Оценка инструментальных ошибок комплекса командных приборов на базе гиростабилизированной платформы по данным спутниковой навигации для ракеты-носителя
АННОТАЦИЯ 2
ВВЕДЕНИЕ 7
1 ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ
1.1 Обзор существующих аналогичных решений 9
1.2 Анализ методов и алгоритмов 15
1.3 Математическое описание модели 19
1.4 Инструментальные погрешности 21
1.5 Описание погрешностей ККП ЛА и ВТИ 23
Выводы по главе 25
2 ПРАКТИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ
2.1 Вывод функций влияния инструментальных погрешностей 26
2.2 Полученные функции влияния инструментальных погрешностей 33
2.3 Переход от ошибок кажущегося ускорения к ошибкам в координатах и
составляющих скорости центра масс 37
2.4 Создание модели 40
Выводы по главе 44
3 РЕЗУЛЬТАТЫ МОДЕЛИРОВАНИЯ
3.1 Результаты коррекции 45
3.2 Оценка инструментальных погрешностей 56
Выводы по главе 66
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 67
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 68
ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ А. РАЗНОСТЬ ПАРАМЕТРОВ НАВИГАЦИИ ВТИ И СТИ
С ОДНОЙ ОШИБКОЙ, ПО ОСЯМ Y И Z 70
ПРИЛОЖЕНИЕ Б. РАЗНОСТЬ ПАРАМЕТРОВ НАВИГАЦИИ ВТИ И СТИ С ДВУМЯ ОШИБКАМИ, ПО ОСЯМ Y И Z 72
ПРИЛОЖЕНИЕ В. РАЗНОСТЬ ПАРАМЕТРОВ НАВИГАЦИИ ВТИ И СТИ С ПЯТЬЮ ОШИБКАМИ, ПО ОСЯМ Y И Z 74
ПРИЛОЖЕНИЕ Г. ЛИСТИНГ ПРОГРАММЫ 76
В современном мире, важной проблемой является выведение полезного груза на орбиту Земли. Космические ракеты-носители (КРН) доставляют в космос спутники, приборы, продукты питания для космонавтов на МКС и многое другое. Для того чтобы вывести полезный груз на орбиту ракета-носитель должна сообщить ему определённую скорость, как по величине, так и по направлению при заданных координатах конца полёта. Это обеспечивается программой выведения, полёт по которой происходит при воздействии на ракету-носитель органов управления.
При проектировании систем управления (СУ) летательных аппаратов (ЛА) алгоритмы работы этих систем строятся на базе математических моделей приборов, входящих в состав этих систем. Под математической моделью приборов навигации имеется ввиду модель поведения и формирования измерительной информации в условиях реальных нагрузок (перегрузок, угловой скорости и углового ускорения, температуры, вибрации и т.д.). Для задач обработки и использования измерительной информации, к которым относятся задачи навигации, важную роль играет математическая модель погрешностей, включающая зависимость инструментальных и методических погрешностей от измеряемых параметров и времени. Следовательно, встаёт задача проверки состоятельности заложенных моделей и величин инструментальных ошибок (ИО). Эта задача решается по результатам натурных пусков при условии наличия информации двух типов: во-первых, это результаты работы алгоритмов СУ, полученные по системе телеконтроля (СТК), и содержащих в себе неучтённые ИО, во-вторых, внешние траекторные измерения (ВТИ) параметров движения центра масс объекта. Информация ВТИ наряду с данными траекторных параметров также содержит добавки от погрешности измерений, следовательно, при оценке величин ИО СУ сравнением данных СТК и ВТИ необходимо учитывать влияние погрешностей ВТИ.
Задачей работы является: разработка алгоритмов оценивания ИО СУ, включая погрешности комплекса командных приборов (ККП) СУ КРН, с применением метода оптимальной фильтрации Калмана (ОФК). Была взята математическая модель прибора КЕАФ 45-018, который представляет собой гиростабилизированную платформу (ГСП), с установленными на ней датчиками инерциальной информации. Такая ГСП используется на трёхступенчатых ракетах- носителях среднего класса «СОЮЗ-2».
Тема работы является актуальной для корректировки навигационной информации ракет и вывода полезной нагрузки на орбиту Земли.
Цель работы: Оценка инструментальных ошибок комплекса командных приборов (на базе ГСП) по данным спутниковой навигации:
Задачи:
• Обзор известных методов решения проблемы;
• Описание погрешностей комплекса командных приборов летательного аппарата и внешних траекторных измерений;
• Вывод функций влияния инструментальных погрешностей на кажущиеся параметры движения;
• Переход от ошибок кажущегося ускорения к ошибкам в координатах и составляющих скорости центра масс;
• Создание модели;
• Оценка инструментальных погрешностей комплекса командных приборов;
• Коррекция навигационной информации ракеты-носителя по спутниковой навигационной информации;
• Учёт оценок инструментальных погрешностей в коррекции навигационных данных.
В работе произведена разработка модели коррекции движения ракеты с применением оптимального фильтра Калмана для оценки инструментальных ошибок блока командных приборов. Кроме того, в работе произведён обзор и анализ патентов аналогичных решений этой проблемы. Также сделан анализ погрешностей, действующих на систему, выведены функции влияния инструментальных погрешностей на кажущиеся параметры движения, после чего произведён переход от ошибок кажущегося ускорения к ошибкам в координатах и составляющих скорости центра масс. После этого создана модель системы в MatLab, там же произведено моделирование фильтра Калмана и разработана модель коррекции движения ракеты. Получены и проанализированы результаты коррекции движения с применение и без применения фильтра Калмана.
Результаты моделирования показали, что применение фильтра Калмана при спутниковой коррекции для оценки одной группы ошибок может увеличить точность системы на 100%, при введении двух групп ошибок на 98%, при введении пяти групп ошибок точность увеличивается на 90%, при введении 10 групп ошибок на 80%, в рассмотренной модели. Отсюда можно сделать вывод, что с увеличение размерности вектора ошибок общая погрешность системы увеличивается, но при этом остаётся значительно ниже, чем точность после коррекции без учёта ошибок.
Задачу можно рассматривать как длиннопериодическую, в неё входит вычисление функций влияния и работы оптимального фильтра Калмана, для всех этих процессов вычислительной мощности вычислительного устройства ракеты- носителя хватает. К тому же подобные алгоритмы работают на других космических объектах.
