Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск КА по измерениям от ГНСС (2017) (1246989), страница 43
Текст из файла (страница 43)
Матрица .Q -известная матрица вращения Земли. Векторы Л.Х а; иХа; измеряются АСН на каждом i-м шаге. Вектор Л V; определяется по измерениям БИНС в соответствии с проведенными выше алгоритмами.Введем обозначение трехмерного вектора i-го измеренияИ;= Апооо-БинсАJ2000-гск [ ( Е -2Q + Q ) ЛХGi+I--(Е +Q)ЛХа; +Q2 Xa; -а;Лt 2 ]-ЛV;Лt,тогда уравнение(4.48) будет иметь видтИ; = 8АБинсЛ V;Лt.(4.49)Для серии из п измерений можно записать систему уравнений:И;= 8АlинсЛV;Лt;(4.50)Ип= 8АlинсЛV,,Лt.Вектор ЛV; в правой части уравнений(4.50)представляет собой векторприращения кажущейся скорости на i-м шаге измерений относительно ИСКБИНС. На коротком начальном участке спуска до входа в зону плазмы (длительностью-100с) все эти векторы практически параллельны друг другу.В этом случае нельзя определить все составляющие матрицы 8А, а только со-ставляющую вектора разворота, нормальную вектору Л V;.
Для определенияэтой составляющей просуммируем все уравнения системыИ=8АlинсЛV,(4.50) и получим(4.51)гдепИ= LИ;;i=Iплv = LЛV;Лt.i=l:JМатрица 8Аlинс представляет собой матрицу вращения вектора Л V свектором рюворота Ф-[Уравнение(4.51)позволяет найти составляющую этого вектора на плоскость, нормальную вектору Л V. Матрица 8Аlинс представляет собой матри-4.5.Уточнение ориентации СА по измерениям АСН245цу малого поворота вектора ЛV, преобразуя вектор ЛV в малый вектор й,нормальный вектору Л V. Вектор И получен суммированием векторов и;,каждый из которых измерен с некоторой ошибкой.
В результате полученныйпутем суммирования векторов и; вектор И может оказаться ненормальным---по отношению к вектору Л V . При этом проекция вектора И на вектор Л Vявляется очевидной ошибкой измерения.Для повышения точности вектора И исключим эту ошибку, выделив из--вектора И составляющую, нормальную вектору Л V:-. -лv илvи =И-1лv1 1лv1 .-•Составляющая вектора разворота <р(4.52)на плоскость, нормальную векторуЛV, будет следующая:-•_[лvи·J<рПолучив векторq;•,(4.53)1лv11и· 1 ·-сформируем соответственно матрицы 8АБинс иЛАБинс и уточним матрицу Апооо-Бинс по формулеАпооо- Бинс = ЛАБинсАпооо-Бинс ,(4.54)после чего дальнейшее интегрирование уравнений движения в зоне плазмывыполняется с использованием уточненной матрицы. Так как рассмотренныйметод определения матрицы ЛАБинс не обеспечил определение составляющей вектора ошибки ориентации параллельной вектору кажущейся скоростиЛ V, нескомпенсированная составляющая ошибки ориентации приведет кошибке прогноза вектора состояния СА по измерениям БИНС в зоне плазмы.4.5.
З. Алгоритмы уточнения полной матрицы ориентацииперед входом в зону плазмыОшибка начальной ориентации может быть полностью скомпенсирована,если на начальном участке спуска перед зоной плазмы векторы приращениякажущейся скоростиЛ V;были заведомо не параллельны и меняли своенаправление в пространстве. Такая ситуация могла бы быть реализована путем закрутки СА по крену. В этом случае векторы V;Лt описывали бы некоторый конус вокруг вектора скорости СА. В этом случае для решения системы уравнений(4.50) необходимо ввести обозначения:ЛV;Лt(='д-х;]'д-у;,в.Zl;'д-;=( О-'д-z;о,в. у1-'д- Xi(4.55)246Глава4.
Навигация при спуске космических аппаратов в атмосфереЛегко убедиться в справедливости равенства8АlинсЛV;Лt = {};<р,с учетом которого систему уравненийи1(4.56)(4.50) можно представить в виде={}1Л<р;(4.57)Ип ={}пЛ<р.Введем также вектор размерностью Зпи матрицу размером 3пх3В принятых обозначениях система уравнений(4.50) примет видИ ={}Л<j).Оптимальная оценка искомого вектора(4.58)Л<р,минимизирующая модульвектора невязки,(4.59)пМатрица'I,{};{};будет обращаемой, если векторы ЛV; на рассматриваеi=lмом участке траектории не параллельны друг другу.4.5.4.
Алгоритмы коррекции вектора состоянияпо измерениям АСНФормируемая в процессе спуска по алгоритму(4.36)оценка вектора состояния СА в приращениях из-за ошибок прогноза, начального вектора состояния, начальной ориентации, а также ошибок измерений БИНС накапливает ошибки, возрастающие по мере спуска. Наличие в контуре навигацииАСН позволяет корректировать вектор состояния по ее измерениям. Учитывая, что вектор состояния СА содержит вектор текущих координат СА относительно ГСК и приращения этого вектора за такт измерений АСН, а АСНмеряет именно эти векторы, то можно предложить простые алгоритмы коррекции вектора состояния, обеспечивающие его приведение к истинномузначению с точностью до ошибок измерений АСН.4.
6. Подготовка лётного эксперимента на спускаемом аппарате корабля «Союз»Ошибки измерений АСН по координатам составляютрости-3 ... 510 ... 20247м, по скосм/с. Формирование оценки вектора состояния с указаннойточностью позволяет обеспечить управляемый спуск СА до точки раскрытияпарашюта с точностью, близкой к указанной.Коррекция вектора состояния может быть обеспечена, например, добавлением к правым частям алгоритма(4.36)корректирующих членов, содержащих измеряемые АСН векторы координат Хи и ЛХи:ЛXGi+I =(E+2Q+Q 2 )лxGi-(E+Q)Q 2 XG; +(E+Q)xхЛt 2 + АИСК-ГСК 5ЛVиск;+1+8ЛVиск; -ЛVискн Л ]·1 2 Лt 2 ) агск;----------- t '[( 1- -ffio1212(4.60)1( - )ЛXGi+I = ЛXGi+I + - ЛХиi+l -ЛXGi+l ;л-т-1(-л--)XGi+I =XGi+l +лxGi+I +- Xиi+l -XGi+I 'тгде Т - постоянная времени коррекции.Алгоритм(4.60)содержит в правой части, формируемой на (i+ l)-м такте,вектор состояния, что создает неудобства при реализации алгоритма, поэтомупредставим его в более удобной форме:ЛХG;+1 =(E+2Q+Q 2 )ЛXG; -(E+Q)Q 2 XG; +(E+Q)xхЛ2 А5ЛVиск;+1 +8ЛVиск; -ЛVискн Л ] ·1 2Л 2 ) [( 1- -12f f io t агск; t + ИСК-ГСК - - - - - -12- - - - - - t 'Тл(4.61)1ЛXGI+I =--ЛХG,+1 + --ЛХи,+1;Т+1Т+1Т (л1 XGi+I = - - XG; +ЛХG; +--Xиi+I·Т+1T+l)Входящая в правую часть алгоритма(4.61)постоянная времени Т представляет собой характеристическое время, за которое обеспечивается коррекция ошибки вектора состояния.
Для спуска СА в атмосфере значение Т должно находиться в диапазоне20 ... 30 с.4.6. Подготовка лётного экспериментана спускаемом аппарате корабля «Союз»с использованием навигационного модуля АСН- КНа участке спуска штатно предполагается использовать АСН на разрабатываемых перспективных транспортных кораблях нового поколения. Однаконаземная отработка такой системы представляет собой сложную задачу ввидуневозможности имитации на Земле лётной обстановки, близкой к реальнымГлава2484. Навигация при спуске космических аппаратов в атмосферелётным условиям. Поэтому одним из этапов отработки такой системы является проведение лётных экспериментов на СА двух кораблей «Союз», которые запланированы на2018г.
Проведение таких экспериментов требует решения целого ряда технических проблем. Кроме установки навигационногомодуля АСН-К в СА и обеспечения интерфейсных связей с ЦВМ КА необходимо предусмотреть на внешней поверхности СА антенну с усилителем дляприема сигналов НС ГЛОНАСС иGPS.Возможность установки новой антенны бьша полностью исключена, так как она требует доработки герметичного корпуса и теплоизоляции СА. Тем не менее на СА (на крышке переходного люка) установлена антенна ГЛОНАСС-GРS с усилительным устройством (УУ) системы «Рассвет-ЗБМ», обеспечивающим поиск экипажа послеприземления. В схему системы «Рассвет-ЗБ» после УУ введен делитель сигнала (дС) АСН-К, формирующий из входного СВЧ-сигнала, поступающегоот УУ, два одинаковых СВЧ-сигнала, один из которых поступает в систему«Рассвет», а второй в навигационный модуль (НМ) АСН-К.
Структурнаясхема аппаратуры, участвующей в эксперименте во время спуска, показана нарис.4.22.Для нормальной работы АСН-К на участке спуска требуется обеспечить«горячий» старт АСН на участках входа в атмосферу и выхода из зоны плазмы. Для этого должны быть подготовлены эфемериды всех НС ГЛОНАСС иGPSс временем существования0,5- 1 сут и траектория СА на участкеспуска,представляющая собой массив оценок векторов координат, скорости и ускорения СА с шагом1с по времени от момента отделения СА от корабля домомента раскрытия парашюта. Наличие в памяти процессора НМ эфемеридвсех НС позволяет системе не тратить время на прием эфемерид от НС вовремя спуска, а наличие массива данных о номинальной траектории даетвозможность реализовать навигационную поддержку АСН-К для реализации«горячего» старта.Подготовка эфемерид с повышенным временем существования проводитсявПОНМпоbroadcast-эфемеридам, передаваемым от НС.УА«Расс вет»Онадолжнаначинатьсязанесколько часов до спуска, корабльможетнаходитьсяМКС.Вrоаdсаst-эфемеридыещевсоставепринимаются АСН-К, установленной вбытовом отсеке корабля, и пере1 - - - ;-Аппаратура систем ы«Рассвет-ЗБМ»даются в НМ, установленный наСА, по интерфейсу-черезЦВМ корабля.28 VРис.MIL-1553нмАСН-К4.22.Структурная схема аппаратурыПодготовка номинальной спусковой траектории (массива данных)осуществляетсяспециалистамипо4.6.
Подготовка лётного эксперимента на спускаемом аппарате корабля «Союз»баллистикеЦУПпри249планированииспуска. Перед отстыковкой КА от МКСБОСАэтот массив закладывается в ЦВМ корабля и по интерфейсуMIL-1553переда-ется в НМ СА. Аппаратная схема систеАСН-Кмы, обеспечивающая подготовку данныхк спуску, приведена на рис.ПередотстыковкойНМАСН-К4.23.корабляотМКС с Земли в ЦВМ-101 закладываетсямассив номинальной спусковой траектории объемом- 10ЦВМ-10 1кБайт, откуда онпередается в НМ АСН-К СА. В процессе спуска по этому массиву подготавлиРис.вается вектор состояния СА, необходиобеспечивающая подготовку данных4.23.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
