Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск КА по измерениям от ГНСС (2017) (1246989), страница 35
Текст из файла (страница 35)
Однако простейший анализ ставит под сомнениевозможность использования АСН на СА во время спуска. Для примера рассмотрим возможность использования АСН на СА корабля «Союз». Преждевсего отметим, что спуск в атмосфере-от момента входа в атмосферу на высотесоте1Окм составляет всего1Оэто кратковременный процесс. Время100 км дооткрытия парашюта на вымин, спуск в атмосфере также высокодинамичный процесс, начиная от момента отделения СА от приборно-агрегатного(ПАО) и бытового отсеков (БО) корабля СА выполняет угловые маневры с высокой угловой скоростью(2 ... 20°/с). При таких скоростях НС попадают в поле зрения антенн АСН на короткое время, не гарантирующее прием эфемерид,без которых невозможно определение вектора состояния СА.На высотах-80 .. .40км спуск идет в «зоне плазмы», экранирующей сигналы НС, т.
е. на указанном участке могут отсутствовать измерения АСН,а оценка вектора состояния будет формироваться только по измерениямБИНС. После выхода из зоны плазмы остается короткий участок спуска, длительностью-200с до момента раскрытия парашюта. На этом участке понижена эффективность управления продольной и боковой дальностью. Болееили менее эффективное управление может выполняться в течение первой минуты после выхода из зоны плазмы. Однако время теплого старта АСН4.2. Описание стенда математического моделирования работы АСН на участке...составляеттия1,5 ... 2специальных201мин.
Поэтому измерения вектора состояния СА без принямерначнутсянепосредственнопередраскрытиемпарашюта, когда возможность управления полностью исчерпана.Учитьmая вышесказанное, для использования АСН на участке спуска СА ватмосфере должны быть найдены нестандартные методы, позволяющие решатьнавигационные задачи практически на всем участке спуска за исключением,возможно, зоны плазмы. Для решения этой задачи необходимо четкое понимание циклограммы спуска, зависимостей различных параметров, таких как высота, перегрузка, угловые положения СА и т. п., от времени.
Важное значениеимеет правильная установка антенн АСН на КА, обеспечивающая наилучшуювидимость НС в процессе спуска при соблюдении всех технических ограничений по расположению антенн, вызванных как конструкцией СА, так и жесткими условиями работы в процессе спуска. Для получения этой информации ипроведения необходимых исследований был разработан математический стендмоделирования работы АСН на участке спуска СА.4.2.
Описание стендаматематического моделированияработы АСН на участке спускаДля проведения анализа условий работы АСН на участке спуска был разработан стенд математического моделирования, в котором реализованы следующие модели:орбитального и углового движения СА;движения спутников ГЛОНАСС иGPS;антенн АСН, установленных на СА;работыАСН;движения ЦМ СА и углового движения СА при спуске в атмосфере;упрощенная модель управления углом крена СА в процессе спуска;входного интерфейса оператора;выходного графического интерфейса оператора;выходного текстового интерфейса оператора.Модель орбитального и углового движения формирует орбитальное движение ЦМ СА и его ориентацию.
Начальный вектор состояния Хо, V0 наначальный момент временивремяt0t0задается во входном файле стенда. Начальноевыводится в окно входного интерфейса оператора. Входное времяпредставляется в формате Большого времениGPSв секундах, а также в календарном формате (дата, часы, минуты, секунды). Начальный вектор состояния Х O,V0подобран таким образом, чтобы трасса первого витка проходиланад Казахстаном.Движение ЦМ КА моделируется с использованием модели гравитационного поля Земли порядка 8х8 и модели атмосферыNRLMSISE-00(международный стандарт для космических исследований). Модели гравитационноговлияния Луны и Солнца не используются.
Угловое движение КА моделиру-Глава2024. Навигация при спуске космических аппаратов в атмосфереется в виде статической ориентации относительно ОСК путем задания угловЭйлера в последовательности (l)z, <р х, (l)z (хпродольная ось ОСК, у-вер--тикальная).Модели движения спутников ГЛОНАСС иGPSформируют движение НСв соответствии с альманахами систем ГЛОНАСС изаложенными воGPS,входных файлах стенда.
Используемые в стенде альманахи содержат орбитымаксимального числа НС-32спутниковGPSи24спутников ГЛОНАСС.Пользователь имеет возможность, установив соответствующие признаки вальманахах, исключить из моделируемых группировок спутников любое количество НС. В данном случае при проведенном моделировании имитировались группировки из30 GPSи24 ГЛОНАСС.В реальных условиях в настоящее время группировка функционирующих спутниковНС, группировка ГЛОНАССGPSвключает29- 31- 24 НС.Модель антенн АСН и их компоновка на СА определяется соответствующими параметрами входного файла. Моделируемые в стенде диаграммынаправленности антенн соответствуют типовым диаграммам направленностиантенн, принимающих сигналы спутников ГЛОНАСС иGPS.Диаграммынаправленности представляют собой конус с полууглом при вершине80°.Ось конуса нормальна поверхности СА в месте установки антенны.На стенде могут моделироваться четыре антенны с различным расположением относительно системы координат СА.
В процессе каждого «прогона»модели в стенде моделируется работа только одной антенны. Параметры,определяющие компоновку антенн, имеются в составе входного файла. Передмоделированием оператор через входной интерфейс оператора может выбрать для моделирования одну из четырех антенн. В процессе моделированияв стенде была реализована следующая компоновка антенн (см. рис.• первая4.1 ):антенна А 1 установлена на срезе конуса СА и направлена пооси Х;• втораяантенна А 2 установлена на поверхности конуса СА в плоскостиХУ и составляет с осью У тупой угол;• третьяантенна А 3 установлена на поверхности конуса СА в плоскости,проходящей через ось Х и повернутой относительно плоскости ХУ на угол45°.
Ось конуса антенны составляет с осью Z СА тупой угол;• четвертая антенна А 4 установлена на поверхности конусаСА в плоскости, проходящей через ось Х и повернутой относительно плоскости ХУ наугол45°. Ось конуса антенны составляет с осью ZСА острый угол.При необходимости компоновка антенн может быть изменена заданиемсоответствующих параметров во входном файле.Модель АСН формирует измерения псевдодальностей и интегральныхфаз для НС, соответствующих заданному режиму работы АСН (ГЛОНАСС,GPS,ГЛОНАСС+GРS), находящихся в поле зрения соответствующей антенны АСН, и по этим измерениям вычисляет КСВ.
Измерения АСН формируются с учетом соответствующих ошибок:4.2. Описание стенда математического моделирования работы АСН на участке...ионосферныхпоправок,( формируются попринятых в системе GPS;203стандартным алгоритмам ионосферныхпараметры, задающие эту модель, находятся во входном файле);эфемеридных (представляют собой ошибки координат НС, формируемыхпутем обработки соответствующих эфемерид; параметры, задающие модельэфемеридных ошибок, находятся во входном файле);часов НС(обусловливаютсоответствующие составляющие ошибок измерений псевдодальностей и интегральных фаз; параметры, задающие модель ошибок часов НС находятся во входном файле);собственных ошибок измерений АСН (соответствующие составляющиеошибок измерений псевдодальностей и интегральных фаз, обусловленные восновном ошибками контуров слежения соответственно за псевдодальностьюи фазой несущего сигнала.
Эти ошибки моделируются в виде несмещенногобелого шума с соответствующими значениями среднеквадратичных погрешностей. Параметры, задающие модель собственных ошибок измерений АСН,находятся во входном файле).При необходимости оператор может изменить во входном файле значения параметров, определяющих ошибки АСН.
Кроме того, через интерфейсоператора каждая из перечисленных составляющих ошибок может бытьвключена или отключена для данного моделирования.Модель движения ЦМ СА и углового движения СА при спуске в атмосфере обеспечивает формирование текущих векторов координат и скоростивозвращаемого аппарата в процессе спуска в атмосфере, а также формирование матрицы ориентации СА, представляющей собой матрицу перехода отГСК (в которой работают системы ГЛОНАСС иGPS)к системе координатСА. Одним из основных элементов этой модели является модель аэродинамических ускорений СА, состоящая из двух частей:модели плотности атмосферы;модели аэродинамических коэффициентов Сха, Суа, а также баллистического угла атаки а 0 .Для формирования значения плотности атмосферы в текущей точке траектории в стенде создана модельNRLMSISE-00.Модель аэродинамическихкоэффициентов в стенде реализована для статической ориентации СА в процессе спуска, при которой угол атаки СА соответствует равновесному баллистическому углу.
Значения равновесного баллистического угла а 15 и соответствующих этому углу аэродинамических коэффициентов Сха и Суа в зависимости от числа Маха и высоты полета СА приведены в табл.4.1 .Для значений высоты и скорости, отличающихся от значений, приведенных в табл.4.1,осуществляется линейная интерполяция соответствующихпараметров. Значения коэффициентов Сха и С уа используются для формирования вектора аэродинамического ускорения СА, который совместно с вектором гравитационного ускорения представляет собой правую часть уравненийдвижения СА.Глава204Таблица4.
Навигация при спуске космических аппаратов в атмосфере4.1Значения равновесного баллистического угла а0и соответствующих ему аэродинамических коэффициентов Сха и Суав зависимости от числа Маха и высоты полета САПараметрЧисло Махам0,20,60,811,31,52,34... 108,5121517,81514,522,526Сха0,961,091,1251,21,731,751,521,2Суа0,110,1860,250,340,440,450,460,35ai;,оВысота полета Н, км7080901001101201301402121212121212121Сха1,261,271,331,431,711,932,012,04Суа0,360,350,320,260,210,140,110,09ai;,оВ качестве модели гравитационного ускорения применяется модель гравитационного поля Земли порядка 8х8. Интегрирование уравнений движенияСА в стенде выполняется методом Рунгестеме координатWGS-84.-Кутты четвертого порядка в сиРасчет матрицы ориентации осуществляется изусловия, что ось баллистического равновесия СА направлена по вектору скорости, а разворот на заданный угол крена акр выполнен вокруг вектора скорости.
По мере изменения направления вектора скорости, угла баллистического равновесия и угла крена соответственно меняется и ориентация СА.В реальном полете управление спуском осуществляется путем измененияугла крена акр СА. При этом управление продольной дальностью реализуется в основном изменением модуля угла крена, а боковой дальностьюментами времени «переворотов» СА--моразворотами СА по крену, обеспечивающими смену знака угла крена. Определение требуемого изменения модуляуглакренаилиизменениявременивыполнения«переворота»осуществляет система управления спуском.
Эти изменения выполняются относительно некоторого номинального значения, найденного до начала спускапутем многократного моделирования процесса спуска с имеющейся орбитына заданный полигон для номинальных параметров атмосферы и расчетныйпериод ориентации СА. Так как целью разработки настоящего моделирующего стенда не является создание или отработка системы управления спуском, аон предназначен для исследования особенностей работы АСН в процессеспуска, то здесь применяется упрощенная модель системы управления, реализующаянекоторуюзаранеекрена в процессе спуска.рассчитаннуюциклограммуизмененияугла4.2. Описание стенда математического моделирования работы АСН на участке...205Эта модель предполагает полет с постоянным по модулю углом крена идвумя«переворотами»,выполняемымивзаранеерассчитанныемоментывремени.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
