Формирование облика интегрированной системы навигации коммерческой ракеты-носителя с использованием GPS/глонасс технологий

Актуальность Стремительное развитие космических технологий влечет за собой появление новых типов космических аппаратов и систем, новых типов носителей, новых возможностей при реализации космических задач: более длительные и более разносторонние по своим задачам полёты КА, широкое использование носителей не только для выведения, но и на орбитальных фазах полета. В результате такого развития ощущается острая и настоятельная потребность в создании надёжных, компактных и интеллектуальных навигационных комплексов, имеющих относительно низкую стоимость по сравнению с традиционными навигационными комплексами, оснащёнными платформенными инерциальными системами (ИНС). Сказанное целиком и полностью относится к такой области космической деятельности как развертывание, эксплуатация и поддержание низкоорбитальных спутниковых систем связи, навигации и мониторинга земной поверхности. Подобные системы могут насчитывать десятки и сотни космических аппаратов. Очевидно, что развертывание и эксплуатация таких систем потребуют существенных затрат для создания и поддержания орбитальной группировки. Очевидно также, что эти затраты могут быть существенно снижены при использовании для решения перечисленных выше задач коммерческих носителей, оснащенных дешёвыми и в то же время надёжными и достаточно точными системами навигации. В настоящее время основным путём создания таких систем является использование глобальных навигационных спутниковых систем GPS, ГЛОНАСС, GALILEO в сочетании с бесплатформенными ИНС (БИНС). В силу сказанного, тема настоящей диссертации, посвященной формированию облика подобной системы, бесспорно, является актуальной.

Цель работы. Целью работы является выбор архитектуры интегрированной GPS/ИНС навигационной системы коммерческого носителя и определение необходимого для реализации интегрированной состава моделей и алгоритмов, а также получение точностных характеристик этой системы и, как следствие, формирование требований к её аппаратному составу, моделям и алгоритмам. Работа состоит из четырёх глав.

В первой главе работы осуществляется техническая постановка задачи исследования, а именно, исходя из поставленной выше цели, определен круг и последовательность частных задач, которые необходимо решить для достижения поставленной выше цели: определение облика интегрированной навигационной системы коммерческой ракеты-носителя. В рамках деталей работы в понятие облик входят: архитектура системы, состав необходимых моделей и алгоритмов, а также оценка её потребительских свойств, в первую очередь, точности и, как следствие, требований к её аппаратному составу. Анализируется состав показателей качества интегрированной системы, которые следует принять во внимание при постановке цели исследования. Показано, что определяющим критерием при подобной постановке является точность навигации, обеспечиваемая формируемой системой. Показано, что для полноты исследования необходимо рассмотреть различные варианты архитектуры системы: несвязанную, слабо связанную и сильно связанную. В качестве прототипа коммерческой ракетыносителя принята Бразильская ракета VLS, представляющая собой четырехступенчатую ракету, оснащенную твердотопливными двигателями и выводящую полезную нагрузку порядка 150−200 кг на низкую (около 300 км) орбиту по «жёсткой» программе.

Вторая глава работы посвящена формированию математической модели управляемого полета РН. Эта модель включает в себя, в свою очередь, модели возмущенного и невозмущенного движения собственно РН как объекта управления и модель системы управления полетом. Невозмущенное движение моделируется с учетом нецентральности и аномалий гравитационного поля Земли и аэродинамических сил. В качестве возмущений, представляемых стохастическими моделями, рассматриваются вариации плотности атмосферы, порывы ветра, ошибки сборки РН, а также разброс тяги двигателей.

Модель системы управления включает каналы тангажа, крена и рысканья в виде соответствующих контроллеров, реализующих законы управления (стабилизации) по этим каналам. Как уже указывалось, движение центра масс ракеты осуществляется по «жесткой» схеме выведения, реализующей заданную программу тангажа.

Третья глава работы содержит детальную математическую модель собственно навигационной системы в различных её вариантах, а именно: при использовании только гиростабилизированной платформы (ГСП) при использовании только БИНС при использовании ГСП или БИНС с многоканальным GPS/TJIOHACC приёмником в различных вариантах архитектуры системы: несвязанной, слабои сильносвязанной.

Во всех перечисленных вариантах модель навигационной системы включает модели ошибки «ухода» ГСП и БИНС, модели ошибок чувствительных элементов (акселерометров и гироблоков) с учетом систематических, и шумовых составляющих.

Модель приёмника основана на использовании кодовых измерений: псевдодальности и псевдоскорости и учитывает зенитные ошибки, уход часов и шумы приёмника. Используется также модель динамики соответствующего созвездия НИСЗ для моделирования условий видимости и ошибок эфемерид (в случае необходимости). В варианте слабосвязанной архитектуры измерения формируются как разности между навигационными решениями, поставляемыми БИНС и приемникомв варианте сильно связанной архитектуры — как разности между измеренными приёмникои и вычисленными по данным БИНС псевдодальностями и псевдоскоростями. Приводится функциональная схема и описание объектно-ориентированного компьютерного комплекса, предназначенного для моделирования процесса выведения полезной нагрузки с помощью РН, оснащенной формируемой навигационной системой.

В четвёртой главе работы приводятся результаты моделирования с помощью компьютерного комплекса, описанного в третьей главе, а также осуществлен анализ этих результатов. Большой объём моделирования (500 реализаций в каждом варианте) позволяют относиться к полученным результатам как к достоверным (в рамках использованных моделей). Результаты моделирования убедительно демонстрируют работоспособность созданной модели навигационной системы РН и её относительно высокую точность.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

1. Предложена концепция интегрированной системы навигации коммерческой ракеты-носителя, основанная на использовании GPS/ГЛОНАСС технологии.

2. Разработан комплекс математических моделей и алгоритмов, обеспечивающих как моделирование процесса функционирования интегрированной навигационной системы, так и работу собственно бортовой системы навигации РН.

Комплекс включает:

— Модель управляемого движения центра масс 3-х ступеней РН и относительно центра масс с учетом нецентральности гравитационного поля, варияций плотности атмосферы, порывов ветра, разброс тяги, ошибок сборки и ошибок привода;

— Модель гиростабилизированной платформы с учетом различных составляющих дрейфа и ошибок акселерометров;

— Модель бесплатформенной ИНС с учетом дрейфа гироблоков и ошибок акселерометров;

— Модель созвездия навигационных КА систем GPS и ГЛОНАСС с учетом их видимости в процессе полета РН на дату запуска;

— Модель кодовых измерений GPS/ГЛОНАСС приемника с учетом зенитных ошибок, ухода часов и внутренных шумов приемника;

— Алгоритмы решения навигационной задачи с помощью ГСП, БИНС и измерений GPS/ГЛОНАСС.

— Алгоритмы комплексирования в рамках слабо и жестко связанных схем;

— Алгоритмы стабилизации и управления 1, 2, 3-й ступени РН.

3. Разработан объектно-ориентированный компьютерный комплекс, реализующий все перечисленные выше модели и алгоритмы, для моделирования процесса полета РН в различных вариантах реализации бортовой системы:

— Только ГСП;

— ГСП + GPS/ГЛОНАСС — приемник;

— Только БИНС;

— БИНС + GPS/ГЛОНАСС — приемник при:

— Несвязанной схеме;

— Слабо связанной схеме;

— жестко связанной схеме.

4. Провелено матиматеческое моделирование процесса функционирования навигационной системы РН во всех приведенных выше ваниантах, подтвердибщие работоспособность всех моделей и алгоритмов.

5. Показано, что применение жестко связанной системы не приводит к серьезному улучшению точности навигации (ошибки по радиус-вектору да 16.2м и по абсолютной скорости «1.44м/с) при увеличении стоимости ее элементов и усложнении схемы комплексирования.

6. Сформирован облик бортовой интегрированной системы навигации коммерческой ракеты-носителя в виде слабосвязанной схемы комплексирования БИНС и многоканального GPS/ГЛОНАСС приемника со следующими характеристиками:

— Навигационная ошибка по радиус-вектору да 55.27м.

— По абсолютной скорости да 2.86м/с.

При этом в качестве алгоритма комплексирования может быть рекомендована скалярная версия фильтра Калмана размерности 9.