Оценки погрешностей вычисления параметров орбиты космического аппарата из угловых измерений при автономной навигации по незаданным ориентирам

• Автор: Винокур, Михаил Иосифович
• Шифр специальности: 01.02.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 1984
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 102 c. : ил

Основной информацией о траектории космического аппарата /КА/ являются результаты измерений некоторых функций от независимых параметров, однозначно определяющих траекторию. Измерения производятся с той или иной погрешностью, что приводит к погрешности при попытках уточнить по этим измерениям параметры траектории. Управление полетом требует надежных оценок погрешностей указанных параметров.
Различные измерения в разной степени позволяют уточнить параметры траектории. В последние годы все большее внимание привлекает возможность автономной навигации пролетающих около планет КА по так называемым незаданным ориентирам. Под незаданным ориентиром понимается фиксированная точка на поверхности планеты, планетографические координаты которой на борту КА заранее неизвестны. Метод навигации по незаданным ориентирам заключается в последовательных измерениях угловой ориентации прямой КА-ориентир относительно заданной невращающейся системы координат.
Настоящая работа посвящена выяснению влияния выбора моментов измерения и навигационных звезд на погрешность вычисления параметров траектории и оптимизации этого выбора в смысле минимума этой погрешности.
Одной из первых известных работ, посвященных обработке последовательных наблюдений за ориентирами и звездами, являетгации, в которой определяется направление на известный ориентир в системе координат, связанной с КА, что эквивалентно одновременному измерению углов между ориентиром и двумя звездами,-
ся работа
В ней автор описал систему орбитальной нави-

Обработка измерений ведется с помощью линейного фильтра Калма-на. Излагается метод оценки влияния неопределенности положения ориентира на точность навигации. Из результатов расчетов, представленных для круговой орбиты с высотой 160 км над поверхностью Земли, видно, что чем больше неопределенность положения ориентира, тем меньше информации дают дополнительные наблюдения за ним. Делается вывод, что если положение ориентира не известно точно, то наблюдение каждого из б выбранных ориентиров более двух раз не приводит к заметному улучшению точности определения траектории КА.
В работе [в]| тот же автор предлагает оригинальный метод орбитальной навигации, при применении которого отпадает необходимость в опознавании ориентиров. Навигационная информация определяется лишь с помощью двух оптических визирований некоторого неизвестного ориентира. Положение ориентира и двух точек, из которых ведется наблюдение, определяют плоскость с нормалью П- , Вводится понятие нормальной точки. Под ней подразумевается такая точка орбиты между двумя точками визирования, в которой составляющая скорости в направлении 1ь равна нулю. В качестве измеряемой величины выбирается составляющая скорости в направлении 1Ь . Тогда измеренное значение этой величины в нормальной точке равно, очевидно, нулю, а ее расчетное значение вычисляется на основе наблюдений за ориентиром. Используя далее линейный фильтр Калмана, уточняют б параметров - координаты и компоненты скорости КА в нормальной точке, а положение ориентира не уточняется. Представлены результаты расчетов для круговой орбиты с продолжительностью измерений 3,75 часа. За это время КА делает 2,5 оборота вокруг Земли. Наименьшие среднеквадратичные ошибки в положении и скорости приходятся на момент времени Ь -2,1

часа с начала измерений.
В методе навигации посредством слежения за незаданными ориентирами, изложенном в статье , фильтр Калмана служит для
уточнения сразу 9 параметров: б параметров орбиты и 3 координат ориентира. Уточнение координат неизвестного ориентира делается с помощью уточнения положения КА, а также углов тангажа и крена линии визирования, измеренных в заданной /звездной/ системе координат. Доказывается, что 9-мерный вектор состояния наблюдаем на основе измерений указанных углов. Приводятся результаты расчетов на ЭВМ. Они показывают, что точность параметров движения существенно улучшается при увеличении числа отслеживаемых ориентиров. Метод орбитальной навигации [2] выводится как специальный случай из метода работы . Хотя он и требует меньших
вычислений, однако метод имеет заметное преимущество по
точности определения орбиты.
Следует сказать об условности терминов "незаданный, неизвестный, неопознанный" ориентир. Таковыми считаются ориентиры, которые привязаны к планетоцентрической системе координат неточно, причем неточность достаточно велика, и ей нельзя пренебречь. Если же этой погрешностью можно пренебречь, то ориентир считается известным /заданным/.
Исследование и сравнение различных методов навигации по неопознанным ориентирам достаточно подробно проведены в работе [4]. Методы, аналогичные приведенным в работе з] , когда уточняется 9-мерный вектор состояния, объединены в [4] в группу "методов явной ошибки", а методы, аналогичные приведенным в работе [2] , объединены В [4] в группу "методов неявной ошибки".
С помощью одного из методов, относящихся к первой группе, проведены расчеты для околоземной круговой орбиты. Численные резуль-

дТ(сек) 1)(град)
Рис.4. Погрешность определения периода обращения КА для орбиты типа "Молния-1" /а= 26300 км;
£ = 0,74/ в случае ориентира с заданной высотой.