Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Задача определения пространственной ориентации космического аппарата 9
1.1 Характеристика проблемы определения пространственной ориентации космического аппарата 9
1.2 Математические модели, используемые в задаче определения ориентации космического аппарата 13
1.3 Формализация задачи определения ориентации космического аппарата по радионавигационным и магнитометрическим измерениям 16
1.3.1 Радионавигационные измерения 16
1.3.2 Магнитометрические измерения 21
1.3.3 Математическая постановка задачи 23
1.4 Обзор методов определения пространственной ориентации космического аппарата 25
1.4.1 Характеристика интегральных методов определения ориентации 25
1.4.2 Локальные методы определения ориентации 26
Глава 2 Алгоритмы определения пространственной ориентации космического аппарата по анализу пространственного положения видимых/невидимых навигационных спутников 30
2.1 Математическая постановка задачи 30
2.2 Алгоритм определения пространственной ориентации продольной оси космического аппарата 31
2.3 Исследование эффективности алгоритма определения пространственной ориентации продольной оси космического аппарата 39
2.4 Алгоритм определения пространственной ориентации космического аппарата 42
2.5 Исследование эффективности алгоритма определения пространственной ориентации космического аппарата 44
Выводы по второй главе 50
Глава 3 Алгоритмы определения пространственной ориентации космического аппарата на основе комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений 52
3.1 Схемы комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений 52
3.1.1 Сильносвязанная схема комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений 52
3.1.2 Слабосвязанная схема комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений 53
3.2 Метод определения ориентации космического аппарата на основе сильносвязанной схемы комплексирования магнитометрической и спутниковой радионавигационной информации 55
3.2.1 Математическая постановка задачи 55
3.2.2 Алгоритм определения ориентации космического аппарата (Алгоритм 2) 55
3.2.3 Исследование эффективности алгоритма на модельной задаче 56
3.3 Метод определения ориентации космического аппарата на основе слабосвязанной
схемы комплексирования магнитометрической и спутниковой радионавигационной информации 61
3.3.1 Математическая постановка задачи 61
3.3.2 Алгоритм определения ориентации космического аппарата (Алгоритмы 3,4) .61
3.3.3 Исследование эффективности алгоритма на модельной задаче 63
3.4 Сравнительный анализ схем комплексирования 67
Выводы по третьей главе 70
Глава 4 Восстановление ориентации микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2» 71
4.1 Описание миссии микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2» 71
4.1.1 Назначение микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2» 71
4.1.2 Описание эксперимента «НАВИГАТОР» 73
4.2 Восстановление ориентации микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2» 80
4.2.1 Отбраковка аномальных измерений 80
4.2.2 Восстановление ориентации МКП «Фотон-М2» 83
Выводы по четвертой главе 85
Заключение 86
Список использованных источников 87
Приложение а 91
Приложение б 94
Приложение в 101
Приложение г 117
Приложение д 133
Приложение е 149
- Математические модели, используемые в задаче определения ориентации космического аппарата
- Алгоритм определения пространственной ориентации продольной оси космического аппарата
- Сильносвязанная схема комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений
- Назначение микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2»
Введение к работе
Среди космических аппаратов (КА), функционирующих в настоящее время, большинство являются низковысотными (высота полета менее 1000 км). Это обусловлено широкой областью их использования - научные, технологические и образовательные КА.
Для контроля и управления полетом и экспериментами, проводимыми на борту низковысотных КА в режиме времени, близком к реальному, возникает необходимость в создании системы контроля движения, позволяющей оперативно и автономно решать задачу навигации и определения ориентации. Так, например, информация о векторе состоянии КА, на борту которого проводятся научные и технологические эксперименты необходима для правильной интерпретации их результатов. При этом, требования к точности знания некоторых элементов вектора состояния КА (например, ориентации) могут быть невысокими (погрешности порядка 5).
Использование навигационных приёмников (НП), работающих по спутниковым радионавигационным системам (СРНС) ГЛОНАСС (Россия) и GPS (США) позволяет решать задачу навигации (определение параметров движения центра масс) автономно и с высокой степенью точности [1,2]. Поэтому НП является в настоящее время обязательным элементом навигационной системы. Это
НП используют два типа измерений: фазовые и кодовые. НП, использующие фазовые измерения, могут быть применены так же для определения ориентации КА на основании принципов интерферометрии [3].
Система контроля движения, основанная на фазометрических измерениях, имеет как достоинства - высокая точность решения задач навигации и ориентации, так и недостатки - высокая стоимость, необходимость разрешения фазовой неоднозначности, конструктивная сложность реализации на КА (большая антенная база), поскольку точность определения ориентации при фазовых измерениях в значительной мере зависит от размеров антенной базы [3].
Следует отметить, что не вся спутниковая радионавигационная информация в НП используется в полном объеме. Существует определенный информационный резерв, использование которого совместно с информацией от дополнительного измерительного устройства (магнитометр, солнечный датчик, датчики горизонта, ионные ловушки, звездные фотометры, акселерометры, датчики угловых скоростей и т.п.) позволит решить одномоментно задачу определения ориентации.
Наибольшее распространение в системах контроля ориентации получили магнитометры и солнечные датчики, что вызвано их высокой надежностью и экономичностью.
Разработке методов определения ориентации по магнитометрическим измерениям посвящено большое количество работ [4-11].
Важно отметить, что однозначное одномоментное определение ориентации только по магнитометрическим измерениям невозможно.
Задача снятия неоднозначности определения ориентации по магнитометрическим измерениям решается либо путем использования модели движения относительно центра масс, либо комплексированием магнитометрической информации с информацией от дополнительного измерительного устройства.
Существующие на настоящий момент методы определения ориентации можно разделить на два класса: методы с использованием моделей движения относительно центра масс (ЦМ) (интегральные методы) и методы их не использующие (локальные) [12].
1. Интегральные методы. В основу интегральных методов положена идея исполь
зования математической модели движения относительно ЦМ для объединения измерений,
полученных на достаточном для обработки мерном интервале времени.
Определение ориентации с использование математической модели движения относительно ЦМ может быть выполнено и на основе измерений одного направления. При этом, однако, необходимо, чтобы измеряемый вектор существенно изменял на мерном интервале свое направление, иначе ориентация КА может быть определена лишь с точностью до произвольного поворота вокруг этого вектора.
Интегральные методы определения ориентации не применимы в случае действии на КА значительных, не поддающихся точному учету, возмущающих моментов. Так же данный метод определения ориентации не применим для решения задачи определения ориентации в масштабе времени, близком к реальному.
2. Локальные методы. В основу локальных методов одномоментного определения
ориентации положен метод согласования измерений двух и более векторов в двух систе
мах координат. В качестве измеряемых параметров при расчете углового положения КА
используются величины, характеризующие в связанной с КА системе координат некото
рые направления, известные априорно в,базовой (абсолютной, орбитальной или в другой
удобной) системе координат. Если на КА одновременно определяется несколько направ
лений, то число измеряемых функций оказывается достаточным для расчета матрицы ори
ентации в каждый отдельный момент времени получения измерений.
Локальные методы определения ориентации являются предпочтительными для решения задачи оперативного определения ориентации на борту КА.
Для многих низковысотных КА приемная антенна НП устанавливается непосредственно на корпусе КА, при этом его поверхность ограничивает область видимости навига-
ционных спутников (НС). Таким образом, среди НС есть спутники, невидимые из-за конструкционных ограничений. Это можно использовать для решения задачи определения ориентации, что ранее не исследовалось.
Использование данного информационного резерва, позволит снять неоднозначность одномоментного решения задачи по магнитометрическим измерениям.
Комплексирование информации от магнитометра и навигационного приёмника в части видимых/невидимых НС для решения задачи оперативного определения ориентации КА ранее не рассматривалась.
На основании вышеизложенного формируется решаемая цель и задача диссертационной работы.
Цель диссертационной работы: разработка алгоритмов определения ориентации низковысотных КА, на основе комплексирования данных, поступающих от многоканального приемника сигналов спутниковых радионавигационных систем и трехосного магнитометра.
Основные задачи исследования:
Разработать схемы комплексирования магнитометрической и спутниковой радионавигационной информации. -
Разработать алгоритм определения ориентации оси КА по анализу пространственного расположения навигационных спутников СРНС ГЛОНАСС/GPS (определение двух углов ориентации при наличии одной антенны).
Разработать алгоритмы определения ориентации КА на основе комплексирования магнитометрической и спутниковой радионавигационной информации.
Разработать алгоритм определения ориентации КА по анализу пространственного расположения навигационных спутников СРНС ГЛОНАСС/GPS (определение трех углов ориентации при наличии трех антенн) без использования принципа интерферометрии.
Сформулировать область применимости каждого алгоритма и оценить методические погрешности.
Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, заключения, приложения и списка литературы, содержащего 32 наименования.
В первой главе «Задача определения пространственной ориентации космического аппарата» сформулирована проблема определения пространственной ориентации КА, которая рассматривается как задача отыскания матрицы перехода от орбитальной системы координат к связанной с КА системе координат. Приведены данные об орбитальных структурах спутниковых радионавигационных систем ГЛОНАСС (Россия) и GPS (США). Сформулирована математическая постановка задачи определения ориентации на основе
комплексирования магнитометрической и спутниковой радионавигационной информации. Проанализированы существующие методы определения ориентации.
Во второй главе «Алгоритмы определения пространственной ориентации космического аппарата по анализу пространственного положения видимых/невидимых навигационных спутников» рассматривается задача определения ориентации оси КА (определение двух углов ориентации при наличии одной антенны) и ориентации КА (определение трёх углов ориентации при наличии трёх антенн) по анализу пространственного положения видимых/невидимых навигационных спутников СРНС ГЛОНАСС/GPS. Проводится исследование эффективности разработанных алгоритмов при различных видах целевой функции, формализующей условие видимости/невидимости навигационных спутников, и для различных орбит КА.
В третьей главе «Алгоритмы определения пространственной ориентации космического аппарата на основе комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений» рассматриваются сильносвязанная и слабосвязанная схемы комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений, алгоритмы определения ориентации на основе разработанных схем комплексирования. Исследуется эффективность разработанных алгоритмов, рассматривается влияние весового коэффициента на вероятностные характеристики получаемых оценок ориентации. Проводится сравнительный анализ алгоритмов, основанных на сильносвязанной схеме комплексирования при использовании соответственно одной антенны и трех антенн и магнитометра. Рассматривается влияние параметров орбиты КА на возникновение особенностей в решениях, полученных по слабосвязанной схеме комплексирования. Проводится исследование эффективности разработанных алгоритмов.
В четвертой главе «Восстановление ориентации микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2» описана миссия микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2», которая функционировала на околоземной орбите в мае-июне 2005 года. На её борту была установлена аппаратура «МИРАЖ-М», включавшая одночастотный многоканальный навигационный приёмник МНП (производства Ижевского радиозавода) и шесть магнитометров, изготовленные в лаборатории аэрокосмического приборостроения СГАУ. По результатам лётного эксперимента было получено более 210 000 навигационных решений. Проведена апробация разработанных алгоритмов на реальных измерениях с аппаратуры «МИРАЖ-М».
В Приложения вынесены альманахи СРНС ГЛОНАСС и GPS, содержащие эфемериды их НС; алгоритм приведения координат навигационных спутников СРНС ГЛОНАСС систему координат WGS-84 (координаты навигационных спутников СРНС
GPS даны в этой системе); результаты исследования эффективности разработанных алгоритмов для различных сочетаний высот и наклонений орбиты (графики плотностей распределения вероятности ошибок оценок углов ориентации и графики функций вероятности непревышения ошибки оценки углов ориентации КА); альманахи СРНС ГЛОНАСС и GPS на моменты времени проведения эксперимента «НАВИГАТОР».
Заключение содержит выводы по основным результат диссертационной работы.
Результаты, полученные в диссертационной работе доложены на следующих конференциях и семинарах: XIII, XIV, XV, XVII Международных научно-технических семинарах «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации» (г. Алушта, Украина, 2004 г., 2005 г., 2006 г., 2008 г.); VIII, IX Всероссийских молодежных научных конференциях с международным участием «Королёвские чтения» (г. Самара, 2005 г., 2007 г.); Научной сессии Санкт-Петербургского государственного университета аэрокосмического приборостроения (г. Санкт-Петербург, 2006 г.); 5-ой Международной конференции «Авиация и космонавтика 2006» (г. Москва, 2006 г.); XII, XIII Всероссийских научно-технических семинарах по управлению движением и навигации летательных аппаратов (г. Самара, 2005 г., 2007 г.); 1-ая Международной конференции МАА-РАКЦ «Космос для Человечества» (г. Королёв, 2008 г.), Международной конференции «Научные и технологические эксперименты на автоматических космических аппаратах и малых спутниках» (г. Самара, 2008 г.).
Математические модели, используемые в задаче определения ориентации космического аппарата
Составляющие вектора ускорения ас[ах ,ау ,а„ ) центра масс КА, вызванного отличием модели Земли от сферической при учете четырёх полных гармоник разложения в ряд гравитационного потенциала
В СРНС GPS и ГЛОНАСС высокие эксплуатационные характеристики на структурном уровне достигаются путем совместного функционирования трех основных подсистем [1,2]: подсистемы космических аппаратов (ПКА); подсистемы контроля и управления (ПКУ); навигационной аппаратуры потребителей (НАП).
Кроме основных сегментов существует такое функциональное дополнение, как дифференциальная подсистема (DGPS), и ряд вспомогательных элементов: специальные каналы наземной и космической связи, средства вывода спутников на орбиту и т.п.
Основу концепции СРНС GPS и ГЛОНАСС составили независимость и беззапрос-ность навигационных определений. Независимость подразумевает определение искомых навигационных данных непосредственно в аппаратуре потребителя. Это несколько усложняет потребительское оборудование, но при современном уровне развития электроники подобное усложнение уже не имеет значения. Беззапросность системы означает, что все вычисления в аппаратуре потребителя вычисляются только на основе пассивно приня тых сигналов от НС с заранее точно известными орбитальными координатами. В свою очередь, отсутствие необходимости передавать запрос от потребителя к НС позволяет сделать оборудование потребителя весьма компактным и экономичным.
Точность местоопределения и стабильность функционирования СРНС в большой степени зависит от взаимного орбитального расположения спутников и параметров их сигналов. Как правило, требуется, чтобы в зоне видимости потребителя находились не менее 3-5 НС. На практике орбитальная структура строится таким образом, что для большинства потребителей постоянно видны более 6 НС и потребитель имеет возможность выбирать оптимальное созвездие по определенному алгоритму, заложенному в вычислитель приемника. Кроме действующих НС, завершенная СРНС имеет в своем составе несколько резервных спутников, которые могут быть оперативно введены для замены вышедших из строя либо для увеличения степени покрытия определенного региона. Действующие НС могут быть перегруппированы (в ограниченных пределах) по команде с наземной станции управления. Действующие в настоящее время средневысотные орбиты с высотой около 20000 км позволяют принимать сигналы каждого НС почти на половине поверхности Земли, что обеспечивает непрерывность радионавигационного поля и достаточную избыточность при выборе оптимального созвездия НС. Системы GPS и ГЛОНАСС часто называют сетевыми СРНС, поскольку принципиальное значение для их функционирования имеет взаимная синхронизация НС по орбитальным координатам и параметрам излучаемых сигналов, т.е. объединение группы НС в сеть.
Основное назначение НС - формирование и излучение сигналов, необходимых для решения потребителем задачи позиционирования и контроля исправности самого НС. В состав стандартного НС входят: радиопередающее оборудование для передачи навигационного сигнала и телеметрической информации; радиоприемное оборудование для приема команд наземного комплекса управления; антенны; бортовая ЭВМ; бортовой эталон времени и частоты; солнечные батареи; аккумуляторные батареи; системы ориентации на орбите и т.д.
Излучаемые НС сигналы содержат дальномерную и служебную составляющие. Дальномерная составляющая используется потребителями непосредственно для определения навигационных параметров - дальности до НС, вектора скорости потребителя, его пространственной ориентации и т.п. Служебная составляющая содержит информацию о координатах спутников, шкале времени, векторах скоростей НС, исправности и т.д. В основном служебная информация готовится командно-измерительным комплексом и закладывается в бортовую память НС во время сеанса связи. И лишь незначительная её часть формируется бортовой аппаратурой. Процедура переноса служебной информации из командного комплекса в память бортовой ЭВМ часто называется загрузкой данных.
Дальномерная составляющая содержит компоненты стандартной и высокой точности. Стандартная точность измерений доступна всем потребителям, а высокая - только авторизованным, т.е. имеющим разрешение военных контролирующих органов. Разграничение доступа достигается путем кодирования сигналов высокой точности.
Сегмент потребителей можно условно разбить на три части: военные организации, гражданские организации, частные лица. Независимо от назначения потребительского оборудования, в нём присутствуют радиочастотный тракт, в котором происходит приём радиосигналов НС и их первичная обработка, и вычислитель, предназначенный для вторичной обработки сигнала, выделения навигационной информации, реализации алгоритма выбора оптимального созвездия и вычисления пространственных координат и вектора скорости потребителя. Обычно сначала определяются текущие координаты НС и дальности до них, затем вычисляются географические координаты потребителя. Вектор скорости потребителя вычисляется путем измерения доплеровских сдвигов частоты НС при известных векторах скорости спутников. Для некритичных транспортных применений вектор скорости может рассчитываться по разности координат в два фиксированных момента времени. Далее, в зависимости от назначения приемника, информация может поступать на устройство отображения, в канал передачи, либо на блок управления внешними исполнительными механизмами.
Алгоритм определения пространственной ориентации продольной оси космического аппарата
Алгоритм определения пространственной ориентации оси космического аппарата основывается на использовании информации о пространственном положении НС СРНС ГЛОНАСС и GPS [17].
По результатам моделирования задачи определения ориентации продольной оси низковысотного КА (выборка объемом 100000 реализаций для каждого сочетания высоты и наклонения орбиты) были построены функции плотности вероятности и функции вероятности непревышения ошибки оценок углов ориентации продольной оси низковысотного КА заданной величины ошибки.
На основании проведенного анализа результатов моделирования решения задачи определения ориентации продольной оси низковысотного КА по анализу пространственного положения НС с использованием целевых функций (2.25) и (2.26) можно сделать следующие выводы:
1. Решение задачи определения ориентации продольной оси низковысотного КА с использованием целевых функций (2.25) и (2.26) дают близкий результат. Однако использование целевой функции (2.26) требует нахождение «среднего вектора».
2. С увеличением высоты полёта погрешность определения ориентации продольной оси низковысотного КА уменьшается. Это объясняется уменьшением погрешности определения вектора направляющих косинусов фазового центра антенны НП в орбитальной системе координат, обусловленное уменьшением числа навигационных спутников, затенённых Землёй.
3. Наклонение орбиты низковысотного КА не влияет на точность решения задачи определения ориентации низковысотного КА. 4. Погрешность получаемых оценок ошибок определения пространственной ориентации продольной оси низковысотного КА с вероятностью 0,95 достаточна для снятия неоднозначности решения задачи определения ориентации низковысотного КА при привлечении показаний магнитометра.
В случае наличия трёх антенн возможны различные варианты записи целевой функции, отражающей условие видимости/невидимости НС и дополнительные соотношения связывающее направляющие косинусы трёх антенн.
В качестве дополнительных соотношений используются (при условии ортогонального расположения трёх навигационных антенн): условие ортогональности векторов НК фазовых центров антенн; связь НК фазовых центров антенн, являющихся параметрами матрицы ориентации
В случае независимого отыскании направляющих косинусов каждого фазового центра антенн, целевая функция для каждой антенны аналогична целевой функции (2.25). В случае совместного отыскания векторов направляющих косинусов фазовых центров антенн рассмотрены два варианта:
На четвертом этапе отыскиваются оценки векторов направляющих косинусов фазовых центров антенн из условия минимума целевой функции (2.25), (2.27) или (2.28), с учетом нормировки элементов векторов НК фазовых центров антенн НП. Процедура минимизации целевых функций (2.27) и (2.28) сводится к решению системы девяти нелинейных уравнений относительно направляющих косинусов. На пятом этапе производится уточнение найденной оценки матрицы ориентации (уточнение оценки векторов направляющих косинусов фазовых центров антенн).
Сильносвязанная схема комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений
После выведения на орбиту и отделения МКП от ракеты-носителя автоматически включается система управления движением МКП для гашения угловых скоростей, ориентации и стабилизации МКП в течении первых 90 минут полёта, после чего система выключается и в дальнейшем МКП находится в неориентированном полете.
Система управления движением включается примерно за сутки до спуска для ориентации МКП перед выдачей тормозного импульса для обеспечения возвращения спускаемого аппарата на Землю. Время с момента отделения спускаемого аппарата от приборного отсека до его приземления составляет 25...30 минут в зависимости от траектории спуска.
В процессе орбитального полета система терморегулирования МКП обеспечивает внутри спускаемого аппарата температуру в пределах 10...30 С.
Электропитание научной аппаратуры постоянным током на всех участках эксплуатации осуществляется от системы электропитания МКП, основанной на базе химических источников тока, расположенных в приборном отсеке и специальном контейнере (контейнер ХИТ), а также от автономных источников тока, расположенных в спускаемом аппарате.
Выполнение программы научных экспериментов в каждой научной аппаратуре может производиться как автоматически по внутренней циклограмме, так и по командам от системы управления МКП: радиокомандам, подаваемым с Земли в сеансах связи, и ко мандам, которые закладываются в программы управления и выдаются с привязкой к московскому времени.
Контроль функционирования всей научной аппаратуры осуществляется с помощью радиотелеметрической системы МКП ТЕЛЕСАЙНС.
Радиотелеметрическая система обеспечивает опрос выходных устройств, формирующих телеметрическую информацию, запоминание этой информации и передачу ее на наземно-измерительные пункты в сеансах связи. Кроме того, возможна передача телеметрической информации на наземно-измерительные пункты в реальном масштабе времени во время сеанса связи.
Аппаратура ТЕЛЕСАЙНС имеет собственный радиоканал, позволяющий передавать видеоинформацию о процессах, протекающих в аппаратуре ФЛЮИДПЭК, и телеметрическую информацию о своем состоянии на европейскую приемную станцию ESRANGE, Швеция.
Основной задачей эксперимента была отработка принятых конструктивных решений по адаптации выбранного комплекта навигационной аппаратуры (приемника сигналов и антенны) к условиям эксплуатации в условиях космического пространства, проверка работоспособности выбранных измерительных средств и алгоритмического и программного обеспечения обработки получаемых данных как на борту, так и на Земле.
В качестве приемного навигационного устройства был выбран шестнадцатика-нальный (ГЛОНАСС/GPS) приёмник «МНП» Ижевского радиозавода, предназначавшийся для использования на Земле в условиях повышенной вибрации и ударных нагрузок. При этом его адаптация к использованию на борту включала в себя следующие конструктивные доработки: меры по выдерживанию перегрузок и вибраций на участке выведения на орбиту; обеспечение требуемого температурного режима для антенны, которая размещалась снаружи на контейнере химических источников тока (рис.4.2); удовлетворение требований по питанию от бортовых источников тока; размещение дополнительной флэш-памяти для сохранения информации с частотой в 1 Гц с целью последующей послеполетной обработки на Земле; создание системы управления его работой в составе контролера, обеспечивающего его включение-выключение, сохранение данных, подготовку специальных пакетов данных и пересылку их в телеметрическую систему для последующей передачи на Землю во время сеансов связи. Кроме этого был разработан комплекс алгоритмов и программное обеспечение, позволяющее проводить предварительную обработку измерений и оперативно привязывать ко времени и пространству все, что происходит на борту, а также послеполетную обработку информации по восстановлению реальных условий, в которых проводились научные эксперименты. НП был предварительно испытан на имитаторе сигналов от СРНС ГЛОНАСС и GPS, подтвердил соответствие паспортным характеристикам и по совокупности показателей (по надежности и точности получения радионавигационных параметров), предъявляемых к вспомогательному навигационному оборудованию для сопровождения научных экспериментов, был допущен для использования в полете на МКП «ФоOH-M2». Рабочие характеристики приемника «МНП» представлены в табл. 4.1.
Так как МКП «Фотон-М2» после выведения ориентируется своей продольной осью по вектору скорости, а навигационная антенна дополнительно затеняется конструктивными элементами МКП, то можно было заранее предположить, что решение навигационной задачи НП будет осуществляться в неблагоприятных условиях. Кроме того, как показал опыт полета предыдущего МКП «Фотон-12», он совершает колебательные движения (прецессионные и нутационные), при этом продольная ось существенно отклоняется от первоначального положения. При колебаниях МКП, когда ось антенны движется к зенитному направлению, условия видимости НС и качество работы НП улучшаются. Напротив, когда ось антенны движется по направлению к Земле, то условия видимости еще более ухудшаются и в ряде случаев навигационные решения получить невозможно. На рис. 4.3 и 4.4 отображена информация о числе видимых НС на протяжении второго (31.05.05г.) и 73-го (05.06.05 г.) витков полета, соответственно. Там же отмечены моменты проведения сеансов измерений с КИПами (номера указаны внутри обозначений), а также вертикальны ми полосками выделены моменты времени прекращения формирования навигационньк решений. Можно сделать вывод, что в среднем в видимости антенны НП находятся 8-9 НС, минимальное число видимых НС - б, максимальное число достигало 15, то есть условия возможности навигационных определений выполняются.
Во время полета МКП «Фотон-М2» проводились сеансы приёма телеметрической информации наземными контрольно-измерительными пунктами (КИП), в том числе и расположенном в Самаре. По мере возникновения необходимости проводилась передача данных на борт с центров управления полётом (г. Королёв) и управления экспериментами Европейского космического агентства (г. Кируна, Швеция). Сеансы связи КА «Фотон-М2» с российскими КИПами отражены в табл.4.2.
Статистическая обработка полученных невязок по величинам радиуса-вектора и скорости полета, и определение их главных вероятностных характеристик (средних значений и среднеквадратического отклонения - СКО). 6. Выделение и отбраковка измерений с учётом погрешностей навигации, гарантированных производителем навигационной аппаратуры, и данными, поступающими от НКУ. Для выбора интервала времени (число витков), на котором будет проводиться отбраковка аномальных HP, целесообразно связать точность навигационного приемника и суммарное возмущение вдоль орбиты, обусловленное вековой составляющей воздействия атмосферы на движение МКП, с целью повышения обоснованности выбора баллистического коэффициента. Примем, что погрешность местоопределения навигационного приёмника должна составлять не более 3 % от суммарного возмущения, обусловленного воздействием атмосферы.
Назначение микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2»
Спутниковые радионавигационные системы ГЛОНАСС И GPS создавались исходя из требований к навигационному обеспечению потребителей в диапазоне высот до 3000 км, соответствующих их прямому назначению. Они должны обеспечивать глобальность; независимость от метеорологических условий, рельефа местности, степени подвижности объекта; непрерывность работы и круглосуточная доступность; помехозащищенность; компактность аппаратуры потребителя и др.
Гражданские применения СРНС, развившиеся уже после разработки концепции систем ГЛОНАСС и GPS, особенно такие, как управление гражданским воздушным движением, навигацией судов, спасательные работы, предъявляют к СРНС повышенные требования в плане доступности, целостности и непрерывности обслуживания. Дадим определения этим терминам: доступность (готовность) - степень вероятности работоспособности СРНС перед ее применением и в процессе применения; целостность - степень вероятности выявления отказа системы в течение заданного времени или быстрее; непрерывность обслуживания - степень вероятности сохранения непрерывной работоспособности системы на заданном промежутке времени. В СРНС GPS и ГЛОНАСС высокие эксплуатационные характеристики на структурном уровне достигаются путем совместного функционирования трех основных подсистем [1,2]: подсистемы космических аппаратов (ПКА); подсистемы контроля и управления (ПКУ); навигационной аппаратуры потребителей (НАП).
Кроме основных сегментов существует такое функциональное дополнение, как дифференциальная подсистема (DGPS), и ряд вспомогательных элементов: специальные каналы наземной и космической связи, средства вывода спутников на орбиту и т.п.
Основу концепции СРНС GPS и ГЛОНАСС составили независимость и беззапрос-ность навигационных определений. Независимость подразумевает определение искомых навигационных данных непосредственно в аппаратуре потребителя. Это несколько усложняет потребительское оборудование, но при современном уровне развития электроники подобное усложнение уже не имеет значения. Беззапросность системы означает, что все вычисления в аппаратуре потребителя вычисляются только на основе пассивно приня тых сигналов от НС с заранее точно известными орбитальными координатами. В свою очередь, отсутствие необходимости передавать запрос от потребителя к НС позволяет сделать оборудование потребителя весьма компактным и экономичным.
Точность местоопределения и стабильность функционирования СРНС в большой степени зависит от взаимного орбитального расположения спутников и параметров их сигналов. Как правило, требуется, чтобы в зоне видимости потребителя находились не менее 3-5 НС. На практике орбитальная структура строится таким образом, что для большинства потребителей постоянно видны более 6 НС и потребитель имеет возможность выбирать оптимальное созвездие по определенному алгоритму, заложенному в вычислитель приемника. Кроме действующих НС, завершенная СРНС имеет в своем составе несколько резервных спутников, которые могут быть оперативно введены для замены вышедших из строя либо для увеличения степени покрытия определенного региона. Действующие НС могут быть перегруппированы (в ограниченных пределах) по команде с наземной станции управления. Действующие в настоящее время средневысотные орбиты с высотой около 20000 км позволяют принимать сигналы каждого НС почти на половине поверхности Земли, что обеспечивает непрерывность радионавигационного поля и достаточную избыточность при выборе оптимального созвездия НС. Системы GPS и ГЛОНАСС часто называют сетевыми СРНС, поскольку принципиальное значение для их функционирования имеет взаимная синхронизация НС по орбитальным координатам и параметрам излучаемых сигналов, т.е. объединение группы НС в сеть.
Основное назначение НС - формирование и излучение сигналов, необходимых для решения потребителем задачи позиционирования и контроля исправности самого НС. В состав стандартного НС входят: радиопередающее оборудование для передачи навигационного сигнала и телеметрической информации; радиоприемное оборудование для приема команд наземного комплекса управления; антенны; бортовая ЭВМ; бортовой эталон времени и частоты; солнечные батареи; аккумуляторные батареи; системы ориентации на орбите и т.д.
Излучаемые НС сигналы содержат дальномерную и служебную составляющие. Дальномерная составляющая используется потребителями непосредственно для определения навигационных параметров - дальности до НС, вектора скорости потребителя, его пространственной ориентации и т.п. Служебная составляющая содержит информацию о координатах спутников, шкале времени, векторах скоростей НС, исправности и т.д. В основном служебная информация готовится командно-измерительным комплексом и закладывается в бортовую память НС во время сеанса связи. И лишь незначительная её часть формируется бортовой аппаратурой. Процедура переноса служебной информации из командного комплекса в память бортовой ЭВМ часто называется загрузкой данных.
Дальномерная составляющая содержит компоненты стандартной и высокой точности. Стандартная точность измерений доступна всем потребителям, а высокая - только авторизованным, т.е. имеющим разрешение военных контролирующих органов. Разграничение доступа достигается путем кодирования сигналов высокой точности.
Сегмент потребителей можно условно разбить на три части: военные организации, гражданские организации, частные лица. Независимо от назначения потребительского оборудования, в нём присутствуют радиочастотный тракт, в котором происходит приём радиосигналов НС и их первичная обработка, и вычислитель, предназначенный для вторичной обработки сигнала, выделения навигационной информации, реализации алгоритма выбора оптимального созвездия и вычисления пространственных координат и вектора скорости потребителя. Обычно сначала определяются текущие координаты НС и дальности до них, затем вычисляются географические координаты потребителя. Вектор скорости потребителя вычисляется путем измерения доплеровских сдвигов частоты НС при известных векторах скорости спутников. Для некритичных транспортных применений вектор скорости может рассчитываться по разности координат в два фиксированных момента времени. Далее, в зависимости от назначения приемника, информация может поступать на устройство отображения, в канал передачи, либо на блок управления внешними исполнительными механизмами.
В основу интегральных методов определения ориентации положена идея использования математической модели движения относительно ЦМ для объединения полученных измерений на достаточном для обработки мерном интервале времени [10, 12, 16].
Для выполнения статистической обработки предварительно необходимо найти нулевое приближение к значениям определяемых параметров. Кроме того, требуется знать нулевое приближение к параметрам, входящим в выражения моментов учитываемых сил.
При расчете ориентации методом [16] считается известным положение ориентиров и орбита КА. Ориентирами, относительно которых измеряется угловое положение КА, служат вектор напряженности магнитного поля Земли, Солнце, вектор орбитальной скорости и т. д.
