Алгоритмы определения ориентации низковысотных космических аппаратов на основе комплексирования спутниковых радионавигационных и магнитометрических измерений

• Автор: Крамлих, Андрей Васильевич
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2008
• Место защиты: Самара
• Количество страниц: 160 с. : ил.

Содержание
Введение
Глава 1 Задача определения пространственной ориентации космического аппарата
1.1 Характеристика проблемы определения пространс твенной ориентации космического аппарата
1.2 Математические модели, используемые в задаче определения ориентации космического аппарата
1.3 Формализация задачи определения ориентации космического аппарата по радионавигационным и магнитометрическим измерениям
1.3.1 Радионавигационные измерения
1.3.2 Магнитометрические измерения
1.3.3 Математическая постановка задачи
1.4 Обзор методов определения прос гранственной ориентации космического аппарата
1.4.1 Характеристика интегральных методов определения ориентации
1.4.2 Локальные методы определения ориентации
Глава 2 Алгоритмы определения пространственной ориентации космического аппарата по анализу пространственного положения видимых/невидимых навигационных спутников
2.1 Математическая постановка задачи
2.2 Алгоритм определения пространственной ориентации продольной оси космического аппарата
2.3 Исследование эффективности алгоритма определения пространственной ориентации продольной оси космического аппарата
2.4 Алгоритм определения пространственной ориентации космического аппарата
2.5 Исследование эффективности алгоритма определения пространственной
ориентации космического аппарата
Выводы по второй главе
Глава 3 Алгоритмы определения пространственной ориентации космического аппарата на основе комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений
3.1 Схемы комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений
3.1.1 Сильносвязанная схема комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений
3.1.2 Слабосвязанная схема комплексирования магнитометрических и спутниковых радионавигационных измерений
3.2 Метод определения ориентации космического аппарата на основе сильносвязанной схемы комплексирования магнитометрической и спутниковой радионавигационной информации
3.2.1 Математическая постановка задачи
3.2.2 Алгоритм определения ориентации космического аппарата (Алгоритм 2)
3.2.3 Исследование эффективности алгоритма на модельной задаче
3.3 Метод определения ориентации космического аппарата на основе слабосвязанной схемы комплексирования магнитометрической и спутниковой радионавигационной информации
3.3.1 Математическая постановка задачи
3.3.2 Алгоритм определения ориентации космического аппарата (Алгоритмы 3,4)
3.3.3 Исследование эффективности алгоритма на модельной задаче
3.4 Сравнительный анализ схем комплексирования
Выводы по третьей главе

Глава 4 Восстановление ориентации микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2»
4.1 Описание миссии микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2»
4.1.1 Назначение микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2»
4.1.2 Описание эксперимента «НАВИГАТОР»
4.2 Восстановление ориентации микрогравитационой космической платформы «Фотон-М2»
4.2.1 Отбраковка аномальных измерений
4.2.2 Восстановление ориентации МКП «Фотон-М2»
Выводы по четвертой главе
Заключение
Список использованных источников
ПРИЛОЖЕНИЕ А
ПРИЛОЖЕНИЕ Б
ПРИЛОЖЕНИЕ В
ПРИЛОЖЕНИЕ Г
ПРИЛОЖЕНИЕ Д
ПРИЛОЖЕНИЕ Е

Введение
Среди космических аппаратов (КА), функционирующих в настоящее время, большинство являются низковысотными (высота полета менее 1000 км). Это обусловлено широкой областью их использования - научные, технологические и образовательные КА.
Для контроля и управления полетом и экспериментами, проводимыми на борту низковысотных КА в режиме времени, близком к реальному, возникает необходимость в создании системы контроля движения, позволяющей оперативно и автономно решать задачу навигации и определения ориентации. Так, например, информация о векторе состоянии КА, на борту которого проводятся научные и технологические эксперименты необходима для правильной интерпретации их результатов. При этом, требования к точности знания некоторых элементов вектора состояния КА (например, ориентации) могут быть невысокими (погрешности порядка 5°).
Использование навигационных приёмников (НП), работающих по спутниковым радионавигационным системам (СРНС) ГЛОНАСС (Россия) и GPS (США) позволяет решать задачу навигации (определение параметров движения центра масс) автономно и с высокой степенью точности [1,2]. Поэтому НП является в настоящее время обязательным элементом навигационной системы
НП используют два типа измерений: фазовые и кодовые. НП, использующие фазовые измерения, могут быть применены так же для определения ориентации КА на основании принципов интерферометрии [3].
Система контроля движения, основанная на фазометрических измерениях, имеет как достоинства - высокая точность решения задач навигации и ориентации, так и недостатки - высокая стоимость, необходимость разрешения фазовой неоднозначности, конструктивная сложность реализации на КА (большая антенная база), поскольку точность определения ориентации при фазовых измерениях в значительной мере зависит от размеров антенной базы [3].
Следует отметить, что не вся спутниковая радионавигационная информация в НП используется в полном объеме. Существует определенный информационный резерв, использование которого совместно с информацией от дополнительного измерительного устройства (магнитометр, солнечный датчик, датчики горизонта, ионные ловушки, звездные фотометры, акселерометры, датчики угловых скоростей и т.п.) позволит решить одномоментно задачу определения ориентации.
Наибольшее распространение в системах контроля ориентации получили магнитометры и солнечные датчики, что вызвано их высокой надежностью и экономичностью.

rk = A-{[- e cos Ek)+ drк , Скорректированный аргумент широты:
«к = фк +Suk-Поправка для коррекции аргумента широты:
= Cus sin 2Фк + Сис cos 2Фк. Поправка для коррекции радиуса:
Srk = С„ sin 2Фк + Crc cos 2Фк. Поправка для коррекции наклонения орбиты:
&к = С is sin 2 Фк + Cic cos 2 Фк.
Аргумент широты:
Фк =vk+co.
Эксцентрическая аномалия:
C + COSVi
Et = arccos-
1 + еcos v
Истинная аномалия:
vk = arctg

sin и*
COS и
= arcte f(Vl-g2 sinЕк)/(! — е cosЕк)} | (cos -a)/(l-e cos£jt) j
sinvt
1-e2
Ek )/(l - e' cos Ek )
cos vk = (cos Ek - e)/(l - e cos Ek )
(2.10)
(2.11)
(2.12)
(2.13)
(2.14)
(2.15)
(2.16)
(2.17)
Уравнение Кеплера для эксцентрической аномалии, решаемое методом итераций:
Мк = Ек - е sin Ек . (2.18)
Средняя аномалия:
Mk=M0+n-tk. (2.19)
Скорректированное среднее движение:
и = п0 + Ап. (2.20)
Время, отсчитываемое от опорной эпохи эфемерид:
tk=t-toc, (2.21)
где: Г - системное время GPS на момент передачи сообщения (время скорректированное на величину задержки прохождения сигнала от спутника до потребителя, равную отношению дальности к скорости света); tK - текущий момент времени. Этот параметр должен соответствовать истинной разности между системным временем GPS (t) и опорным вре-