Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск КА по измерениям от ГНСС (2017) (1246989), страница 29
Текст из файла (страница 29)
Такое расположение антенн обеспечивает более широкое суммарное поле зрения, что важно при угловом маневрировании КА.На рис.3.19показаны графики времени старта во всех рассмотренныхвыше режимах работы АСН для20 запусковв каждом режиме с одновременным использованием двух антенн. При этом КА находился в орбитальнойориентации с нулевым углом курса.
Входные сигналы для двух антенн моделировались имитатором сигналов НСGPSи ГЛОНАСС для орбиты выведения КА «Союз». Из рисунка видно, что максимальное время старта реализу-t,с600500400300200100о234567891О1112 13 14 15 16 17 18 19 20Число запусков3.19. Время «холодного» старта АСН с двумяантеннами на орбите МКСГлава1643. Относительная навигация по измерениям АСН при сблю,сении КАется в режимегает8GPS.Максимальная длительность старта в этом режиме достимин, среднее время старта -лизуется в режиме5,5мин.
Минимальное время старта реа(с подсказкой) иGPS (с подсказкой)+ГЛОНАСС.Максимальное время старта в режиме GPS ( с подсказкой) составило 6 мин,среднее 2,5 мин. Максимальное время старта в режиме GPS (с подсказкой)+ГЛОНАСС составило 3 мин, среднее - 2,5 мин.GPSТаким образом, минимальное время старта, как и для одной зенитной антенны, реализуется в режимеGPS(с подсказкой)+ГЛОНАСС. Отметим, чтографик времени старта, приведенный на рис.3.19,относится к орбитальнойориентации КА с нулевым курсовым углом.
В реальности старт АСН на КА«Союз» и «Прогресс» после выведения может выполняться для произвольного курсового угла. Поэтому в проведенном исследовании моделированиевремени старта бьmо выполнено для разных курсовых углов, в том числе идля курсового углаГрафики времени старта в разных режимах работы90°.АСН для этого курсового угла приведены на рис.!,3.20.с600500ГЛОНАСС+ GPS400300200100о234567891О1112 13 14 15 16 17 18 19 20Число запусковРис.3.20.Время <<Холодного» старта АСН с двумя антеннами на орбите МКСс ориентацией корабля+90° по рыскаmпоОчевидно, что время старта практически не зависит от курсового углаКА.
Например, в режимета составило2,5GPS(с подсказкой)+ГЛОНАСС среднее время стармин, т. е. такое же, как и при нулевом угле курса.Проведенное исследование времени старта относится к орбитальной ориентации КА, когда зенитная ось КА направлена по местной вертикали. Интерес представляет также время старта при произвольной ориентации КА. Нарис.3 .21приведены графики времени старта в различных режимах работыАСН для ориентации КА с углами крена180° соответственно.90° время старта существенновозрастает почти для всех режимов работы АСН. В режиме GPS время стартав некоторых случаях превышало 30 мин. Среднее время старта составило13 мин. Однако в режиме GPS (с подсказкой)+ГЛОНАСС время старта увеличилось незначительно, среднее время старта составило 6 мин.
Для угла90°иИз рисунка следует, что для угла крена3.2. Решение навигационной задачи дальнего сбли:жения по измерениям АСН1,165с2500GPS +ГЛОНАСС + GPS20001500подсказкаGPS(с подс казкой) + ГЛОНАССGPS1000500о2345678910 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20Число запусковаt, с2500200015001000500о2345678910 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20Число запусков6Рис.а-крена3.21. Время холодного старта АСН с двумя антеннами на орбите МКС:с ориентацией КА180°+90° по крену; б -с ориентацией КА+ 180° по крену(наихудшая ориентация, когда зенитная ось КА направлена внадир) старт также реализуется во всех режимах, хотя его время существенноGPS время старта иногда превышало 1 ч.
В то же времяГЛОНАСС и GPS (с подсказкой)+ГЛОНАСС время старта остаетвозрастает. В режимев режимахся вполне приемлемым. В режиме ГЛОНАСС среднее время старта составило5 мин, в режиме GPS (с подсказкой)+ГЛОНАСС - 6,5мин.Таким образом, обеспечение минимального времени старта АСН послевыведения КА для реализации дальнего сближения обеспечивается в режимеОСК КА с произвольным углом крена. Минимальное время старта обеспечивается в режимеGPS (с подсказкой)+ГЛОНАСС.2,5 мин.Среднее время старта в этомрежиме составилоСтарт АСН во всех режимах работы осуществляется и при произвольнойориентации КА. Время старта в этом случае возрастает.
В режимеGPSможет превысить несколько часов. Однако в режимах ГЛОНАСС ионоGPS(с подсказкой)+ГЛОНАСС даже в худшем случае ориентации, когда зенитнаяось КА направлена в надир, среднее время старта составлялоответственно.5и6,5мин со166Глава3. Относительная навигация по измерениям АСН при сблю,сении КА3.3. Методырешения задачи ближнего сближенияпо «сырым» измерениям АСНОсобенностью участка ближнего сближения является непрерывное измерение параметров относительного движения и управления движением КА поэтим измерениям.
Дальность, с которой начинается этот участок, определяется характеристикой аппаратуры, реализующей ближнее сближение. Ранеебыло отмечено, что для аппаратуры «Курс» дальность составляетаппаратуры сближения АTV-30 км.300 км,дляЭти параметры закладываются в аппаратуру при проектировании и определяются с точностью реализации дальнего сближения.Дальнее сближение АTV так же, как и КА «Союз» и «Прогресс» выполнялось по наземным измерениям.
Поэтому и приведение АTV в зону ближнего сближения выполняется на дальность30км. При выполнении дальнегосближения по измерениям АСН дальность точки встречи может быть существенно сокращена, благодаря чему может быть обеспечено снижение расхода топлива и уменьшение времени сближения. На кораблях «Союз» и «Прогресс» после установки АСН предполагается, что дальнее сближение будетобеспечивать приведение активного КА на дальность-5км, после чего реализуется ближнее сближение.Аппаратура спутниковой навигации формирует два типа информации:• КСВ(координаты, скорость, время)векторы координат и скорости-приемной антенны АСН с точной привязкой к времени и соответствующимипризнаками достоверности информации;• «сырые»измерения-первичная информация от конкретного НС,включающая псевдодальности и интегральные фазы с привязкой к точномувремени и соответствующими признаками достоверности.Векторы относительных координат и скорости КА могут формироватьсякак по разности КСВ, так и по разности «сырых» измерений.
Например, наАTV реализованы оба метода, однако основным считается метод относительной навигации по «сырым» измерениям-по вторым разностям псевдодальностей и интегральных фаз. Метод по разности КСВ используется для контроля решения первого метода, а также для формирования нулевого приближения при решении задачи по «сырым» измерениям.Особенностью метода решения по вторым разностям псевдодальностей иинтегральных фаз является то, что формирование векторов относительногоположения и скорости ведется по измерениям от одного и того же созвездияНС, и векторы относительного положения и скорости формируются по разности соответствующих измерений.
Измерения псевдодальностей и интегральных фаз содержат ряд ошибок, обусловленных различными факторами. Одними из основных составляющих этих ошибок являются ионосферные и эфемеридныепогрешностиизмерений.Прималыхрасстоянияхмеждусближающимися КА эти ошибки для измерений по соответствующим НСпрактически равны между собой и при формировании разностей измерений3.3.
Методы решения задачи ближнего сбли;нсения по «сырым» измерениям АСНвзаимносокращаются,167благодаря чему увеличивается точность решениязадачи.Однако не все составляющие ошибок взаимно сокращаются для разностей измерений, например не сокращаются шумы псевдодальностей и интегральных фаз, а также составляющие, обусловленные переотражениями сигналов НС от элементов конструкции КА.Шумы псевдодальностей и интегральных фаз возникают из-за неидеальности контуров слежения за кодом и фазой принимаемого сигнала в каждомиз приемников. Эти шумы являются высокочастотными, по своим характеристикам они близки к белому шуму. Для псевдодальностей среднеквадратичная ошибка шума составляет-3 ...
5 м, для интегральныхфаз-6 ... 15мм. Примоделировании этих составляющих в модели АСН для каждого канала ониформируются независимо, как белый шум.Ошибки, обусловленные переотражениями сигналов НС от элементовконструкции КА, во многом определяются геометрией КА и отражающимихарактеристикамиповерхностейэлементовконструкции.ДляМКСошибки иногда достигают десятков метров для псевдодальностей и1... 3этисмдля интегральных фаз. Для КА типа «Союз» эти ошибки существенно меньше, чем для МКС, и они являются некоррелированными с соответствующимиошибками МКС, поэтому разности измерений не компенсируются и оказывают существенное влияние на результат решения задачи относительнойнавигации .На рис.3 .22приведены ошибки вектора относительного положения КА«Прогресс» и МКС, полученного по разностям псевдодальностей без динамической фильтрации измерений.
Из рисунка видно, что ошибки вектора относительнь~х координат в основном находятся в диапазонеточно часто превышают20±10м, но достам. Такие ошибки обусловлены значительнымипереотражениями сигналов НС от элементов конструкции МКС и КА (высоким уровнемGDOP).ЛХ,ЛУ, ЛZ,м10о- 10- 20 ~~~~-~--~~~-~-~~~~~-~-~~--~1120300000 11 20304000 1120308000 11 20312000 11 203 16000 11 20320000Рис.3.22.t, сОшибки вектора относительного положения КА «Прогресс» иМКС, полученного по лётным данным АСН-К и АСН-М без динамическойфильтрацииГлава1683.
Относительная навигация по измерениям АСН при сблu:,,сении КАСнижение влияния нескомпенсированных погрешностей измерений наточность решения достигается путем динамической фильтрации измерений,которая может выполняться различными методами. Наиболее простым методом решения задачи относительной навигации по псевдодальностям и интегральным фазам является метод последовательного решения, в котором первым шагом по измерениям АСН формируются измеренные векторы относительного положения и скоростилх;, Л Vи* ,а затем осуществляется ихдинамическая фильтрация.
Приведем алгоритмы последовательного решенияэтой задачи.«Сырые» измерения представляют собой первичную измерительную информацию АСН, по которой путем математической обработки определяютсякоординаты и скорость фазового центра антенны АСН. «Сырые» измерениявключают для каждого отслеживаемого НС псевдодальности и интегральныефазы.Измеренная приемником псевдодальность определяется по формуле+ сЛt□ + сЛtс + л iono+ л эф+ л mult+ л nois,где .Х; (fи) -(3.8)координата соответствующего i-го НС в момент излучения сигнала, рассчитанная по данным эфемерид; Х; (fп) приемника в момент приема сигнала; ссов приемника; ЛtсЛ эф---скоростькоордината антеннысвета; Лtп - ошибка чаошибка часов спутника; Л;опо -эфемеридная ошибка; Л mult -ионосферная ошибка;ошибка, обусловленная переотражением сигнала от элементов конструкции КА; Л nois -шумовая ошибка приемника, включающая ошибки, обусловленные ошибками измерений и вычислений.Обозначим(3.9)- расстояние между антенной пассивного КА и i-м НС, координатыго Х; (fп) определены по эфемеридам на момент приема сигнала.котороСвязь между Х; (fи ) и Х; (fп) определяется по формуле-- D;iХ; ( f и) = Х; (f n) - V;и где V;и-с,(3.10)абсолютная скорость i-го НС в момент fп в проекциях на оси ГСК.Учитывая малость по модулю вектора V;илучим выражение дляPR; в видеDn-С,с учетом(3.8}-{3.10)по-3.3.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
