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

• Автор: Чой Кю Сун
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2003
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 130 с. : ил.

ГЛАВА 1. ПОСТАНОВКА ТЕХНИЧЕСКОЙ ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

ГЛАВА 2. МОДЕЛЬ УПРАВЛЯЕМОГО ДВИЖЕНИЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ НА АКТИВНОМ УЧАСТКЕ ТРАЕКТОРИИ

2.1 Используемые системы координат

2.2 Модель невозмущенного движения

2.2.1 Уравнение движения центра масс

2.2.2 Уравнение вращательного движения PH модель невозмущенного движения

2.3 Модель возмущенного движения

2.4 Модель системы управления

2.4.1 Система управления по крену 1ой ступени

2.4.2 Система управления по тангажу и рысканию 1ой и 2ой

ступени
2.4.3 Система управления по тангажу и рысканию
- Зая ступень
2.4.4 Система управления по крену - 2ой и Зей ступени
ГЛАВА 3. МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ИНТЕГРИРОВАННОЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ
3.1 Основные особенности бортовой интегрированной системы
летательного аппарата
3.2 Модель инерциальных навигационных систем (ИНС)
3.2.1 Математическая модель ИНС ракеты-носителя при
использовании гиростабилизированной платформы (ГСП)
3.2.2 Алгоритм решения навигационной задачи при использовании ГСП
3.2.3 Математическая модель ИНС носителя при использовании бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС)
3.2.4 Алгоритм решения навигационной задачи при использовании БИНС
3.3 Модель процесса навигационных определений, осуществляемых с
помощью системы GPS и ГЛОНАСС
3.3.1 Модель динамики созвездия навигационных ИСЗ
3.3.2 Модель измерений, осуществляемых многоканальным GPS/ГЛОНАСС приемником
3.3.3 Алгоритм решения навигационной задачи при
использовании приемник GPS/ГЛОНАСС
3.4 Алгоритмы и схемы комплексирования
3.4.1 Слабо связанная система
3.4.2 Сильно связанная система
ГЛАВА 4. МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССА ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ БОРТОВОЙ ИНТЕГРИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ КОММЕРЧЕСКОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
4.1 Постановка задачи моделирования
4.2 Реализация процесса имитационного моделирования на основе
объектно-ориентированного подхода
4.3 Варианты моделирования и исходных данных
4.4 Результаты и их анализ
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
ЛИТЕРАТУРА
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,

Р, =КС(&Ы-Э)-Кв S+K, {9ref-9)dt Данные уравнения могут быть представлены в виде:
Р, = Ксер — Kgq + К, ер dt (2.27)
P2 = Kcey-Kgr + K,eydt, (2.28)
где еу = ~{9ref - 9) sin у cos у/ + - у/) cos у
Ср = i&,ef - 9) cos у COS у/ + (у/^ - у/) sin у
Формирование управляющего сигнала для распределителя и ограничителя в первой ступени описывалось выше.
Для второй ступени распределитель отсутствует, а для ограничения командных сигналов максимально заданным значением угла отклонения сопла используется ограничитель:
Р(К) = [р](К)+ргу{К)Г (2.29)
K2(k)0z(k) если p(k) К2ЮРЛк)* Pi sal
/Р(к)
К2(к)ру(к) если р(к)$р2м
K2(k)Py(k)»02sal/p(k)
Для парирования упругих колебаний PH в контур управления вводится специальный фильтр [53].
сигнал тангажа :
сигнал рыскания :
Ф(*) s2 + 2 4z(ons + а>1 ФА*) t
*г + 2 Zpl
где £ = 0.01 (коэффициент демпфирования нуля)
£р= 1 (коэффициент демпфирования полюса)
а„ = соЬеш1 (частота упругих колебаний)
Упрощенная математическая модель привода приводится на структурной схеме - рис 2.16.