способ коррекции инерциальной навигационной системы космического аппарата при движении вне атмосферы

Формула изобретения

Способ коррекции инерциальной навигационной системы космического аппарата при движении вне атмосферы, заключающийся в измерении линейных относительных параметров по меньшей мере одного навигационного спутника, движущегося по известной орбитальной траектории, формировании по полученным данным вектора корректирующих параметров, повторении указанных операций в последовательные моменты времени в течение заданного интервала коррекции и проведении коррекции инерциальной навигационной системы с помощью сформированных корректирующих параметров, отличающийся тем, что на время проведения коррекции создают кажущееся ускорение космического аппарата в заданном фиксированном направлении инерциального пространства, в каждый последовательный момент времени измеряют кажущееся ускорение, запоминают полученное значение и формируют расширенный вектор корректирующих параметров с учетом ускорений, измеренных в предыдущий и текущий последовательные моменты времени.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано при проектировании и разработке инерциальных навигационных систем (ИНС) космических аппаратов (КА).

Известен способ коррекции ИНС, основанный на измерении угловых относительных параметров двух звезд с помощью оптических визирных устройств - телескопов (1). Способ включает следующие операции, осуществляемые в течение заданного интервала коррекции:

вычисление векторов направлений на две звезды в приборной системе координат с помощью информации ИНС и информации о расположении звезд на небесной сфере;

измерение векторов направлений на две звезды в осях приборной системы координат с помощью оптических телескопов;

вычисление корректирующих параметров ИНС путем обработки вычисленных и измеренных значений векторов направлений на две заданные звезды;

осуществление коррекции ИНС.

Данный способ осуществляет коррекцию только параметров ориентации инерциальной системы-ориентации приборной системы координат и не затрагивает параметров положения и линейной скорости космического аппарата.

Известен также способ коррекции ИНС космического аппарата при движении вне атмосферы, взятый в качестве прототипа, основанный на измерении линейных относительных параметров (дальность, скорость изменения дальности) по крайней мере одного навигационного спутника, движущегося по известной орбитальной траектории (2).

Этот способ включает следующие операции: измерение линейных относительных параметров по крайней мере одного навигационного спутника, формирование по полученным данным вектора корректирующих параметров, повторение указанных операций в последовательные моменты времени Tk в течение заданного интервала коррекции и осуществление коррекции ИНС с помощью сформированных корректирующих параметров. Первые три операции способа-прототипа реализуют рекуррентное оценивание ошибок ИНС по дополнительной информации в течение временного интервала интервала коррекции, достаточного для сходимости оценок ошибок корректирующих параметров к установившимся значениям. В четвертой операции полученные оценки используются для коррекции параметров инерциальной системы, осуществляемой в конце интервала коррекции. Способ позволяет осуществить коррекцию навигационных параметров, определяющих положение и скорость космического аппарата. Однако параметры ориентации инерциальной системы в числе корректируемых параметров отсутствуют.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение возможности коррекции параметров ориентации ИНС при полете космического аппарата вне атмосферы.

Поставленная техническая задача решается тем, что в известном способе, заключающемся в измерении линейных относительных параметров по крайней мере одного навигационного спутника, формировании по полученным данным вектора корректирующих параметров, повторении указанных операций в последовательные моменты времени Tk в течение заданного интервала коррекции и проведении коррекции ИНС с помощью сформированных корректирующих параметров, согласно изобретению на время проведения коррекции создают кажущееся ускорение космического аппарата в заданном фиксированном направлении инерциального пространства, а каждый момент Tk измеряют созданное кажущееся ускорение, запоминание его и формируют расширенный вектор корректирующих параметров с учетом ускорений, измеренных в моменты Tk-1 и Tk.

Возможность решения поставленной задачи определяет тот факт, что измеренное кажущееся ускорение W содержит аддитивную ошибку W, непосредственно зависящую от погрешности ориентации приборной системы координат вектора малого поворота .. Поскольку W используется в алгоритме инерциальной навигации, то погрешности ориентации влияют и на показания ИНС векторы положения и скорости космического аппарата R, V. Наличие отмеченной зависимости навигационной информации W, R, V от ошибок ориентации и позволяет в результате комплексной обработки этой информации совместно с дополнительной информацией получить технический результат вычислить погрешность ориентации приборной системы координат и скомпенсировать ее, т.е. осуществить коррекцию параметров ориентации ИНС. В отсутствие кажущегося ускорения навигационная информация и дополнительная линейные относительные параметры спутников от ориентации приборной системы координат не зависят и в этом случае осуществить коррекцию ориентации невозможно в принципе.

Для реализации предлагаемого способа кажущееся ускорение космического аппарата на орбите можно создавать с помощью, например, тормозной двигательной установки аппарата или установки, состоящей из двигателей орбитального маневрирования. Измерение относительных параметров спутников может осуществляться аппаратурой потребителя спутниковой системы навигации НАВСТАР (США) или ГЛОНАС (Россия). Измерение кажущегося ускорения может осуществляться акселерометрами инерциальной системы. Комплексную обработку информации можно, как и в прототипе, осуществлять с помощью алгоритмов калмановской фильтрации.

Предлагаемый способ позволяет повысить эффективность использования измеренных линейных относительных параметров спутников для коррекции ИНС космических аппаратов при их функционировании в космосе. При этом способ можно использовать в штатном варианте коррекции или в дополнительном варианте на случай выхода из строя основных средств коррекции ориентации ИНС-астросредств и пр.

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых представлены: на фиг 1 структурная схема устройства, реализующего предлагаемый способ, на фиг. 2 график, иллюстрирующий процесс сходимости корректирующих параметров ориентации ИНС к установившимся значениям.

Устройство, реализующее предлагаемый способ, содержит блок 1 измерения линейных относительных параметров спутников, ИНС (2) и блок 3 коррекции ИНС.

Предлагаемый способ коррекции ИНС описан на примере ИНС, построенной на базе гироплатформы, неизменно ориентированной в инерциальном пространстве. В блоке 1 измеряются линейные относительные параметры (дальность D, скорость изменения дальности ) спутников, объединяемые в вектор U. Инерциальная система навигации 2 измеряет кажущееся ускорение KA и решает задачу пространственной навигации определяет текущие положение и скорость аппарата R, V путем двойного интегрирования его абсолютного ускорения с использованием значений R_o, V_o этих параметров для некоторого начального момента времени. Ориентация приборной системы координат (ориентация гироплатформы), в проекциях на оси которой измеряется вектор кажущегося ускорения W, определяется матрицей ориентации A^инс. В блоке 3 в каждый момент Tk осуществляются следующие вычисления:

формируются вычисляемые значения U" вектора линейных относительных параметров на основании текучих навигационных параметров и текущих координат и скоростей используемых навигационных спутников, эфемериды которых известны;

формируются невязка между U и U" (так называемый, вектор измерений) z= U U";

реализуется очередной шаг процедуры рекуррентного оценивания ошибок ИНС по методу дискретного фильтра Калмана в два этапа: на первом этапе осуществляется экстраполяция с момента T_k-1 на момент T_k вектора корректирующих параметров вектора оценок и корреляционной матрицы ошибок оценок Ф по априорной стохастической информации о системе в соответствии с формулами Ф_k= D_k-1Ф_k-1D^T_k-1+Q_k-1,

где D переходная матрица систем, формируемая на основании навигационной информации и измеренных в моменты T_k и T_k-1 кажущихся ускорений,

Q априорно известная корреляционная матрица ошибок системы, на втором шаге осуществляется собственно коррекция величин и Ф по дополнительной информации по формулам K_k= Ф_kH^T_k(H_kФ_kH^T_k+P_k)^-1 Ф_k= (E-K_кH_к)Ф_k

где P априорно известная корреляционная матрица ошибок измерений,

H матрица измерений, формируемая по текущей навигационной информации;

запоминается значение, измеренного вектора кажущегося ускорения;

в момент T_n, соответствующий окончанию интервала коррекции, формируются уточненные значения корректируемых параметров векторов положения, скорости аппарата R_o, V_o и матрицы ориентации приборной системы координат A^и_o^нс по формулам

где матрица B имеет вид

где оценка вектора малого поворота a,,

величины совпадают с соответствующими компонентами вектора .

Ниже приводится описание взаимодействия блоков 1, 2, 3. С выходов блоков 1, 2 на входы блока 3 в каждый момент T_k поступает следующая информация:

U вектор измеренных линейных относительных параметров, W, R, V, A^инс векторы кажущегося ускорения, положения, скорости аппарата и матрица ориентации приборной системы координат.

В последний момент коррекции T_n с выхода блока 3 на вход ИНС поступают параметры R_o, V_o для использования в качестве начальных на момент Tn значений корректируемых параметров ИНС параметров навигационного алгоритма и матрица A^и_o^нс, определяющая уточненную ориентацию приборной системы координат.

Возможность осуществления предлагаемого способа подтверждена путем математического моделирования на вычислительной машине процессов коррекции ИНС КА в космосе. На фиг.2 в качестве иллюстрации для случая торможения КА на орбите с ускорением W 1.5 м/с/с представлен график изменения предельных разностей вычисленных и фактических значений вертикальной компоненты вектора малого поворота гироплатформы. В расчетном случае направление движения совпадало с вектором тяги двигательной установки КА, начальная предельная ошибка ( (3) ) принималась на уровне 10 угл.мин. где среднеквадратичное отклонение. В качестве алгоритма комплексной обработки информации использовался алгоритм дискретного фильтра Калмана. Количество используемых спутников в примере принималось равным четырем. По графику на фиг.2 видно, что в результате коррекции, продолжавшейся 60 секунд, погрешность ориентации ИНС снизилась с десяти до трех угловых минут.