры бортовой интегрированной навигационной системы выводимого КА, а также разработке алгоритмов решения сформулированной выше навигационной задачи в автономном режиме, т.е. с использованием только бортовых аппаратных средств.
1. Функциональная схема навигационной системы. Предварительный анализ [1] показывает, что вследствие высоких требований к точности определения положения, скорости и ориентации
* Прикладное научное исследование выполнено при финансовой поддержке Министерства Образования и Науки Российской Федерации в рамках соглашения № ИРМБР 157414X0100, работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (грант № 14-08-31129-мол_а).
Рис. 1. Функциональная схема бортовой интегрированной навигационной системы
выводимого КА, а также фактического значения уровня и ориентации тяги СПД на всем этапе выведения, задаваемых, в конечном счете, терминальными требованиями по точности выведения на ГСО, успех решения обсуждаемой навигационной задачи определяется возможностью использования бортового многоканального приемника сигналов глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС-приемника) как высокоточного источника навигационных данных. Баллистическая схема выведения полезной нагрузки на ГСО с применением СПД предполагает, что высота полета КА колеблется в пределах от 21000 до 86000 км [1]. Известно [2—4], что условия видимости навигационных спутников ГЛОНАСС в указанном диапазоне высот таковы, что существует принципиальная возможность решения навигационной задачи выводимого КА с использованием ГНСС-приемника. Очевидно также, что соответствующая автономная бортовая навигационная система должна быть интегрированной, поскольку для формирования оценок компонент вектора тяги должны обрабатываться "невязки" между истинными и предсказанными значениями первичных навигационных параметров, формируемых бортовым ГНСС-прием-ником [5]. Функциональная схема такой интегрированной системы приведена на рис. 1. Из него, в частности, следует, что функционирование такой системы осуществляется по глубоко интегрированной схеме [5]. Для выбора алгоритмов функционирования, формирования требований к аппаратному составу и оценки характеристик такой автономной интегрированной навигационной системы в целом было проведено имитационное математическое моделирование, осуществленное с учетом широкого спектра неконтролируемых факторов, действующих в подобной задаче.
2. Алгоритм интеграции данных. Введем системы координат (СК), в которых будет определяться движение КА и соответственно будет задан его вектор состояния. Движение центра масс рассмотрим в инерциальной системе координат J2000, обозначаемой далее как Inertial Frame (IF, инерциальная система). Угловое движение КА зададим в орбитальной СК (ОСК), начало которой находится в центре масс КА, ось Oy направлена по радиус-вектору КА, ось Ox "смотрит" в сторону движения КА по орбите, ось Oz перпендикулярна плоскости орбиты.
Введем расширенный вектор состояния выводимого КА размерностью 87 х 1:
x1 = (xif yif zif\Vxif VyIF VZIF у у
|A cos asuni A cos aSunl A cos aSA A cos aStl A cos aш A cos aE1
|A^ES aYES aJes aVls aYSSUns aVS1S aYSis (2Л)
¡A^sys AySS AôSrS AySS AtKA At, ... AÎ59
P a P )T ,
где XIF, Yif, Zif — компоненты положения КА в IF; VXIF, VYIF, VzIF — компоненты скорости КА в той же СК; ô, у, у — тангаж, рыскание и крен, углы ориентации КА в ОСК; AcosaSunk, AcosaStk,
AcosaEk — систематические ошибки направляющих косинусов монтажа астродатчиков. Sun — индекс солнечного датчика, St — индекс звездного датчика, E — индекс земного датчика, к = 1, 2 —
номер плоскости перекоса осей прибора; ЛуТ A&E" ДуЕ" ) — систематические ошибки
датчика Земли в вертикальной и горизонтальной плоскости ССК. Здесь и далее индекс ort означает, что ошибка вызвана неортогональностью и перекосом осей чувствительных элементов датчиков, индекс sys означает постоянную погрешность датчика, вносимую смещением "нуля";
(AySUi Ауsun Ay°sl &Y°sun) — систематические ошибки датчика Солнца в вертикальной и горизонтальной плоскости ССК; (a&ST AyST A&S7 AySf ) — систематические ошибки Звездного датчика
в вертикальной и горизонтальной плоскости ССК; (AtAt0 ... At59) — параметры сдвига бортовой шкалы времени часов КА и бортовой шкалы времени часов каждого из навигационных КА (НКА) ГЛОНАСС и GPS, данные которых используются при решении навигационной задачи; P — модуль тяги, a и ß — углы ориентации тяги относительно плоскостей XOY и XOZ инерциальной СК соответственно, образуемые в результате последовательных разворотов вектора тяги относительно строительных осей КА и строительных осей КА относительно инерциальных.
Как уже указывалось выше, помимо компонент введенного выше расширенного вектора состояния КА необходимо оценивать модуль и ориентацию тяги СПД, которые, строго говоря, также должны быть включены в число компонент этого вектора. В связи с этим необходимо отметить следующее. Уровень ускорений, создаваемых СПД при существующей массе выводимых на ГСО КА, сравним с уровнем ускорений, создаваемых естественными возмущающими факторами (давлением солнечного света, нецентральностью поля Земли, гравитацией Солнца, Луны и т.д.). Кроме того, в настоящее время не существует акселерометров, обладающих чувствительностью, которая позволяет измерять ускорение, сообщаемое тягой СПД, с потребной точностью.
Далее, самостоятельной задачей автономной навигации является определение оценок компонент расширенного фазового вектора КА, характеризующих его ориентацию, а также систематических ошибок соответствующих сенсоров (датчиков Земли, Солнца и звезд). Решение этой задачи достаточно хорошо известно авторам данной статьи, имеющим в этой предметной области самостоятельные результаты [2-4]. Кроме того, описание решения такой задачи требует введения достаточно сложных и громоздких математических моделей системы стабилизации и управления угловым движением выводимого КА, что выходит за рамки данной статьи. Поэтому далее будем полагать, что задача определения параметров ориентации выводимого КА решена с некоторой точностью и предметом данной статьи в этой части является формирование требований к точности определения параметров ориентации. В соответствии со сказанным при моделировании в качестве оценок параметров ориентации будут использоваться их значения, принятые с некоторыми случайными ошибками, характеристики которых варьируются при моделировании.
Следовательно, применительно к задаче оценки уровня и ориентации тяги СПД предлагается использовать следующий подход. Мы будем решать задачу оценки фактического уровня и ориентации тяги отдельно от задачи оценки компонент положения и скорости цента масс КА, для чего введем еще один вектор состояния, характеризующий СПД:
x2 = (xif yif Zif Vx if Vy if Vzif P a ß)T. (2.2)
При этом процедуры оценки компонент положения, скорости, уровня и ориентации тяги в
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.