Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск КА по измерениям от ГНСС (2017) (1246989), страница 34
Текст из файла (страница 34)
Число общих НС в созвездииОднако из-за наличия переотражений сигналов НС ошибки формируемого вектора относительных координат заметно увеличились помоделью и составляли2 .. .4сравнению ссм. Тем не менее такой точности вполне достаточно для реализации сближения двух КА, включая стыковку.3.5.З.
Интегральный метод раскрытияфазовой неопределенностиПри раскрытии фазовой неопределенности в задаче относительной навигации на результат влияют два фактора:точность начального приближения вектора ЛХO;зашумленность фазовых измерений, превышающая полдлины волны.3.5. Фазовые методы решения задачи относительной навигации на участке...Ошибки начального приближения компенсируются195сканированием вокрестности предполагаемого значения констант неопределенности на целоечисло длин волн.
Зашумленность фазовых измерений в реальных лётныхусловиях из-за переотражений сигналов НС от элементов конструкции КАможет приводить к ошибкам определения констант неопределенности. Влияние зашумленности измерений может быть уменьшено за счет осредненияизмерений на некотором временном интервале. Один из возможных методовосреднения рассмотрим подробнее.Пусть на интервале из п измерений мы имеем неизменное созвездие НС;для них можно записать систему уравнений :(3.97)Пусть в момент tj имеется достаточно точная оценка Х;* вектора Х;. Будем формировать оценку вектора Х;•+, через ее значение х,• в момент t; исходя из условий(3.98)тогда оценка Х;•+, будет-. = (д+1В;+1• )-1 В;+1Т (-.
)Ии;+1 -Ии ; -В;Х; .Хн1Из уравнений(3.97)и(3.98)(3.99)получим соотношения для ошибок измерений ЛХ; :(3.100)Просуммировав уравнения(3.97),с учетом равенства(3.100)получиминтегральное соотношение для ЛХп:1 п 1 п -.- .L.J'°'И Иl· -И0 - - .L.J В.Хn i =In i =I'°'ll-=Вn ЛХn •Первое слагаемое левой части равенства(3 .1 О 1)(3.101)представляет собойсреднее значение вектора измерений И иj на интервале п с.
Если измерениясильно зашумлены, то их осреднение для п> 100существенно уменьшит шумовую составляющую.Третье слагаемое левой части равенства(3 .1О 1)зависит от точностиначальной оценки х,· и практически не зависит от шумовой составляющейвектора измерений.Глава1963. Относительная навигация по измерениям АСН при сблю,сении КАВведем следующие обозначения:осредненный вектор измерений на моментл1tnп -Иип =- LИи;;(3.102)n i=Iоценка осредненного вектора измерений на моментtnИз уравнениявектор констант мож(3.101)с учетом обозначений(3.102)но представить в видеИо = IИип -и=п -Вплi\l,а учетом равенства(3.106) уравнение (3.104)(3.103)будет(3.104)Вектор констант(3 .104) можно представить как10..
-И:. -в.лх.1 =lй.. -й:.1-{J(3.105)лгде т-размерность вектора измерений Ии п;n; -неизвестные целые числа.При ЛХп близком к нулю все n; равны нулю. По мере увеличения модуляЛХ п диапазон возможных значений n; расширяется сначала до ±л, затем ±2лит. д .Подставив значение вектора констант(3.105)в уравнение(3.104),получим это уравнение в следующем виде:й•• -й:. -lй.. -й:.1-л[]=в.лх.Уравнение(3.106)аналогично уравнению(3.89)(3.106)для одиночных измерений И иi. Поэтому дальнейшее решение задачи раскрытия фазовой неопреде-ленности для интегрального измерения Ии п на момент п вьшолняется так же,как и для одиночных измерений в соответствии с алгоритмами (3.90)-(3.96).Но при этом, если фазовые измерения зашумлены настолько, что некоторыеиз ошибок переходят через полдлины волны, то благодаря осреднению фазовых измерений вероятность перехода осредненного фазового измерения черезполдлины волны существенно снижается, что обеспечивает повышение вероятности успешного решения задачи неоднозначности фазовых измерений.Контрольные вопросы197Контрольные вопросы1.Как определяются дата и время старта КА для обеспечения стыковки сМКС? Что такое фазирование орбиты МКС?2.
Что такое дальнее и ближнее сближение, причаливание?3. В чем заключается решение навигационной задачи дальнего сближения?4. В чем заключаются задачи ближнего сближения по «сырым» измерениям АСН?5. Вчем заключается динамическая фильтрация полного вектора «сырых» измерений АСН на участке ближнего сближения?6. Чтопредставляет собой интегральный метод решения задачи относительной навигации по фазовым приращениям?7.В чем заключается метод раскрытия фазовой неопределенности по одномоментным измерениям?Глава4Навигация при спуске космических аппаратовв атмосфереСпуск КА, особенно если они пилотируемые, является одним из основных и наиболее сложным и ответственным этапом полета.
Он связан с безопасным возвращением экипажа на Землю в заданный район посадки. Приведение КА в заданный район посадки осуществляет система управления спуском (СУС). Существуют различные идеологии построения систем управленияспуском.Например,система управления спускомShuttle реализует посадкукорабля«Буран»илисамолетного типа с горизонтальным приземлениемна посадочную полосу. Такие системы относятся к системам управленияспуском с большим аэродинамическим качеством, когда подъемная сила,действующая на КА, значительно превышает лобовое сопротивление.Здесь будем рассматривать системы управления спуском с малым аэродинамическим качеством, когда подъемная аэродинамическая сила вменьше лобовогосопротивления.3-4 разаК таким системам относится системауправления спуском корабля «Союз».
Возможность модернизации этой системы за счет интегрирования с АСН показана в настоящей главе.4.1.Принцип управления спуском КАс малым аэродинамическим качествомПервые пилотируемые КА при посадке совершали неуправляемый баллистический спуск. Для реализации такого спуска на спусковом витке, когдатрасса КА проходит через полигон посадки, в расчетной точке траекториивыдавался расчетный тормозной импульс, спускаемый аппарат (СА) при этомпереходил на траекторию, высота перигея которой была ниже границы атмосферы (Н= 100 км).
При попадании в атмосферу начиналось резкое торможение СА и потеря высоты. Точка приземления определялась плоскостьюорбиты КА, местом выдачи тормозного импульса и его значением. Существенными недостатками баллистического спуска являлись высокие перегрузки(онипревышали1Ogи бьши опасны для здоровья экипажа) и невозможность управления траекторией в процессе спуска в атмосфере для повышения точности приземления. Нестабильность атмосферы, геометрии САобусловливали достаточно большой промах (до30 км) относительно заданного места посадки, что затрудняло поиск и эвакуацию экипажа.На кораблях «Союз» был реализован управляемый спуск с малым аэродинамическим качеством, который обеспечивался благодаря геометрическойформе СА и его центровке.
Типичная форма СА с малым аэродинамическимкачеством показана на рис.4.1.СА имеет форму усеченного конуса, основа-4.1. Принцип управления спуском космического аппарата с малым. . .199хРис.4.1.Типичная форма СА с малым аэродинамическим качествомние которого является своеобразным «крылом», на нем СА «скользит» по атмосфере с углом атаки <рп:::::: 21 °.Устойчивое положение СА относительно набегающего атмосферного потока с требуемым углом атаки достигается сочетанием формы в виде «фары»и центровки СА, при которой центр давления (ЦД) в процессе спуска находится позади центра масс (ЦМ) СА.Управление СА осуществляется за счет поворотов корпуса по крену наугол <рп.
Вращение и угловую стабилизацию по крену создают специальныедвигатели. При полете с разными углами крена меняются продольная и боковая дальности точки приземления. Например, при <рп=Ообеспечивается максимальная продольная дальность полета, так как в этом положении подъемная сила направлена по вертикали. Боковая дальность при этом ( относительно трассы) будет нулевой. При ненулевом угле крена вектор подъемной силыповорачивается на угол <рп вокруг вектора скоростиV.Подъемная сила приэтом раскладывается на две составляющие: вертикальную и горизонтальную.Вертикальная составляющая становиться меньше, чем при <рп=О, соответственно уменьшается продольная дальность полета.
Горизонтальная составляющая подъемной силы приводит к повороту траектории в соответствующем направлении и возникновению ненулевой боковой дальности точки посадки. При <рп= 90°вертикальная составляющая подъемной силы становитсяравной нулю, а боковая составляющая достигает максимума. В этом случаерезко падает продольная дальность посадки и возрастает боковая. Однако целью управления является приведение СА в заданную точку посадки как попродольной, так и по боковой дальностям. Изменением модуля угла кренаможно эффективно управлять продольной дальностью, однако при этом возникают дополнительные ошибки боковой дальности. Предположим, что выбран некоторый угол крена <рп, обеспечивающий заданную продольную даль-Глава2004.
Навигация при спуске космических аппаратов в атмосференость полета, при этом боковая дальность может превысить заданную. Этопревышение будет возрастать при постоянном угле <Рп- Однако, сделав разворот СА по крену, установив угол крена равным -<j)п, изменим знак горизонтальной составляющей подъемной силы без изменения вертикальной составляющей.
Выбирая определенным образом момент переворота СА по крену,можно обеспечить заданную продольную дальность в момент посадки. Такимобразом, управление продольной дальностью СА осуществляется путем расчета и задания модуля угла крена <Рп, а управление боковой дальностью-путем расчета и реализации смены знака угла крена <Рп- Для управления проводят расчет текущих координат и скорости СА по измерениям БИНС и прогноз вектора состояния до момента посадки. По результатам отклонений прогнозируемых координат места посадки от расчетных осуществляется расчетизменений угла крена <Рп, обеспечивающих попадание в заданное место посадки.Основной составляющей ошибки точки посадки является ошибка текущей оценки вектора состояния СА по координатам и скорости, формируемаяБИНС. Источниками ошибки могут быть:начальная ошибка ориентации;ошибка измерений угловой скорости СА;ошибки измерений приращений кажущейся скорости;ошибки интегрирования уравнений движения СА.Точность решения всех перечисленных задач, и соответственно, точностьтекущего вектора состояния может быть существенно повышена, если БИНССА будет интегрирован с АСН, непосредственно измеряющей текущие векторы координат и скорости СА.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
