Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск КА по измерениям от ГНСС (2017) (1246989), страница 39
Текст из файла (страница 39)
Исследование видимости НС и уровней GDOP в различных ре:жимах работы АСН 221гационных приемников, обеспечивающий определение векторов координат искорости по «сырым» измерениям от всех антенн. Однако обеспечение видимости НС антеннами АСН необходимо, но недостаточно для решения задачи.Число видимых НС1412108642О~-~-~-~-~-~-~-~-~-~-~-~-~~О200 400 600 800 1ООО 1200 1400 1600 J 800 2000 2200 2400 t, сGDOP161284~ ~ ---=- - -~-""'-'200400600 800 1ООО 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2400 t,саЧисло видимых НС1412108642О~-~-~-~-~-~-~-~-~-~-~-~-~~О200400600 800 1ООО 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2400 t,с200400600 800 1ООО 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2400 t,сGDOP161284бРис.4.12.
Графики числа видимых НСGPS:и уровеньGDOP для антенн А 1 ,А2 иА1 +А2 в режимеа-без колебаний по крену относительно номинального угла крена; бналичии колебаний по крену относительно номинального угла крена-приГлава2224. Навигация при спуске космических аппаратов в атмосфереКак отмечалось выше, высокая угловая динамика СА приводит к тому,что НС находятся в поле зрения каждой из антенн недостаточное время длягарантированного приема эфемерид.
Принятые ранее эфемериды быстро«стареют», их точность оказывается недостаточной для решения навигационной задачи. Ниже рассмотрен метод обработки эфемерид, позволяющий продлить их «время жизни» до суток. В этом случае до начала спуска в АСН САмогут быть сформированы с необходимой точностью эфемериды всех НС,наличие которых позволяет осуществлять поиск и обработку сигналов НС в«горячем»старте,спомощью которогозадачинавигации решаютсячерез5 ...
1О с после попадания НС в поле зрения антенны АСН.4.4. Обеспечение АСН«горячего» стартаДля решения навигационной задачи в условиях высокой угловой динамики СА необходимо проведение «горячего» старта АСН, однако не толькоэто обусловливает данную необходимость. Рассмотрим еще одну из существенных причин, определяющих это требование.Одной из основных проблем навигационного обеспечения спуска КАв атмосфере по измерениям АСН является наличие зоны плазмы на основном, наиболее эффективном в аспекте возможностей управления, участкеспуска.
На этом участке АСН не может осуществлять измерения, поэтомуименно в этот момент накапливаются большие ошибки оценки вектора состояния КА как по движению ЦМ, так и по ориентации. После выхода из зоны плазмы АСН осуществляет поиск НС, далее начинают формироваться измерения АСН, определяются текущие ошибки вектора состояния, которыеначинают устранятьсяпутем выполнения соответствующих угловых маневров КА. Однако после выхода из зоны плазмы запас по управлению, т. е.
повозможности устранения текущей ошибки вектора состояния, оказываетсямал. Кроме того, он быстро уменьшается по мере завершения спуска. В связис этим чрезвычайно важно, чтобы после выхода из зоны плазмы АСН быстроосуществила поиск сигналов НС и определила текущий вектор состояния.Чем быстрее будет решена эта задача, тем больший запас управления будетиметься к этому времени, тем точнее может быть реализован спуск в целом.Если же поиск сигналов будет выполняться долго, запас управления станетменьше накопленной текущей ошибки вектора состояния, которая не сможетбыть устранена на завершающем участке спуска.
В результате спуск будетвыполнен с большой ошибкой.Рассмотрим требования к АСН по времени получения навигационногорешения после выхода из зоны плазмы. Требование к времени получениянавигационного решения определяет особенности, которые должны быть реализованы в АСН, обеспечивающей навигацию СА при спуске.
Строго говоря, необходимо проведение исследования запаса управления как по боковой,так и по продольной дальности. Основной проблемой является обеспечениедостаточного запаса управления продольной дальностью. На рис.4.13приве-4. 4.Обеспечение А СН «горячего» стартаh = 40 кмt2::; 24 ООО:s:"22 ОООЕ(.)о:z: 20 ООО.с18 ОООС<:\e:r 16 ООО,:s:14 ОООо:z:12 ОООоe:r 10 ОООоР..8000t::Q)6000:s::z:4000Q)Р..Q)2000223е:;.се:;::;м:s::Рис.оо50100150200250t,с4.13.
Кривая управляемости продольной дальностью для45°номинальной траектории с углом кренадена кривая управляемости продольной дальностью для номинальной траектории с углом крена45°, полученнаяпутем моделирования.Кривая представляет собой график зависимости изменения продольнойдальности ЛD(t), гдемомент изменения модуля угла крена на фиксиро-t -ванное значение (в данном случае на10°)чением угла крена ( отсчет временина графике осуществляется от моментаtи дальнейшего полета с новым знаокончания спуска). Кривая ЛD(t) является важной характеристикой системыуправления спуском, она показывает, как изменится конечная дальность, еслив некоторый моментtизменить модуль угла крена.
При малых углах изменения продольная дальность зависит линейно, например, из графика видно, чтопри выходе из зоны плазмыизменение угла крена на6(h = 40 км)запас управления составляет10° приводит к изменениючерез203е.продольной дальности накм (с учетом знака), соответственно изменение угла крена наизменению продольной дальности на6 км, т.5°приведет ккм. Из рисунка также видно, что ужес после выхода из зоны плазмы (зауправления снижается с6220 с до окончания спуска) запас3 км.
Это означает, что скорость снижения~150 м/с. Полученный результат демонстрирукм дозапаса управления составляетет важность секунды «горячего» старта АСН.Если время «горячего» старта составляетвремя уменьшится на750м, если10с-на5 с, то запас управления за это1,5 км и составит 4,5 км на 10°изменения угла крена. Таким образом, каждая секунда «горячего» стартаАСН соответствует2,5 % запаса управления. Чтобы потеря запаса управления не превышала 15 % от общего значения, время «горячего» старта АСН недолжно превышать 7 с. Это требование достаточно жесткое, и для его обеспечения необходима разработка специальных программных, а, возможно,и аппаратных решений.Глава2244.
Навигация при спуске космических аппаратов в атмосфереДля реализации «горячего» старта АСН должна заранее содержать эфемериды всех НС, так как отсутствует время на прием Ьrоаdсаst-эфемерид отспутников. Для этого можно было бы использовать Ьrоаdсаst-эфемериды,принятые ранее на предыдущих витках, прогнозируя их на интервал спуска.Обычно прогноз эфемерид в АСН выполняется по алгоритмам, рекомендованнымвсоответствующихИнтерфейсныхконтрольныхдокументах(Икд). Графики ошибок суточного и трехчасового прогноза эфемеридвыполненного по этим алгоритмам от моментаtoe,Ьrоаdсаst-эфемериды соответствующих спутников приведены на рис .иGPS,на которое бьmи переданы4.144.15.Очевидно, что начальные ошибки Ьrоаdсаst-эфемерид-2м по продольной дальности и-1,5GPSсоставляютм по высоте и боковой дальности.Ошибки прогнозируемых эфемерид на интервал2ч сохраняют такое же значение. Увеличение интервала прогноза приводит к резкому возрастаниюошибок прогнозируемых эфемерид.
Черезза по продольной дальности достигаютдальности-12 ч от момента toe ошибки прогно1 км, по высоте - 200 м, по боковой500 м.Похожая картина наблюдается для эфемерид ГЛОНАСС. На рис.4.174.16иприведены аналогичные графики ошибок суточного и трехчасовогопрогноза эфемерид ГЛОНАСС от момента tь по алгоритмам, рекомендуемым ИКД.ЛХ, м500о- 500- 1000о246810]21416182022t, ч246810121416182022t, ч246810121416182022t, чЛУ, м500о- 500-1000оЛZ,м500о- 500- 1000оРис.4.14.Ошибки суточного прогноза эфемеридGPS4. 4.Обеспечение А СН «горячего» старта225ЛХ,м84о-4-8'---------'-----------'------------'оt,2чЛУ,м84о-4-8'---------'-----------'------------=о2/,ч2t,чЛZ,м84о-4-8оРис.4.15.Ошибки трехчасового прогноза эфемеридGPSЛХ,м1200600о- 600- 1200~-~-~-~-~-~~-~-~-~-~-~--~~о246810121416182022t, чЛУ,м40020001---..~-200- 400 ' - - - - ' - - - - ' - - - - - - ' - - - - ' - - - - - ' ' - - - - ' - - - - ' - - - - - ' - - - - ' - - - - - ' - - - ' - - - - - 'о2468101214161820 22 t, чЛZ,м400200о-200- 400~-~-~-~-~-~~-~-~-~-~-~--~~оРис.24681012141618204.16.
Ошибки трехчасового прогноза эфемерид ГЛОНАСС22f, ч226Глава4.Навигация при спуске космических аппаратов в атмосфереЛХ, м4020о- 20- 402f,ч2!,ч2t, чЛ У, м4020о-20- 40ЛZ, м4020о-20- 40Рис.4.17. Опшбки суточного прогноза эфемерид ГЛОНАССИз рисунков видно, что точность Ьrоаdсаst-эфемерид ГЛОНАСС составляет-5м по продольной дальности,3м по высоте и5мпо боковой дально30сти. Эта точность сохраняется на интервале прогноза домин, а затемошибки прогноза резко возрастают. Через 12 ч от момента tь ошибки по продольной дальности достигают 1 км, по высоте и боковой дальности -150 ... 200 м.Короткое время жизни эфемерид(2ч дляGPSи0,5ч для ГЛОНАСС)объясняется прежде всего упрощением рекомендуемых в ИКД алгоритмовпрогноза эфемерид для их использования в АСН.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
