СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПО СИГНАЛАМ НАВИГАЦИОННЫХ СПУТНИКОВ Российский патент 2022 года по МПК B64G1/24 G05D1/08 

Предлагаемое изобретение относится к области навигации космических аппаратов (КА) по сигналам навигационных спутников (НС), входящих в состав Глобальных Спутниковых Навигационных систем (ГСНС), например, по сигналам НС ГЛОНАСС и/или GPS, для обеспечения определения ориентации КА.

В настоящее время на ряде КА установлена аппаратура спутниковой навигации (АСН), определяющая не только текущие координаты и скорость КА, но и его ориентацию. Например, на американском сегменте Международной Космической Станции (МКС) установлена АСН SIGI, работающая по сигналам спутников GPS и обеспечивающая определение как текущих координат, так и ориентации МКС. Способ определения ориентации по сигналам навигационных спутников, реализованный на американском сегменте МКС в системе SIGI, принят авторами в качестве способа-аналога. Этот способ определения ориентации КА по сигналам НС, включающий излучение радиосигналов от НС с известными параметрами орбиты, формирование и выдачу команд на прием сигналов выбранных навигационных спутников на каналы приемного устройства, установленного на космическом аппарате, выделение каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналов спутников, соответствующих выданным командам, и прием этих сигналов при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из n антенн приемного устройства с известными единичными непараллельными векторами направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат КА по принимаемым сигналам НС, определение единичных векторов направлений от КА на НС по координатам НС и КА, измерения интегральных фаз сигналов одного и того же НС, принятых i-й парой антенн, вектор которой в ССК определяется как разность координат i-й и j-й антенн, формирование сигналов разностей интегральных фаз, формирование сигналов целых частей разностей интегральных фаз по длине волны несущего сигнала λ₀ путем округления сигнала разности интегральных фаз до ближайшего целого по длине волны λ_0, формирование дробных частей разностей интегральных фаз по разности интегральных фаз и целой части разностей интегральных фаз, определение начальной матрицы ориентации с помощью датчиков ориентации, определение оценки сигналов разностей интегральных фаз по начальной матрице ориентации, координатам антенн в ССК и векторам направлений антенн от КА на НС, определение оценки сигналов целых частей разностей интегральных фаз по длине волны несущего сигнала λ₀ путем округления оценки сигнала разности интегральных фаз до ближайшего целого по длине волны λ₀, формирование измеренного значения разности интегральных фаз U_u путем суммирования сформированной оценки сигналов целых частей разностей интегральных фаз и соответствующих дробных частей измеренной разности интегральных фаз, определение по сформированным разностям интегральных фаз и направлениям от КА на НС в ГСК векторов пар антенн в ГСК по формуле:

где В - матрица, составленная из векторов направлений

- вектор, составленный из сформированных разностей интегральных фаз.

Ориентацию КА в ГСК определяют в соответствии с матрицей ориентации А_Г-С, формируемой по формуле:

где L_C - матрица, составленная из векторов пар антенн в ССК;

L_Г - матрица, составленная из полученных векторов этих же пар антенн в ГСК. (см., например, В.Д. Дишель, В.Л. Паластин. Методы навигации и ориентации геостационарных и высокоэллиптических космических аппаратов при использовании БИНС, корректируемой по кодовым и фазовым измерениям ГЛОНАСС/GPS. X Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам. СПб, «Электроприбор», 2003 г).

Недостатком способа-аналога является необходимость получения начальной информации об ориентации КА (начального приближения матрицы ориентации ) от других систем.

Данный недостаток устранен в способе-прототипе, за который принят способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников, реализованный на КА «Союз» и «Прогресс» по измерениям аппаратуры спутниковой навигации АСН-К (см. Патент на изобретение №2706638 от 19.11.2019 авторов М.В. Михайлова и С.Н. Рожкова Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников).

В способе-прототипе определения ориентации КА по измерениям АСН в условиях отсутствия измерений от других систем при произвольной неизвестной ориентации КА технический результат достигается тем, что в способе определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающем излучение радиосигналов навигационными спутниками с известными параметрами орбиты, формирование и выдачу команд на прием сигналов выбранных навигационных спутников на каналы приемного устройства, установленного на космическом аппарате, выделение каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналов спутников, соответствующих выданным командам, и прием этих сигналов при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из n антенн приемного устройства с известными единичными непараллельными векторами направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат космического аппарата по принимаемым сигналам навигационных спутников, отличающийся тем, что по координатам навигационных спутников и координатам космического аппарата определяют единичные векторы направлений от космического аппарата на навигационные спутники, сигналы которых отслеживаются i-й антенной, определяют среднее направление в гринвичской системе координат на отслеживаемые i-й антенной навигационные спутники по формуле:

где k_i - текущее количество отслеживаемых i-й антенной навигационных спутников, определяют углы между найденным средним направлением и направлениями на все навигационные спутники, выбирают спутник, для которого этот угол минимален, если k_i<k_max, где k_{i max} - число каналов приемного устройства, соответствующее i-й антенне, выдают команду на прием сигнала выбранного навигационного спутника, ориентацию космического аппарата в гринвичской системе координат определяют в соответствии с матрицей ориентации А_Г-С, формируемой по формуле:

Где - матрица размерности 3×n, составленная из известных векторов направлений антенн в связанной системе координат:

- матрица размерности 3×n, составленная из сформированных векторов в гринвичской системе координат.

При этом не используются фазовые измерения АСН, а ориентация определяется по заполнению полей зрения антенн АСН навигационными спутниками, векторы направлений на которые от КА известны в ГСК по информации, содержащейся в альманахе, передаваемой от НС на КА в информационном сообщении, и по вектору координат КА в ГСК определяемому по измерениям АСН. Средние направления на эти векторы для i-й антенны, оказываются близкими к направлениям центральных осей антенн в ГСК.

Недостатком способа-прототипа является низкая точность определения ориентации ~30-40°) из-за малого количества измерений направлений на спутники, обусловленных ограниченным числом каналов измерений АСН и одномоментным проведением измерений.

Технический результат заключается в повышении точности определения ориентации.

Технический результат достигается тем, что в способе определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающем излучение радиосигналов навигационными спутниками с известными параметрами орбиты, формирование и выдачу команд на прием сигналов выбранных навигационных спутников на каналы приемного устройства, установленного на космическом аппарате, выделение каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналов спутников, соответствующих выданным командам, и прием этих сигналов при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из n антенн приемного устройства с известными единичными непараллельными векторами направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат космического аппарата по принимаемым сигналам навигационных спутников, определение по координатам навигационных спутников и координатам космического аппарата единичный вектор направлений от космического аппарата на навигационные спутники, сигналы которых отслеживаются i-й антенной, определение среднего направления в гринвичской системе координат на отслеживаемые i-й антенной навигационные спутники на момент измерений t₀ по формуле:

где k_i - текущее количество отслеживаемых i-й антенной навигационных спутников, отличающийся тем, что в моменты времени t₁, …, t_i, …, t_n, интервалы между которыми Δt_i=t_i-t_i-1 не меньше времени поиска сигналов навигационных спутников i-й антенной, выдают команды на прием сигналов всех навигационных спутников i-й антенной, осуществляют прием сигналов всех навигационных спутников i-й антенной, фиксируют средние единичные векторы в гринвичской системе координат в моменты времени t_i, измеряют и фиксируют углы поворотов космического аппарата ϕ_ji за интервалы времени t₁-t₀, определяют и фиксируют матрицы перехода I_i от положения связанной системы координат в момент t₀ в ее положения в моменты t_i, определяют и фиксируют углы поворотов осей гринвичской системы координат за интервалы времени t_i-t₀, определяют и фиксируют матрицы перехода Г_i от положения гринвичской системы координат в момент t₀ до положений гринвичской системы координат в моменты t_i, ориентацию космического аппарата на момент t₀ в гринвичской системе координат определяют по формуле:

Где - матрица, составленная из векторов

- матрица, составленная из векторов

Последовательные проведения измерений в разные моменты времени t₁, …,t_n с последовательной выдачей команд на прием сигналов всех навигационных спутников, находящихся в поле зрения антенн Α₁…Α_n позволяют получить более точный результат в определении ориентации.

Суть изобретения поясняется графическими материалами, на которых приведены:

На фиг. 1 - демонстрация предлагаемого способа определения ориентации с последовательным назначением всех КА, находящихся в полях зрения каждой антенны A_i в моменты времени t₁, …,t_n.

На фиг. 2 - графики ошибок ориентации КА, определяемой предложенным способом, полученные по летным данным АСН-К корабля «Союз-МС».

На фиг. 3 - графики ошибок ориентации КА, определяемой по способу-прототипу, полученные по летным данным АСН-К корабля «Союз-МС».

Предлагаемый способ демонстрирует фиг. 1, на которой приведены:

1 - поле зрения антенны Α1, А2, A3 в момент времени t₀;

2 - направления на центры антенны Α1, А2, A3 в момент времени t₀;

3 - поле зрения антенн А_i в момент времени t_i;

4 - направление на центр антенны A_i в момент времени t_i;

5 - направления на НС, находящиеся в поле зрения антенны A_i в момент t_i;

6 - средний вектор направлений на НС, находящиеся в поле зрения антенны A_i в момент времени t_i, отклоненный от вектора A_i в момент времени t₀ на углы

Суть предлагаемого способа заключается в определении ориентации КА при неизвестной произвольной начальной ориентации КА по последовательным назначениям поиска сигналов НС на разные антенны в разные моменты времени t_i, направления на которые в моменты времени t_i известны в ГСК. При этом измеряются углы поворотов КА от момента времени t₀ до моментов времени t_i.

При заполнении радиосигналов каждой i-й антенны АСН в моменты времени t_i в предлагаемом способе среднее направление на НС, отслеживаемые антенной А1 в момент времени t_i определяется как нормированный суммарный вектор направлений всех НС:

Предполагается, что этот средний вектор в ГСК близок направлению центральной оси антенны в ГСК. Такое предположение тем точнее, чем большее число НС находится в поле зрения каждой антенны. Но направления центральных осей антенн в ССК известны. Связь между этими направлениями дает искомая матрица перехода А_Г-С из ГСК в ССК:

где - матрица размерности (3×n), составленная из векторов

- матрица размерности (3×n), составленная из векторов

Одновременно, с помощью датчиков угловой скорости (ДУС) определяют векторы малых углов поворотов за время от момента t₀ до момента t_i, по которым определяется матрица перехода I_i от инерциальной системы координат (ИСК), совпадающей со связанной системой координат (ССК) в момент t₀ к ССК в моменты времени t_i по формуле:

где ϕ_ix, ϕ_iy, ϕ_iz - компоненты вектора

Одновременно формируют матрицу Г_i перехода от ГСК в момент времени t₀ к положению ГСК в моменты времени t_i:

где ω_з - угловая скорость вращения Земли.

По векторам и матрицам I_i и Г_i формируют матрицы:

- матрица, составленная из векторов

- матрица, составленная из векторов

Ориентация КА на момент t₀ в ГСК определяется по формуле:

Где - матрица, составленная из векторов

- матрица, составленная из векторов

Благодаря большому количеству НС, находящихся в поле зрения каждой i-й антенны в отдельные моменты времени t_i полученное среднее значение относительно ГСК дает значительно лучшее приближение к истинному направлению оси i-й антенны в ГСК, что обеспечивает повышение точности определения искомой матрицы ориентации Г_Г-С в моменты t_i. Благодаря измерениям углов поворотов КА от момента времени t₀ до моментов t_i, а также определению матриц перехода Г_i от момента t₀ к моментам t_i обеспечивается приведение полученных направлений в моменты t_i к единому моменту t₀ и определению искомой матрицы ориентации А_г-с в момент t₀.

Из графиков, приведенных на фиг. 2, видно, что ошибки определения ориентации Δϕx, Δϕy, Δϕz, полученной с использованием предложенного способа, не превышают 10°, тогда как ошибки ориентации, полученной с использованием способа-прототипа, составляют 20÷30°, что демонстрируют графики, приведенные на фиг. 3.

Предлагаемый способ реализуется следующим образом.

От момента времени t₀ выполняется интегрирование сигналов угловой скорости формируемых датчиками угловой скорости (ДУС), до моментов времени t_i в результате формируют углы отклонений КА в моменты времени t_i от его положения в момент времени t₀.

В момент времени t₀ выдаются команды на прием сигналов всех НС, попадающих в поле зрения антенны А1, по эфемеридам НС определяют направления на все отслеживаемые НС антенной А1 в ГСК, определяют среднее направление в ГСК на отслеживаемые первой антенной НС на момент измерений t₁, по формуле:

После определения вектора последовательно аналогичным образом определяют векторы

В моменты времени t_i определяют и фиксируют матрицы перехода Г_i от положения гринвичской системы координат в момент t₀ по формулам:

Аналогично в момент времени t_i определяют и фиксируют матрицы перехода от системы координат КА в момент t₀ к системе координат КА в момент t_i по формулам:

где ϕ_ix, ϕ_iy, ϕ_iz - компоненты вектора

Векторы координат векторов антенн А_i относительно ССК в момент времени t₀ определяются по формуле:

Векторы средних направлений отслеживаемых НС в момент времени t₀ определяются по формуле:

Векторы в ССК соответствуют векторам в ГСК, между ними существует связь:

где А_Г-С - искомая матрица ориентации (перехода от ГСК к ССК). Аналогичное равенство можно записать для всех векторов

Где - матрица, составленная из векторов

- матрица, составленная из векторов

Отсюда искомая матрица ориентации равна:

или

Где - матрица, составленная из векторов

- матрица, составленная из векторов

Изобретение относится к способу определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников. Для определения ориентации излучают радиосигналы навигационными спутниками с известными параметрами орбиты, на космическом аппарате формируют и производят выдачу команд на прием сигналов выбранных спутников, выделяют из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналы, соответствующие выданным командам, при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из антенн приемного устройства, определяют координаты космического аппарата и его ориентацию определенным образом. Обеспечивается повышение точности определения ориентации. 3 ил.

Способ определения ориентации космического аппарата по сигналам навигационных спутников, включающий излучение радиосигналов навигационными спутниками с известными параметрами орбиты, формирование и выдачу команд на прием сигналов выбранных навигационных спутников на каналы приемного устройства, установленного на космическом аппарате, выделение каждым каналом приемного устройства из суммарного сигнала всех навигационных спутников сигналов спутников, соответствующих выданным командам, и прием этих сигналов при условии нахождения соответствующих спутников в поле зрения одной из n антенн приемного устройства с известными единичными непараллельными векторами направлений центральных осей антенн относительно связанной системы координат космического аппарата, определение текущих координат космического аппарата по принимаемым сигналам навигационных спутников, определение по координатам навигационных спутников и координатам космического аппарата единичных векторов направлений от космического аппарата на навигационные спутники, сигналы которых отслеживаются i-й антенной, определение среднего направления в гринвичской системе координат на отслеживаемые i-й антенной навигационные спутники на момент измерений t_i по формуле:

где k_i - текущее количество отслеживаемых i-й антенной навигационных спутников, отличающийся тем, что в моменты времени t₁, …t_i, …, t_n, интервалы между которыми Δt_i=t_i-t_i-1 не меньше времени поиска сигналов навигационных спутников i-й антенной, выдают команды на прием сигналов всех навигационных спутников i-й антенной, осуществляют прием сигналов всех навигационных спутников i-й антенной, фиксируют средние единичные векторы в гринвичской системе координат в моменты времени t_i, измеряют и фиксируют углы поворотов космического аппарата ϕ_ji за интервалы времени t_i-t₀, определяют и фиксируют матрицы перехода I_i от положения связанной системы координат в момент t₀ в ее положения в моменты t_i, определяют и фиксируют углы поворотов осей гринвичской системы координат за интервалы времени t_i-t₀, определяют и фиксируют матрицы перехода Г_i от положения гринвичской системы координат в момент t₀ до положений гринвичской системы координат в моменты t_i, ориентацию космического аппарата на момент t₀ в гринвичской системе координат определяют по формуле:

где - матрица, составленная из векторов

- матрица, составленная из векторов .