СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛОВОЙ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО СИГНАЛУ РАДИОНАВИГАЦИОННОГО ОРИЕНТИРА Российский патент 2009 года по МПК G01C21/12 

Изобретение относится к космической радионавигации и может применяться в измерительных средствах определения угловой ориентации космического аппарата (КА), предназначенных для коррекции параметров ориентации бортовой инерциальной навигационной системы (ИНС).

Известен способ определения угловой ориентации объекта по радионавигационным сигналам навигационного космического аппарата (НКА) глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС), основанный на приеме сигналов от одного и большего количества НКА двумя или более антенно-приемными устройствами, расположенными параллельно одной или двум осям объекта, выделении сигнала с частотой Доплера, определении разности фаз за интервал времени измерения и определении угловой ориентации объекта, при этом в течение интервала времени измерения производят несколько измерений разности фаз между парами антенн, а угловую ориентацию объекта определяют путем решения системы уравнений (патент РФ №2122217, МПК³ G01S 5/02). Недостатком способа является невозможность определения ориентации подвижного объекта.

Известен также способ коррекции ИНС КА при движении вне атмосферы, заключающийся в измерении линейных параметров по крайней мере одного НКА ГНСС, 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 ИНС с помощью сформированных корректирующих параметров (патент РФ №2062989, МПК³ G01С 21/24). При этом для определения параметров ориентации на время проведения коррекции ИНС создают кажущееся ускорение КА в заданном направлении инерциального пространства, в каждый последовательный момент времени измеряют созданное кажущееся ускорение, запоминают полученное значение и формируют расширенный вектор корректирующих параметров с учетом ускорений, измеренных в предыдущий и текущий последовательные моменты времени. Недостатком способа является необходимость создания кажущегося ускорения за счет включения двигательной установки КА, что, во-первых, приводит к расходу энергетических ресурсов и снижению срока активного существования КА, во-вторых, ограничивает применение КА по целевому назначению на период включения двигательной установки, а также периоды проведения подготовительных и заключительных операций, необходимых для создания кажущегося ускорения.

Известен способ коррекции ИНС космического аппарата, основанный на измерении угловых относительных параметров двух звезд с помощью оптических визирных устройств - телескопов (Андреев В.Д. Теория инерциальной навигации. Корректирующие системы. - М.: Наука, 1967, с.439-463). Способ включает следующие операции, осуществляемые в течение заданного интервала коррекции:

- вычисление векторов направлений на две звезды в приборной системе координат с помощью данных 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.

Недостатками способа коррекции ИНС по измерениям угловых относительных параметров двух звезд являются возможность засветки оптических устройств Солнцем; необходимость проведения предварительных операций по планированию сеансов измерений, включающих трудоемкую обработку каталога звезд, с целью определения звезд для измерения векторов направлений, на которые существуют благоприятные условия орбитального полета, исключающие засветку оптических устройств-телескопов; относительно высокая стоимость оптических устройств-телескопов; необходимость проведения продолжительных сеансов измерения векторов направлений на звезды для обеспечения необходимой точности определения параметров ориентации, в течение которых применение КА по целевому назначению ограничено.

Известен способ определения угловой ориентации объекта, взятый в качестве прототипа, основанный на приеме сигналов от космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем на разнесенные антенны количеством не менее трех, расположенные на объекте так, чтобы они не лежали на одной прямой, при этом антенны принимают сигналы от спутников, на основе которых определяются координаты спутников и разности фаз несущей частоты сигналов, принимаемых от спутников на разнесенные антенны, в которых (разностях фаз) содержится информация об углах между направлениями на спутники и векторами, образованными антеннами, на основе которой с привлечением информации о расположении антенн относительно объекта, о координатах объекта, о координатах спутников решается задача ориентации, при этом антенны принимают сигналы только от двух спутников (а не от трех и более), а информацию о координатах объекта получают от инерциальной навигационной системы или используют информацию о координатах точки старта (патент РФ №2276384, MПK³ G01S 5/00).

Недостатком способа-прототипа является необходимость одномоментного приема сигналов двух или большего количества НКА ГНСС. Способ-прототип не позволяет определить параметры ориентации по сигналу одного НКА, что необходимо для определения ориентации объекта-КА в случаях нарушения целостности спутникового навигационного поля или применения на объекте-КА антенны с узкой диаграммой направленности, которые приводят к тому, что в зоне радиовидимости объекта-КА, на котором проводится определение параметров ориентации, одновременно может быть принят сигнал только одного НКА.

В изобретении предусматривается, что в качестве источников радиосигнала, пригодных для определения ориентации КА, могут применяться НКА ГНСС или наземные стационарные радиостанции, сигнал которых может быть надежно принят бортовой аппаратурой. Поэтому отличие от способа-прототипа вместо НКА в дальнейшем изложении способа для обозначения источника радиосигнала используется обобщающий термин - радионавигационный ориентир (РНО), который может обозначать НКА или наземную радиостанцию.

Технический результат, достигаемый настоящим изобретением, заключается в повышении надежности определения угловой ориентации КА за счет уменьшения количества РНО и возможности определения ориентации КА по измеренным значениям разности фаз сигнала только одного РНО, сигнал которого может устойчиво приниматься на борту КА. Кроме того, применение изобретения позволяет осуществлять контроль параметров ориентации ИНС в течение большей части времени орбитального полета путем определения систематической погрешности инерциальной ориентации и затем проводить коррекцию параметров пространственной инерциальной ориентации ИНС за счет внесения поправок.

В основу изобретения положена задача определения угловой ориентации КА по сигналу одного РНО орбитального или наземного базирования.

Сущность изобретения заключается в том, что для достижения указанных выше технических результатов в способе определения угловой ориентации космического аппарата по сигналу радионавигационного ориентира, основанном на приеме сигнала на разнесенные антенны космического аппарата количеством не менее трех, расположенные так, чтобы они не лежали на одной прямой, при этом антенны принимают сигнал от радионавигационного ориентира, на основе которого определяются разности фаз несущей частоты сигнала, принимаемого на разнесенные антенны, получают информацию о координатах космического аппарата, координатах радионавигационного ориентира и положении осей связанной и орбитальной систем координат от инерциальной навигационной системы, согласно изобретению осуществляют ориентацию связанных осей космического аппарата параллельно осям орбитальной системы координат, последовательно измеряют три и более разности фаз сигнала только одного радионавигационного ориентира, принятого двумя парами антенн, определяют систематическую погрешность инерциальной ориентации и пространственную ориентацию связанных осей космического аппарата.

Возможность определения систематической погрешности инерциальной ориентации достигается за счет следующих двух благоприятных условий. Во-первых, скорость дрейфа инерциальных осей современных ИНС невелика и на интервале полета продолжительностью, равной нескольким минутам, достаточном для определения ориентации, изменением положения инерциальных осей можно пренебречь. Это означает допустимость принятия предположения о том, что погрешность параметров инерциальной ориентации является систематической на интервале измерения разности фаз сигнала РНО. Во-вторых, при выполнении целевых задач полета в течение большей части времени орбитального полета ориентация связанных осей КА должна осуществляться по данным ИНС параллельно осям орбитальной системы координат. Поэтому при наличии в зоне радиовидимости радионавигационного ориентира появляется возможность выявлять систематическую погрешность инерциальной ориентации.

Существенные признаки, характеризующие изобретение и обеспечивающие получение технического результата.

1. Применение сигнала только одного радионавигационного ориентира (а не двух и более) для определения ориентации КА, находящегося в орбитальном полете.

2. Использование следующей совокупности действий, выполняемых последовательно: осуществление ориентации осей связанной системы координат КА параллельно осям орбитальной системы координат на основе данных инерциальной навигационной системы; последовательное измерение трех и более значений разности фаз сигнала одного радионавигационного ориентира; определение систематической ошибки инерциальной ориентации; определение пространственной ориентации связанных осей КА.

3. Использование описанного ниже алгоритма определения ориентации.

Сущность предлагаемого способа можно пояснить следующим образом.

Пусть в составе бортового оборудования КА находится ИНС. Пространственная ориентация осей связанной системы координат КА осуществляется по данным ИНС, и на некотором интервале полета Δt система управления угловым положением ориентирует связанные оси КА параллельно осям орбитальной системы координат. Однако пространственная ориентация КА по данным ИНС осуществляется с погрешностью. Появление погрешности обусловлено уходом инерциальных осей от заданных направлений инерциального пространства и погрешностью работы системы ориентации. В соответствии с принятым выше предположением погрешность является систематической и постоянна на интервале полета Δt. Для определения ориентации КА используют измерения разности фаз сигнала одного РНО, которые пропорциональны косинусу угла между вектором, проходящим между парой антенн, и вектором, направленным от КА к РНО. Вектор, лежащий между парой антенн, в дальнейшем будем называть вектор-базой антенн.

Пусть антенны, применяемые для измерения разности фаз, жестко связаны с КА и образуют две неколлинеарные вектор-базы антенн. Пусть первая вектор-база антенн с номером k=1 расположена параллельно оси OY_св связанной системы координат, а вторая с номером k=2 - оси OZ_cв. Предположим, что параметры ориентации КА определяют в декартовой системе координат, а пространственная ориентация вектор-базы антенн с номером k в момент времени t_j определена вектором Y(k,t_j)=[β_x(k,t_j),β_y(k,t_j),β_z(k,t_j)]^T, где β_x(k,t_j),β_y(k,t_j),β_z(k,t_j) - направляющие косинусы вектор-базы антенн.

В общем случае положение вектор-баз антенн может не совпадать с осями связанной системы координат. Тогда направляющие косинусы векторов Y(1,t_j) и Y(2,t_j) рассчитывают по формуле

Y(k,t_j)=AY*(k,t_j), k=1,2,

где А - матрица преобразования направляющих косинусов ориентации вектор-баз антенн к направлениям осей связанной системы координат; Y^*(k,t_j)- направляющие косинусы ориентации вектор-баз в связанной системе координат.

Разность фаз сигнала РНО - ϕ(k,t_j), принятого двумя антеннами вектор-базы k в момент времени t_j, и косинус угла cos α(k,t_j) между вектор-базой антенн Y(k,t_j) и вектором, направленным от КА к РНО, связаны выражением (Соловьев Ю.А. Спутниковая навигация и ее приложения. -М.: Эко-Трендз, 2003, с.161)

где λ - длина волны принятого сигнала;

В(k) - расстояние между антеннами вектор-базы k.

Из свойства скалярного произведения векторов следует, что выражение для расчета косинуса угла cos α(k,t_j) может быть записано следующим образом:

где x(t_j), y(t_j), z(t_j) - направляющие косинусы вектора, ориентированного от КА к РНО в момент времени t_j.

Вычисление направляющих косинусов x(t_j), y(t_j), z(t_j) осуществляется по формулам

, , , ,

где x_P(t_j), y_P(t_j), z_P(t_j) - координаты РНО;

x_K(t_j), y_K(t_j), z_K(t_j) - координаты КА.

Координаты РНО и текущие координаты КА поступают из ИНС. В случае применения НКА ГНСС систем в качестве РНО текущие координаты НКА определяют по информации, содержащейся в навигационных сообщениях, транслируемых навигационными КА, принимаемых и хранящихся на борту КА-объекта. В случае применения наземных радиостанций в качестве РНО текущие координаты определяют в соответствии с бортовым каталогом наземных РНО.

Направляющие косинусы вектор-базы антенн Y(k,t) представим в виде:

где γ_x(k,t_j), γ_y(k,t_j), γ_z(k,t_j) - направляющие косинусы вектор-базы антенн с номером k, соответствующие параметрам инерциальной ориентации связанных осей КА, хранящихся в ИНС;

Δ_x(k,t_j), Δ_y(k,t_j), Δ_z(k,t_j) - поправки к направляющим косинусам инерциальной ориентации, подлежащие определению по измеренным значениям разности фаз ϕ(k,t_j).

В соответствии с принятым предположением погрешность параметров инерциальной ориентации является систематической на интервале Δt, поэтому при t_j∈Δt справедливы равенства

Из (1), (2) с учетом (3) и (4) уравнения для определения систематической погрешности параметров инерциальной ориентации запишем в виде системы линейных уравнений

где j≥3; k=1, 2.

Система уравнений (5) содержит три неизвестных - Δ_х(k), Δ_у(k), Δ_z(k), и для ее однозначного решения необходимо не менее трех измерений разности фаз в различные моменты времени t_j∈Δt. Для решения системы уравнений (5) применяются методы решения систем линейных алгебраических уравнений, изложенные, например, в работе Самарского А.А., Гулина А.В. Численные методы. М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат.лит., 1989, с.48-126.

Поправки к параметрам инерциальной ориентации каждой вектор-базы антенн вычисляются независимо. При условии расположения первой вектор-базы антенн параллельно оси ОY_св, а второй - оси OZ_cв поправки к параметрам инерциальной ориентации связанных осей КА OY_cв и OZ_cв определяются решением системы уравнений (5), а направляющие косинусы оси ОХ_св связанной системы координат определяются вектором Y(1,t_j)×Y(2,t_j).

Предложенный способ может быть реализован устройством, структурная схема которого приведена на чертеже.

Устройство содержит антенны 1, 2, 3, причем 1 и 2 антенны образуют первую вектор-базу антенн, расположенную параллельно оси ОУ_св, антенны 2 и 3 образуют вторую вектор-базу антенн, параллельную оси OZ_св связанной системы координат, соединенный с антеннами 1 и 2 блок обработки сигналов 4, соединенный с антеннами 2 и 3 блок обработки сигналов 5, бортовой вычислитель 6, инерциальную навигационную систему 7, систему угловой ориентации с исполнительными органами 8, причем первый вход блок обработки сигналов 4 соединен с выходом антенны 1, второй вход блока обработки сигналов 4 соединен с выходом антенны 2, первый вход блок обработки сигналов 5 соединен с выходом антенны 2, второй вход блока обработки сигналов 5 соединен с выходом антенны 3, первый вход бортового вычислителя 6 соединен с выходом блока обработки сигналов 4, второй вход вычислителя 6 с выходом блока обработки сигналов 5, третий вход вычислителя 6 соединен с первым выходом инерциальной навигационной системы 7, второй выход инерциальной навигационной системы 7 соединен со входом системы угловой ориентации 8, включающей исполнительные органы.

Устройство работает следующим образом. Инерциальная навигационная система 7 определяет направление осей орбитальной и связанной систем координат, на основании которых система угловой ориентации 8 осуществляет ориентацию связанных осей КА параллельно осям орбитальной системы координат и удерживает такую ориентацию осей на интервале измерения параметров сигнала РНО. Антенны первой вектор-базы 1 и 2, а также антенны второй вектор-базы 2 и 3 принимают сигнал РНО. Блок обработки 4 измеряет значения разности фаз сигнала РНО, принятого антеннами 1 и 2, а блок обработки 5 измеряет значения разности фаз сигнала РНО, принятого антеннами 2 и 3. В бортовой вычислитель 6 на первый вход поступают три и большее количество значений разности фаз сигнала, измеренные блоком обработки 4, а на второй вход - разности фаз сигнала, измеренные блоком обработки 5, на третий вход - параметры инерциальной ориентации, координаты космического аппарата, соответствующие пространственному положению космического аппарата, и координаты РНО в моменты измерения разности фаз сигнала РНО, а также значение длины волны сигнала РНО. Бортовой вычислитель 6 рассчитывает систематические погрешности инерциальной ориентации и параметры пространственной ориентации космического аппарата в соответствии с приведенным выше алгоритмом, которые поступают в инерциальную навигационную систему 7.

Изобретение относится к космической радионавигации и может применяться в измерительных средствах определения ориентации космического аппарата, предназначенных для коррекции параметров ориентации бортовой инерциальной навигационной системы (ИНС). В качестве радионавигационного ориентира (РНО) могут применяться наземные и орбитальные источники радиоизлучения. Технический результат, достигаемый настоящим изобретением, заключается в повышении надежности определения угловой ориентации космического аппарата за счет уменьшения количества РНО и возможности определения ориентации космического аппарата по измеренным значениям разности фаз сигнала только одного РНО. Сущность изобретения заключается в том, что в соответствии с данными о положении осей связанной и орбитальной систем координат, хранящихся в инерциальной навигационной системе, осуществляют ориентацию связанных осей космического аппарата параллельно осям орбитальной системы координат и удерживают такую ориентацию осей на некотором интервале полета, в течение которого принимают сигнал одного РНО на антенны космического аппарата количеством не менее трех, расположенные так, чтобы они не лежали на одной прямой. Последовательно измеряют три и более значений разности фаз несущей частоты сигнала, принятого парами антенн, определяют систематическую погрешность инерциальной ориентации космического аппарата по значениям разности фаз несущей частоты сигнала. 1 ил.

Способ определения угловой ориентации космического аппарата по сигналу радионавигационного ориентира, основанный на приеме сигнала на разнесенные антенны космического аппарата количеством не менее трех, расположенные так, чтобы они не лежали на одной прямой, при этом антенны принимают сигнал от радионавигационного ориентира, на основе которого определяются разности фаз несущей частоты сигнала, принимаемого на разнесенные антенны, получают информацию о координатах космического аппарата, координатах радионавигационного ориентира и положении осей связанной и орбитальной систем ординат от инерциальной навигационной системы, отличающийся тем, что осуществляют ориентацию связанных осей космического аппарата параллельно осям орбитальной системы координат, последовательно измеряют три и более разности фаз сигнала только одного радионавигационного ориентира, принятого двумя парами антенн, определяют систематическую погрешность инерциальной ориентации и пространственную ориентацию связанных осей космического аппарата.