Динамическое проектирование системы управления движением и навигации малых космических аппаратов дистанционного зондирования Земли с аппаратурой кадровой съемки тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.09, кандидат наук Розин Петр Евгеньевич

• Розин Петр Евгеньевич
• кандидат наук
• 2017

Оглавление диссертации кандидат наук Розин Петр Евгеньевич

Список сокращений

Введение

Глава 1 Приборный состав, логика функционирования и алгоритмы системы управления движением и навигации малого КА ДЗЗ с аппаратурой кадровой съёмки

1.1 Требования, предъявляемые к СУДН малого КА ДЗЗ

1.2 Анализ возмущающих моментов и динамических требований

1.3 Приборный состав малого КА ДЗЗ

1.4 Анализ засветки звёздных датчиков КА на различных орбитах функционирования

1.5 Бортовая цифровая вычислительная машина малого КА ДЗЗ и организация вычислительного процесса

1.6 Логика работы системы управления движением и навигацией в режиме трёхосной ориентации аппарата

1.7 Алгоритм приведения КА в ориентацию с заданным значением вектора угловой скорости в конце разворота

1.8 Обработка данных двух звёздных датчиков с минимизацией квадрата ошибки

1.9 Задача определения ориентации осей ГИВУС относительно звёздного датчика в полёте

1.10 Режим демпфирования угловых скоростей

1.11 Алгоритм разгрузки кинетического момента двигателей-маховиков

1.12 Бортовое баллистико-навигационное обеспечение

1.12.1 Программная ориентация дежурного режима КА ДЗЗ

1.12.2 Высокоточная локальная и автономная модели орбитального движения

Глава 2 Математические модели приборов системы ориентации и стабилизации малого КА ДЗЗ

2

2.1 Математическая модель датчика угловых скоростей

2.2 Математическая модель магнитометра

2.3 Математическая модель звёздного датчика

2.4 Математическая модель СР8/ГЛОНАСС-приёмника

2.5 Математическая модель двигателей-маховиков

2.6 Математическая модель магнитных исполнительных органов

Глава 3 Цифровой моделирующий комплекс стенда отработки системы управления движением и навигации малого КА ДЗЗ

3.1 Модель возмущённого орбитального движения КА и магнитного поля Земли

3.2 Уравнения управляемого вращательного движения КА с двигателями-маховиками

3.3 Модель внешних возмущающих моментов

3.4 Программное обеспечение цифрового моделирующего комплекса

3.5 Отработка режима демпфирования остаточных угловых скоростей малого КА ДЗЗ средствами ЦМК

3.6 Отработка режима трёхосной ориентации малого КА ДЗЗ средствами ЦМК

Заключение

Список использованных источников

Список сокращений

АЦП аналогово-цифровой преобразователь

БКУ бортовой комплекс управления

БПО бортовое программное обеспечение

БЦВМ бортовая цифровая вычислительная машина

БИТВ бортовая шкала времени

ГИС геоинформационная система

ГИВУС гироскопический измеритель вектора угловой скорости

ГСК гринвичская система координат

ГЭСК геоцентрическая экваториальная система координат

ДМ двигатель-маховик

ДЗЗ дистанционное зондирование Земли

ЗД звёздный датчик

КА космический аппарат

МИО магнитные исполнительные органы

МЕМС микроэлектромеханические системы

Н1Ш научно-производственное предприятие

НШС нештатная ситуация

ОСК орбитальная система координат

ОС операционная система

ОЗУ оперативное запоминающее устройство

ПД пропорционально-дифференциальный

ПИД пропорционально-интегро-дифференциальный

ПО программное обеспечение

СК система координат

ССК связанная система координат

СУДН система управления движением и навигации

СОиС система ориентации и стабилизации

СКО среднеквадратичное отклонение

ССО солнечно-синхронная орбита

ТМИ телеметрическая информация

ЦМК цифровой моделирующий комплекс

ARW Angular Random Walk

API application programming interface

ICRF International Celestial Reference Frame

FFT Fast Fourier Transform

UDP User Datagram Protocol

PSD Power Spectral Density

MIPS million instructions per second

WGS-84 World Geodetic System

Введение

За последние годы наметился устойчивый рост рынка спутниковых снимков дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), используемых коммерческими фирмами. Коммерческие потребители обратили внимание на преимущества, которые может дать космическая съёмка и стали активно применять продукты съёмки Земли и основанные на них геоинформационные системы (ГИС). При этом коммерчески выгодными становятся группировки, состоящие из малых КА ДЗЗ ввиду их низкой стоимости.

Современная элементная база позволяет создавать малые КА высокого (более 2 м) разрешения, что в свою очередь позволяет использовать снимки с малых КА во многих областях хозяйственной деятельности.

Примерами интереса в России к малым КА ДЗЗ являются рассматриваемыми в [5] и [6] аппараты. Кроме того, ведется создание следующих аппаратов стандарта CubeSat:

1) космические аппараты «МКА-Н» - изготавливаемые в ООО «НПП ДАУРИЯ» по заказу Роскосмоса малые аппараты ДЗЗ с пространственным разрешением получаемых снимков ~22 м;

2) космический аппарат «Аурига» - изготавливаемый в ООО «Даурия -спутниковые технологии» при поддержке Фонда развития Центра разработки и коммерциализации новых технологий обществу малый аппарат ДЗЗ с пространственным разрешением получаемых снимков ~2,5 метра;

Масса малого космического аппарата ДЗЗ «Аурига» составляет 23 кг. Габариты (с закрытой крышкой оптической системы) - 450*247*247 мм.

Создание российскими предприятиями аппаратов такого класса определяет актуальность динамического проектирования системы управления движением и навигации (СУДН) малых космических аппаратов дистанционного зондирования Земли.

Рисунок В.1 - Общий вид малого КА ДЗЗ «Аурига»

Рисунок В.2 - Устройство малого КА ДЗЗ «Аурига»

При динамическом проектирования СУДН малых КА ДЗЗ необходимо осуществить решение следующих задач:

1) выбрать приборный состав СУДН малого КА ДЗЗ на основе существующих малогабаритных измерительных приборов и исполнительных органов;

2) провести анализ необходимого и достаточного количества режимов СУДН, обеспечивающих решение целевой задачи;

3) разработать алгоритмы и бортовое программное обеспечение СУДН с учётом особенностей применяемого бортового вычислительного комплекса и приборного состава;

4) разработать математические модели применяемых в составе КА современных малоразмерных измерительных приборов и исполнительных органов;

5) определить набор математических моделей, описывающих внешнюю среду функционирования КА и его управляемое вращательное движение. Разработать архитектуру и программное обеспечение цифрового моделирующего комплекса (который включает имитацию работы приборов), используемое в составе стенда КА, с целью отработки бортовой задачи СУДН КА и подтверждения точностных характеристик.

Подтверждением корректности выбора облика СУДН является

математическое моделирование управляемого движения КА, согласно с

определённой логикой работы, с отработкой замкнутого контура управления

средствами БЦВМ-ЦМК, и подтверждение точностных характеристик.

Целью работы является динамическое проектирование системы

управления движением и навигации малых космических аппаратов

дистанционного зондирования Земли.

Объектами исследования являются: малоразмерный космический

аппарат КА ДЗЗ, его система управления движением и навигации (её

приборный состав и программно-алгоритмическое обеспечение) и цифровой

8

моделирующий комплекс для отработки бортового программного обеспечения СУДН.

Предметами исследования являются: математические модели современных малогабаритных измерительных приборов и исполнительных органов, бортовые алгоритмы системы ориентации и стабилизации КА ДЗЗ, программно-алгоритмическое обеспечение цифрового моделирующего комплекса.

Метод проведения исследования

Применяемые для исследования методы относятся к численным методам, методам теории автоматического управления, статистической обработки, фильтрации информации, линейной алгебры и аналитической геометрии, алгебры кватернионов.

Достоверность полученных результатов

Достоверность получаемых результатов подтверждается использованием при решении задач фундаментальных научно-технических подходов и методов их решения. Результаты моделирования многократно обсуждались и получили положительную экспертную оценку специалистов.

Научная новизна и практическая значимость

Научная новизна состоит в:

1) разработке математической модели системы управления движением и навигации малого космического аппарата;

2) разработке алгоритмов, логики работы и бортового программного обеспечения СУДН с учётом особенностей применяемого бортового вычислительного комплекса и приборного состава;

3) определении набора математических моделей, описывающих внешнюю среду функционирования КА и его управляемое вращательное движение;

4) разработке архитектуры и программного обеспечения цифрового моделирующего комплекса, используемого в составе стенда КА, с

целью отработки бортовой задачи СУДН КА.

9

Практическая значимость результатов диссертационной работы заключается в использовании разработанной методики динамического проектирования системы управления и навигации при создании малого КА ДЗЗ «Аурига».

Внедрение результатов диссертационной работы

Результаты диссертационной работы были использованы проектах: «Фобос-Грунт», «Кубсат-Нано», «Аурига», «DX-1» и легли в основу при разработке СУДН, а также программно-алгоритмического обеспечения комплексных стендов КА. Кроме того, результаты были использованы в учебном процессе кафедры № 604 «Системный анализ и управление» МАИ.

Получены акты о внедрении результатов в ООО «Даурия -спутниковые технологии», ООО «НПП ДАУРИЯ» и кафедры №604 «Системный анализ и управление» МАИ.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Динамическое проектирование системы управления движением и навигации малых космических аппаратов дистанционного зондирования Земли с аппаратурой кадровой съемки»

Апробация работы

Основные результаты работы содержатся в четырёх научных статьях, опубликованных в научных журналах, входящих в перечень рецензируемых научных изданий высшей аттестационной комиссии ВАК, материалах эскизного проекта малого КА «Аурига», прошедшего экспертизу научного совета фонда «Сколково».

В феврале 2017 года отправлена заявка на получение патента «Космический аппарат дистанционного зондирования Земли микро класса», при разработке и создании которого применялась разработанная в данной работе методика.

Получены свидетельства о государственной регистрации программ для ЭВМ (правообладатель ООО «Даурия - спутниковые технологии»»):

1) разработчики: Архангельский Р. Н., Розин П. Е., Янин А. А., Порошин А.Л. «Бортовое программное обеспечение», № 2017614075;

2) разработчики: Розин П. Е. «Программа комплексного стенда для испытаний», № 2017614074.

Данное программное обеспечение непосредственно содержит результаты, полученные в ходе диссертационной работы.

Результаты, изложенные в работе, докладывались и получили одобрение на научно технических конференциях:

1. Розин П.Е., «Система управления движением и навигацией. Проект ИКИ-01», тезисы международной научно-технической конференции «Академический микроспутник «Чибис-М». Результаты, уроки, перспективы», Москва, 2014.

2. Розин П.Е., Зайко Ю.К., Беляев Б.Б. «Система ориентации и стабилизации малого космического аппарата ДЗЗ «Аурига», тезисы международной конференции «Системный анализ, управление и навигация», Евпатория, 2015.

Основные научные положения, выносимые на защиту

1) Алгоритм демпфирования остаточных угловых скоростей после отделения от разгонного блока с использованием пяти магнитных катушек, учитывающий температурную компенсацию изменения располагаемого момента и нештатные ситуации, связанные с работой микроконтроллеров управления магнитным моментом.

2) Алгоритм трёхосной ориентации КА, обеспечивающий функционирование аппарата на всех этапах работы целевой аппаратуры: орбитальная ориентация, передача целевой информации, ориентация дежурного режима, программные развороты.

3) Логика работы бортовых задач СУДН с учётом особенностей применяемого бортового вычислительного комплекса и приборного состава.

4) Архитектура и алгоритмы работы цифрового моделирующего комплекса, предназначенного для отработки бортовой задачи СУДН КА и подтверждения точностных характеристик.

Первая глава работы посвящена приборному составу, логике функционирования и алгоритмам СУДН КА ДЗЗ с аппаратурой кадровой съёмки. Проведён анализ условий функционирования КА ДЗЗ на солнечно-синхронных орбитах, оценке возмущающих моментов и разработке алгоритмов и логики функционирования СУДН. На основании анализа условий функционирования и особенностей компоновки КА обоснован выбор исполнительных органов СУДН КА и их характеристик, а также режимов функционирования. Предложен необходимый набор алгоритмов и логика функционирования бортовой задачи СУДН КА ДЗЗ с аппаратурой кадровой съёмки (с разбиением на две подзадачи - ориентации и стабилизации и баллистико-навигационного обеспечения).

Во второй главе рассмотрена разработка математических моделей современных измерительных приборов и исполнительных органов СУДН малых КА: датчика угловых скоростей (и интегрирующего гироскопа на базе такого датчика), звёздного датчика, магнитометра и двигателей-маховиков.

Третья глава посвящена цифровому моделирующему комплексу (ЦМК), предназначенному для отработки СУДН. Разработана архитектура ЦМК, определён состав задач, используемых моделей, логики функционирования и принципа взаимодействия с бортовой задачей СУДН. Представлены результаты отработки СУДН КА «Аурига» с применением разработанного бортового программного обеспечения и ЦМК, проведён анализ полученных точностных характеристик.

Глава 1 Приборный состав, логика функционирования и алгоритмы системы управления движением и навигации малого КА ДЗЗ с аппаратурой кадровой съёмки

Условно КА ДЗЗ с аппаратурой, работающей в видимом диапазоне длин волн, можно разделить на аппараты с аппаратурой кадровой съёмки и сканирующей аппаратурой. Алгоритмы СУДН для этих двух видов аппаратов отличны ввиду особенностей функционирования целевой аппаратуры. В данной работе рассматриваются аппараты ДЗЗ с аппаратурой кадровой съёмки.

При определении облика системы управления движением и навигации малых КА ДЗЗ требуется определить её динамические свойства. С этой целью необходимо исследовать ряд вопросов, перечисленных ниже.

1. Анализ функциональных и точностных требований, которые предъявляются к СУДН. На данном этапе определяются требования по точности, скорости разворотов, по режимам ориентации, которые обеспечат решение целевой задачи КА и обеспечат его функционирование на всех этапах полёта. Как правило, основные требования диктуются со стороны оптической полезной нагрузки. Однако в ряде случаев требования могут формироваться и со стороны вспомогательных приборов, таких как бортовой радиокомплекс передачи целевой информации, с входящей в его состав антенны с узкой диаграммой направленности.

2. Анализ условий функционирования КА на целевой орбите и выбор приборного состава СУДН. При исследовании этих вопросов исследуется орбита функционирования КА ДЗЗ, которая для малых аппаратов, как правило, определяется со стороны основного аппарата, совместно с которым осуществляется выведение на целевую орбиту. Проводится анализ внешних возмущающих сил и моментов, действующих на КА, проводится выбор приборного

состава и оцениваются ограничения на его функционирование. К таким ограничениям относится засветка оптических приборов Солнцем и попадание Земли в их поле зрения.

3. Определение логики функционирования системы управления движением и навигации, а также разработку бортовых алгоритмов СУДН для решения задачи ориентации и стабилизации на всех участках полёта. Под логикой функционирования понимается последовательность операций (фактически последовательность применения алгоритмов, задание входных и выходных параметров) для выполнения целевой задачи КА на том или ином этапе функционирования.

4. Разработка и реализация в составе бортового цифрового вычислительного комплекса (БЦВМ) определённого в п. 3 набора алгоритмов.

5. Подтверждение точностных и динамических показателей СУДН. Для этих целей применяется математическое моделирование, и его заключительным этапом является создание цифрового моделирующего комплекса, включающего в себя модели приборов СУДН, модель внешней среды функционирования КА, набора уравнений, описывающих вращательное и орбитальное движение. Средствами данного комплекса осуществляется моделирование работы задачи СУДН непосредственно в составе бортового вычислительного комплекса.

1.1 Требования, предъявляемые к СУДН малого КА ДЗЗ

При проектировании СУДН малых КА ДЗЗ прежде всего требуется исследовать ограничения. Эти ограничения являются как техническими, так и экономическими. В данной работе рассматривается СУДН КА с аппаратурой кадровой съёмки, работа которой отличается от сканирующей аппаратуры с ПЗС- или TDI-линейкой. К техническим ограничениям также

относятся: неизбежная плотность компоновки малого КА, которая может не позволять размещение желаемого набора приборов; необходимость размещения аппарата внутри транспортно-пускового контейнера, что исключает возможность установки приборов на внешней стороне КА.

Экономическим фактором является необходимость создания дешёвого аппарата. Эта необходимость справедлива для любых КА, но для малоразмерных аппаратов - это принципиальное требование, поскольку именно с целью экономии они и создаются. Кроме того, большинство малых КА в мире разрабатываются коммерческими фирмами, политика ценообразования в которых существенно отличается от государственных предприятий. Так возникает необходимость применять готовые комплектующие, зачастую разработанные для применения на поверхности Земли. При этом требуется проводить необходимые испытания и квалифицировать приборы для применения в космическом пространстве. При трудоёмкости и больших затратах на проведение таких испытаний зачастую обходятся только расчётами.

Задачи, решаемые СУДН, в первую очередь должны обеспечивать работоспособность целевой аппаратуры. Для КА ДЗЗ целевая аппаратура (или полезная нагрузка) предъявляет требования по точности к ориентации и стабилизации в процессе выполнения целевой задачи.

На КА «Аурига» полезная нагрузка комбинированная, состоящая из непосредственно камеры ДЗЗ и передатчика целевой информации Ка-диапазона, который имеет в своём составе рупорную антенну. Эту антенну требуется наводить на наземную станцию приёма с заданными показателями точности.

Для дистанционного зондирования Земли необходимо обеспечить

трёхосную ориентацию аппарата. В качестве исполнительных органов

фактически безальтернативно применение двигателей-маховиков или

гиродинов. При этом среди выпускаемых малоразмерных механических

исполнительных органов преобладают двигатели-маховики. Их применение

15

предпочтительнее, поскольку, во-первых, они позволяют полностью решить целевую задачу, а кроме того имеют лётную квалификацию. Алгоритм управления КА с двигателями-маховиками проще, чем с гиродинами за счёт отсутствия особых состояний системы.

К сожалению, плотность компоновки и дороговизна двигателей-маховиков не позволила применить в составе КА "Аурига" резервирование, когда устанавливаются четыре или более двигателей-маховиков. Поэтому в составе аппарата применяются три двигателя-маховика с подтверждённой лётной квалификацией.

Способность определения и поддержания трёхосной ориентации

является необходимым условиям функционирования целевой аппаратуры

съёмки. Определить ориентацию можно различными способами, например

комбинацией приборов: инфракрасный датчик местной вертикали и

солнечный датчик. Информация от этих датчиков дополняется данными

навигационной системы. Однако наиболее высокая точность обеспечивается

применением звёздных датчиков. Кроме того, данное решение для малых КА

является наименее громоздким. Звёздные датчики, являясь оптическим

прибором, накладывают ограничения на своё применение в составе СУДН.

Как правило, все малогабаритные звёздные датчики являются

широкоугольными камерами с полем зрения около 20 градусов. При этом

необходимость их миниатюризации накладывает существенные ограничение

на размер бленды, которая применяется для исключения засветки оптической

части прибора со стороны Солнца и Земли. Большой угловой размер Земли с

орбиты функционирования КА, малые габариты защитной бленды,

фактически приводят к недоступности половины небесной сферы для

определения ориентации. Необходимость поддержания орбитальной

ориентации в процессе съёмки, возможные сбои в работе, приводят к

необходимости установки как минимум двух приборов данного типа для

надёжного определения параметров ориентации. Тем не менее, даже два

прибора не позволяют решить задачу определения ориентации на всех этапах

16

функционирования аппарата. Во-первых, во время программных разворотов из одной ориентации в другую достаточно тяжело обеспечить непопадание Земли или Солнца в поле зрения приборов. Во-вторых, угловые скорости, развиваемые КА во время передачи целевой информации, могут приводить к сбоям в поступлении информации со звёздных датчиков. Поэтому, для обеспечения надёжного знания ориентации данный тип приборов дополняется микромеханическим датчиком угловых скоростей, или интегрирующим гироскопом на базе данного датчика.

К сожалению, современные микромеханические гироскопы, обладая низкой массой, габаритами и энергопотреблением, имеют очень плохие точностные характеристики. Например, современный МЕМС-гироскоп массой в несколько грамм, имеет шумовую составляющую сигнала около одной угловой минуты в секунду, в то время как гироскоп массой 10 кг точнее в несколько тысяч раз. Высокий уровень шумовой составляющей измерений при интегрировании информации с такого прибора довольно быстро приводит к случайному уходу ориентации аппарата от требуемой. Влияние тепловых факторов на нестабильность характеристик прибора также не является его преимуществом. В конечном счёте, применение гироскопических измерителей на базе микромеханических гироскопов, становится целесообразным только на коротких интервалах времени -порядка нескольких десятков минут. Тем не менее, этого достаточно для проведения сеанса передачи целевой информации, поскольку сеансы связи для КА на ССО орбите высотой 600 км не превышают ~10 минут. Этого времени также достаточно для обеспечения стабилизации аппарата в случае кратковременных сбоев в поступлении информации со звёздных датчиков. При работе звёздных датчиков должна непрерывно идти астрокоррекция дрейфа гироскопического измерителя, с целью поддержания его готовности к работе в любой момент времени.

Известно, что функционирующим в составе КА двигателям-маховикам

периодически нужна разгрузка. Для низких околоземных орбит

17

целесообразно использовать для этой цели магнитные исполнительные органы, которые работают на электричестве - восполняемом на борту КА виде энергии, в отличие от топлива (если для разгрузки использовать реактивные двигатели малой тяги). Поскольку двигатели-маховики имеют ограниченный запас кинетического момента и являются одними из самых энергопотребляющих служебных приборов КА, их применение в качестве исполнительных органов СУДН для демпфирования остаточных угловых скоростей после отделения и в аварийных ситуациях нецелесообразно. Для всех этих режимов управления КА также подходят магнитные исполнительные органы. Важными характеристиками магнитных исполнительных органов является применяемый вид сердечника (металлический или воздушный), а также расположение. При производстве магнитных исполнительных органов применяют медь, которая меняет свои проводящие свойства при воздействии различных температур. Поэтому, если магнитные исполнительные органы будут располагаться вне термостабилизированного места, для корректного расчёта магнитного момента, создаваемого отдельно взятой катушкой, потребуется использовать либо специальный контроллер, обеспечивающий компенсацию соответствующего изменения сопротивления в катушке, либо (при управлении через широтно-импульсную модуляцию) потребуется привлечение данных термодатчиков. В составе КА «Аурига» экономически целесообразным было принято использование магнитных катушек, функционально входящих в состав солнечных панелей. Такое размещение повлекло максимальную нестабильность температуры и потребовало дополнительного исследования вопросов формирования управляющих сигналов на магнитные исполнительные органы со стороны БЦВМ, а также к разработке соответствующих алгоритмов.

Естественно, для формирования магнитного момента необходимо

знание текущего вектора магнитной индукции Земли в проекции на оси

связанной с КА системы координат. Поэтому, в состав КА «Аурига» входят

18

также магнитометры (функционально входящие в состав солнечных панелей). Для обеспечения управления КА «Аурига» достаточно одного трёхосного магнитометра. Ввиду малых размеров современных магнитометров и их низкой стоимости, оснащение магнитометром каждой из солнечной панелей обеспечивает дополнительное резервирование.

Для упрощения конструкции малых КА и повышения надёжности, нецелесообразно использование раскрывающихся выносных элементов конструкции для установки магнитометра. Поэтому данные приборы размещаются на корпусе КА и разрабатываемые алгоритмы должны учитывать тот факт, что при работе магнитных исполнительных органов работа магнитометров невозможна.

Для малоразмерного аппарата, обладающего малой тепловой инерционностью (что выражается в быстром охлаждении при входе в тень и быстром нагреве при выходе из тени) с солнечными панелями (расположенными как показано на рис. В.1), не является необходимым режим построения и поддержания солнечной ориентации (естественно, при положительном энергобалансе неориентированного полёта, когда не решается целевая задача). Обеспечивая энергоприток и тепловой режим, демпфирование угловых скоростей без поддержания какой-либо ориентации является хорошей и простой в реализации альтернативой солнечной ориентации, не требующей дополнительной установки солнечных датчиков.

Для обеспечения геопривязки снимков с разрешением ~2 метра

необходимо точное знание орбитального положения КА ДЗЗ во время

съёмки. Это же требование исходит от применения в составе аппарата

бортового передатчика Ка-диапазона. Диаграмма направленности наземных

средств приёма информации в Ка-диапазоне не превышает 0.1-1 угловой

минуты. Несмотря на автопоиск и автосопровождение КА во время сеанса

связи со стороны наземной станции, критически важной составляющей КА

является применение в его составе GPS/ГЛОНАСС-приёмника. Современные

приборы такого типа успешно работают на орбитах порядка 600 км и

19

обеспечивают надёжное измерение параметров орбитального движения КА с точностями порядка 10-20 м для единичного измерения. Кроме того, применение бортового GPS/ГЛОНАСС-приёмника автоматически обеспечивает решение ещё одной критически важной задачи - обеспечение точной и стабильной бортовой шкалы времени. Эта задача, напрямую не являющаяся задачей СУДН, тем не менее может существенно влиять на точностные характеристики. Непрерывно функционирующий GPS/ГЛОНАСС-приёмник в составе КА «Аурига» обеспечивает точность установки времени не хуже 1 мс, что является приемлемым значением с точки зрения СУДН.

Как правило, все малые КА ДЗЗ выводятся на орбиту функционирования попутным пуском. Эта особенность определяет расположение солнечных панелей КА, которые устанавливаются вокруг всей конструкции. В случае КА «Аурига» этим обусловлен также угол раскрытия защитной крышки камеры, который составляет 45 градусов.

КА «Аурига» имеет всего один раскрывающийся элемент конструкции - защитную крышку камеры ДЗЗ. При этом система раскрытия спроектирована таким образом, что частота первого тона упругих колебаний конструкции составляет более 40 Гц.

На рисунке 1. 1 схематично показано расположение осей связанной системы координат КА «Аурига». Базовая система координат КА «Аурига» материализуется посадочным местом звёздного датчика № 1, при этом ось 2 звёздного датчика совпадает по направлению c осью -У КА, ось У совпадает по направлению с осью X КА, ось X совпадает по направлению с осью 2 КА. Оси связанной системы координат направлены согласно одноимённым осям базовой системы координат, но центр располагается в центре масс аппарата.

г

Рисунок 1.1 - Оси связанной системы координат КА «Аурига»

Масса малого космического аппарата ДЗЗ «Аурига» составляет 23 кг. Габариты (с закрытой крышкой оптической системы) - 450*247*247 мм. Главные центральные моменты инерции: Зхх = 0.51, = 0.52, 322 = 0.34 кг м . Центробежные моменты инерции малы и при расчётах ими можно пренебречь.

Требования по точности на этапе съёмки:

- точность ориентации осей оптической полезной нагрузки ±3';

- требования по максимальной скорости изменения стабилизационных отклонений относительно орбитальной ориентации менее 20'/о;

- максимальное стабилизационное отклонение относительно орбитальной ориентации ± 6'.

Требования по точности на этапе передачи целевой информации:

точность ориентации оптической оси рупорной антенны - не хуже ±1°;

максимальное стабилизационное отклонение ±2°. Требования по скорости

изменения стабилизационных отклонений не предъявляются.

Под термином «точность ориентации» понимается точность

ориентации осей КА при идеальной стабилизации. Таким образом, точность

21

ориентации складывается из точности взаимной увязки осей оптической полезной нагрузки (или рупорной антенны) и точности программы ориентации. Под термином «максимальное стабилизационное отклонение» понимается предельная величина, на которую может отклониться аппарат от заданной ориентации. При этом скорость изменения внутри допустимой величины задаётся отдельным параметром.

С учётом отсутствия необходимости солнечной ориентации (поскольку в неориентированном полёте сохраняется положительный энергобаланс) бортовое программное обеспечение СУДН малого КА ДЗЗ базируется на двух алгоритмах, обеспечивающих требуемую ориентацию аппарата:

1) алгоритм демпфирования угловых скоростей;

2) алгоритм трёхосной ориентации КА.

а также двух алгоритмах прогноза орбитального движения:

1) высокоточная локальная модель, обеспечивающая обработку данных GPS/ГЛОНАСС-приёмника в реальном масштабе времени;

2) автономная модель орбитального движения.

В дальнейшем в работе рассмотрим логику построения и алгоритмы управления КА в данных двух режимах.

1.2 Анализ возмущающих моментов и динамических требований

При функционировании на орбите Земли на КА действуют возмущающие силы и моменты. С точки зрения управления угловым движением КА, для обоснованного выбора исполнительных приборов, требуется провести анализ возмущающих моментов.

Основными возмущающими моментами на низкой околоземной орбите являются:

- момент от силы светового давления;

- гравитационный возмущающий момент;

- момент силы атмосферного сопротивления;

- магнитный возмущающий момент.

Из всех вышеперечисленных возмущающих моментов самым неопределённым является магнитный возмущающий момент. Величина этого возмущающего момента напрямую зависит от магнитных свойств материалов, применяемых в составе конструкции КА, а также от собственных магнитных моментов различных приборов, входящих в состав аппарата. Одним из способов определения данного вида возмущений, который применён в данной работе, является статистическая оценка, базирующаяся на сведениях о собственных магнитных моментах других КА.

Расчёт величины возмущающего момента от силы светового давления проводится по следующему соотношению [28]:

Ф

М5 = — • А5( 1 + д)(ср3 — ст) с о б(р),

где:

Ф - постоянная Солнца, для земной орбиты Ф = 1 3 67 В т / м 2; о - скорость света, ;

- освещаемая площадь поверхности КА;

q - коэффициент отражающей способности поверхности КА;

координаты центра приложения силы давления; ст — координаты центра масс.

Расчёт величины возмущающего аэродинамического момента проводится по следующему соотношению [28]:

1 _

Ма = 2 • РАгСа(сРа — ст)]/2 ,

где:

- плотность атмосферы, ;

- коэффициент аэродинамического сопротивления;

- площадь миделя, ;

V - орбитальная скорость движения КА, м/с;

координаты центра приложения силы давления;

координаты центра масс. Расчёт величины возмущающего магнитного момента проводится по следующему соотношению:

(Ы \

где:

- магнитный диполь КА, ;

- магнитная постоянная Земли;

- расстояние от центра Земли до КА;

- коэффициент магнитного усиления (от 1 для экваториальной орбиты до 2 для полярной).

Расчёт величины возмущающего гравитационного момента проводится по следующему соотношению [28]:

М9=^11г~1у15 1 П( 2 0 )'

где:

- гравитационный момент; 0 - угол между осью 2 и местной вертикалью;

- расстояние от центра Земли до КА;

- гравитационный параметр Земли, .

Предельные значения возмущающих моментов, действующих на КА в полёте, представлены в таблице 1.1.

Таблица 1.1 - Внешние возмущающие моменты КА «Аурига»

Вид возмущения Максимальное значение модуля вектора, Нм

м5 5.2 х Ю-8

Ма 3.6 х Ю-8

мт 2.4 х 1(Г7

3 х 1(Г7

Тогда, М^ « 1 х 1 0 " 6 Нм.

Следует отметить, что указанная величина суммарного возмущающего момента получена для принятого модуля собственного магнитного момента КА равного 0.1 Ам . Очевидно, что направление данного магнитного момента при функционировании аппарата распределено по некоторому эллипсу и не может реализоваться данной величиной в единственном направлении. Из-за неопределённости распределения направлений источников магнитного момента, при проектировании СУДН КА предлагается принять наихудший вариант, когда данная величина направлена вдоль какой-либо из осей аппарата.

В этом случае, для нужд управления располагаемый магнитный управляющий момент, развиваемый магнитными исполнительными органами КА, должен быть приблизительно в три раза больше возмущающего.

В составе КА «Аурига» функционируют пять магнитных катушек, которые обеспечивают демпфирование остаточных угловых скоростей КА после отделения от РБ, а так же разгрузку двигателей-маховиков. Магнитные моменты панелей +Х, +У, -X, -У равны 0.271 Ам , магнитный момент панели -2 равен 0.285 Ам2. Таким образом суммарный управляющий момент, развиваемый магнитными катушками, составляет: по осям ±Х- 0.542 Ам , по осям ±У - 0.542 Ам2, по оси -2 - 0.285 Ам2.

При выборе двигателей-маховиков (ДМ) нужно вначале определиться с

их количеством. Для случая с резервированием целесообразно использовать

в составе КА четыре ДМ, устанавливаемых по схеме «несимметричная

пирамида». При такой установке ДМ требуется осуществить выбор углов

отклонения оси вращения каждого из приборов относительно связанной

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Розин Петр Евгеньевич, 2017 год

Список использованных источников

1. Розин П.Е. Система ориентации и стабилизации малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли «Аурига» // Труды МАИ, Выпуск №90, 2016.

2. Беляев Б.Б., Добрица Б.Т., Розин П.Е. Метод повышения точности оценки вектора состояния при управлении угловым движением космического аппарата в режиме стабилизации // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2013. № 5. С. 11-15.

3. Мишин А.Ю., Кирюшин Е.Ю., Обухов А.И., Гурлов Д.В. Малогабаритная комплексная навигационная система на микромеханических датчиках // Труды МАИ, Выпуск №70

4. Космический комплекс «Аурига» - Проект космического аппарата // ДСПТ.201300.001 ПЗ11, 2015.

5. Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Шахматов Е.В., Ткаченко С.И., Салмин В.В, Семкин Н.Д., Ткаченко И.С., Горячкин О.В. Опытно-технологический малый космический аппарат "АИСТ-2Д" // Самара. 2017. 323 с.

6. Зимин И.И., Валов М.В. Разработка малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли // Труды МАИ, Выпуск № 81

7. Иванов Д.С., Карпенко С.О., Овчинников М.Ю. Алгоритм оценки параметров ориентации малого космического аппарата с использованием фильтра Калмана // Препринты ИПМ им. М.В. Келдыша, 2009. № 48., URL: http://library.keldysh.ru/preprint.asp? id=2009-48

8. Бахвалов Н.С., Жидков Н.П., Кобельков Г.М. Численные методы. - М. 2003 г., 630 с.

9. Dam E.B., Koch M., Lillholm M. Quaternions, Interpolation and Animation. Technical Report DIKU-TR-98/5, Department of Computer Science, University of Copenhagen, Denmark, 1998.

10. Хейфец В.Н. Оптимальная обработка данных астроблоков. Технический отчёт ООО «Даурия - спутниковые технологии», август 2013.

11. Wahba G. Problem 65-1: A Least Squares Estimate of Spacecraft Attitude // SIAM Review.1965. 7 (3). Р. 409.

12. Markley F.L. Attitude Determination using Vector Observations and the Singular Value Decomposition // Journal of the Astronautical Sciences. 1988. V.38. Р. 245-258.

13. Press W.H., Teukolsky S.A., Vetterling W.T., Flannery B.P. 2.6 Singular Value Decomposition. Numerical Recipes in C. 2nd edition. Cambridge: Cambridge University Press, 2002. 925 р. ISBN 0-521-43108-5.

14. Розин П.Е., Кусова В.Р. Методика юстировки гироскопического измерителя вектора угловой скорости в полёте // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017. № 1. С.32-36.

15. Ковтуненко В.М. Динамика космических аппаратов с магнитными системами управления. - М.: Машиностроение, 1978.

16. Montenbruck O., Gill E. Satellite Orbits: Models, Methods, and Applications. - Berlin et al.: Springer, 2001. - XII p. + 369 p.

17. Хейфец В.Н. Алгоритмы автономного навигационного блока. Технический отчёт ООО «Даурия - спутниковые технологии», апрель 2015.

18. Хейфец В.Н. Алгоритм «Локальная модель» для спутников на солнечно-синхронных орбитах. Технический отчёт ООО «Даурия -спутниковые технологии», август 2015.

19. Хейфец В.Н. Бортовая автономная навигационная модель КА «DX-1». Технический отчёт ООО «НПП ДАУРИЯ», май 2013.

20. Woodman O.J. An introduction to inertial navigation. Technical report № 696. University of Cambridge, 2007.

21. Методика отработки бортового программного обеспечения системы ориентации и стабилизации малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли «Аурига» // Технический отчет ООО «Даурия - спутниковые технологии», 2016.

22. Телепнев П.П., Ефанов В.В., Кузнецов Д.А., Ермаков В.Ю. Анализ режимов работы космического аппарата «Спектр-Р» для различных алгоритмов управления приводом остронаправленной антенны // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2014. № 3. С. 100-103.

23. Беляев Б.Б., Ульяшин А.И., Ковалёв Ф.А. Система точного гидирования // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2014. № 5. С. 108113.

24. Standish E.M. JPL Planetary and Lunar ephemerides DE405/LE405. JPL Interoffice Memorandum IOM 312.F-98-048, Aug 26 1998.

25. Long A.C., Cappellari J.O., Velez C.E., Funch A.J. Mathematical Theory of the Goddard Trajectory Determination System. - Goddard Space Flight Center. FDD/552-89/001. Greenbelt Maryland, 1989.

26. Thebault E., Finlay C.C., Beggan C.D. et al. International Geomagnetic Reference Field: the 12th generation; Earth, Planets and Space. 2015. DOI 10.1186/s40623-015-0228-9.

27. Малышев В.В., Красильщиков М.Н., Бобронников В.Т., Нестеренко О.П., Федоров А.В. Спутниковые системы мониторинга. Анализ, синтез и управление - М.: Изд-во МАИ, 2000. - 568 с.

28. Wertz J.R., Everett D.F., Puschell J.J. Space Mission Engineering: The New SMAD. - Microcosm press, 2011, 3rd edition.

29. Игнатов А.И., Давыдов А.А., Сазонов В.В. Анализ динамических возможностей систем управления малым космическим аппаратом, построенных на базе двигателей-маховиков // Препринт № 47 ИПМ им. М.В. Келдыша РАН, 2005.

30. Иванов Д.С., Овчинников М.Ю., Ткачев С.С. Стенд КОСМОС для моделирования движения макетов системы управления микроспутников и обзор мировых аналогов // Препринт ИПМ № 138, Москва, 2016.

31. Карпенко С.О., Овчинников М.Ю. Лабораторный стенд для полунатурной отработки систем ориентации микро- и наноспутников // Препринт ИПМ № 38, Москва, 2008.

32. Овчинников М.Ю., Цветков Е.А. Проектирование имитатора геомагнитного поля в составе лабораторного стенда для отработки способов управления ориентацией микроспутников // Препринт ИПМ № 55, Москва, 2005.

33. Corpino S., Stesina F. Verification of a CubeSat via Hardware-in-the-Loop Simulation // IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 2014. Vol. 50, No. 4. P. 2807 - 2818. DOI: 10.1109/TAES.2014.130370

34. Quadrino M.K. Testing the Attitude Determination and Control of a CubeSat with Hardware-in-the-Loop. Master Thesis. Massachusetts Institute of Technology. 2014.

35. Bingham B., Weston C. System Level Hardware-in-the-Loop Testing for Cubesats. Utah State University, 2014.

36. https: //rt.wiki.kernel. org/index.php/CONFIG_PREEMPT_RT_Patch

37. http://www.4stud.info/rtos/lecture1.html