КОРЕКЦІЯ ВИМІРЮВАНЬ ОБЕРТАЛЬНОГО РУХУ РАКЕТИ КОСМІЧНОГО ПРИЗНАЧЕНИЯ БЕЗПЛАТФОРМНОЇ ІНЕРЦІАЛЬНОЇ НАВІГАЦІЙНОЇ СИСТЕМИ З ВИКОРИСТАННЯМ АСТРОНАВІГАЦІЙНОЇ СИСТЕМИ
DOI:
https://doi.org/10.15407/scine20.01.074Ключові слова:
ракета космічного призначення, безплатформна інерціальна навігаційна система, мікроелектромеханічні сенсори, астронавігаційна система, зірковий датчик, фільтр КалманАнотація
Вступ. Одним із завдань розробки безплатформних інерціальних навігаційних систем із мікроелектромеханічними сенсорами ракет космічного призначення є забезпечення жорстких вимог до точності визначення поступального й обертального руху, що гарантують вдале виконання місії виведення супутників.
Проблематика. Вплив широкого спектру випадкових збурень призводить до деградації параметрів руху безплатформної інерціальної навігаційної системи ракети космічного призначення, побудованої із застосуванням мікроелектромеханічних сенсорів. Одним із шляхів компенсації цієї деградації є комплексне застосування систем інерціальної
навігації та астронавігації.
Мета. Підвищення точності виведення супутника ракетою космічного призначення з використанням безплатформної інерціальної навігаційної системи з мікроелектромеханічними сенсорами через застосування астронавігаційної системи із зірковим датчиком.
Матеріали й методи. Розробка фільтра Калмана, що забезпечує комплексну обробку вимірювань параметрів обертального руху ракети безплатформною інерціальною навігаційною системою і зірковим датчиком. Статистичне моделювання польоту ракети космічного призначення в умовах дії різноманітних стохастичних збурень. Статистична обробка результатів моделювання. Аналіз ефективності запропонованого рішення.
Результати. Розроблено працездатну математичну модель корекції вимірювань параметрів обертального руху ракети космічного призначення з використанням фільтра Калмана. Перевірено її працездатність на прикладі запуску ракети космічного призначення на сонячно-синхронну орбіту висотою 700 км з використанням двоімпульсної схеми виведення. Показано, що використання запропонованого рішення дозволяє підвищити точність визначення кутової
орієнтації до 90 %, а також підвищити точність виведення супутника за висотою та нахиленням орбіти до 5 %.
Висновки. Запропоновану розробку можна застосувати для побудови навігаційних систем сучасних ракет космічного призначення.
Посилання
Rogers, R. M. (2003). Applied mathematics in integrated navigation systems. Reston.
Titterton, D. H., Weston, J. L. (2004). Strapdown inertial navigation technology. London. https://doi.org/10.1049/PBRA017E
Farrell, J. A. (2008). Aided navigation GPS with high rate sensors. The McGraw-Hill Companies.
Groves, P. D. (2008). Principles of GNSS, inertial, and multisensor integrated navigation systems. Artech House.
Design of control systems for objects of rocket and cosmetic equipment. T. 1. Design of launch vehicle control systems. (2012). Eds. Yu. S. Alekseeva, Yu. M. Zlatkina, V. S. Krivtsova, A. S. Kulika, V. I. Chumachenko. Kharkiv (in Russian).
Golubek, A. V., Filippenko, I. M., Tatarevskii, K. E. (2019). A priori estimation of satellite’s injection accuracy by modern launch vehicles with SINS: monograph. Dnipro [in Russian].
Zhao, C., Yang, Z., Cheng, X., Hu, J., Hou, X. (2022). SINS/GNSS integrated navigation system based on maximum versoria fi lter. Chinese Journal of Aeronautics, 35(8), 168–178. https://doi.org/10.1016/j.cja.2021.10.024.
Cánepa, V., Servidia, P., Giribet, J. (2022). Adaptive extended Kalman fi lter for integrated navigation in a satellite launch vehicle. 2022 IEEE Biennial Congress of Argentina (San Juan, Argentina). 1–8. https://doi.org/10.1109/ARGENCON55 245.2022.9939949.
Vandersteen, J., Bennani, S., Roux, C. (2017). Robust rocket navigation with sensor uncertainties: Vega launcher application. Journal of Spacecraft and Rockets, 55(1), 1—14. https://doi.org/10.2514/1.A33884.
Sreena, P. V., Thomas, T. (2017). Orbit injection error mitigation by time-diff erenced GPS carrier phase observablesaided inertial navigation. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference (January 2017).
Chen, K., Zhou, J., Shen, F.-Q., Sun, H.-Y., Fan, H. (2020). Hypersonic boost-glide vehicle strapdown inertial navigation system / global positioning system algorithm in a launch-centered earth-fi xed frame. Aerospace Science and Technology, 98, 105679. https://doi.org/10.1016/j.ast.2020.105679.
Falcon user’s guide. September 2021. URL: https://www.spacex.com/media/falcon-users-guide-2021-09.pdf (Last accessed: 24.05.2023).
Ariane 5 user’s manual. Iss. 5, rev. 1. July 2011. URL: https://www.arianespace.com/wp-content/uploads/2015/09/ Ariane5_users_manual_Issue5_July2011.pdf (Last accessed: 24.05.2023).
Cyclone-4 launch vehicle user’s guide. Iss. 1. October 2010. URL: https://www.mach5lowdown.com/wp-content/uploads/PUG/Cyclone-4-users-guide-2010-10.pdf (Last accessed: 24.05.2023).
Cyclone-4M SLS ABBREVIATED USER’S GUIDE. Ver. 2. May 2019. URL: https://www.maritimelaunch.com/sites/ default/fi les/UG_C4M%20abbreviated.pdf (Last accessed: 24.05.2023).
Vallverdú, D., Pou, C., Badenas, M., Diez, E. (2018). Application of a hybrid navigation system for an autonomous space air-launched vehicle. ERTS (January 2018). Toulouse, France.
Wang, D., Lv, H, An, X., Wu, J. (2018). A high-accuracy constrained SINS/CNS tight integrated navigation for highorbit automated transfer vehicles. Acta Astronautica, 151, 614—625. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2018.07.015.
Wang, D., Lv, H., Wu, J. (2017). A novel SINS/CNS integrated navigation method using model constraints for ballistic vehicle applications. The Journal of Navigation, 70(6), 1415—1437. https://doi.org/10.1017/S0373463317000418.
Zhu, J., Wang, X., Li, H., Che, H., Li, Q. (2018). A high-accuracy SINS/CNS integrated navigation scheme based on ove rall optimal correction. The Journal of Navigation, 71(6), 1567—1588. https://doi.org/10.1017/S0373463318000346.
Hou, B., He, Z., Li, D., Zhou, H., Wang, J. (2018). Maximum correntropy unscented Kalman fi lter for ballistic missile na vi gation system based on SINS/CNS deeply integrated mode. Sensors, 18(6), 1724. https://doi.org/10.3390/s18061724 .
Shi, C., Chen, X., Wang, J. (2023). A correcting accelerometer errors algorithm for SINS/CNS integrated system. Advances in Guidance, Navigation and Control, 845, 4651—4660. https://doi.org/10.1007/978-981-19-6613-2_451.
Gao, B., Li, W., Hu, G., Zhong, Y., Zhu, X. (2022). Mahalanobis distance-based fading cubature Kalman fi lter with augmented mechanism for hypersonic vehicle INS/CNS autonomous integration, Chinese Journal of Aeronautics, 35(5), 114— 128. https://doi.org/10.1016/j.cja.2021.08.035.
Gao, B., Hu, G., Zhong, Y., Zhu, X. (2022). Distributed state fusion using sparse-grid quadrature fi lter with application to INS/CNS/GNSS integration. IEEE Sensors Journal, 22(4), 3430—3441. https://doi.org/10.1109/JSEN.2021.3139641.
Zhang, L., Yang, H., Zhang, S., Cai, H., Qian, S. (2014). Strapdown stellar-inertial guidance system for launch vehicle. Aerospace Science and Technology, 33(1), 122—134. https://doi.org/10.1016/j.ast.2014.01.007.
Novykov, O., Tikhonov, V., Litvinov, V. Methods of analysis for launch vehicle injection accuracy: monograph. Vilnius.
Degtyarev, А. V., Degtyarev, M. A., Davydenko, S. A., Makarov, A. L., Snegirev, M. G., Sirenko, V. N., Tikhonov, V. L., Shek hovtsov, V. S. (2015). On the feasible development of gimballess control systems for launch vehicles using GPS satellite navigation equipment. Space Science and Technology, 21(6), 3—12 [in Russian]. https://doi.org/10.15407/knit2015.06.003
Chucha, Y., Tikhonov, V., Degtyareva, E., Sidorenko, S., Matviyenko, E., Lapko, A., Laylyuk, S. (2019). Performance evaluation of GINS built by MEMS technology, without and with the use of integration with SNS UE. The 7-th International conference “Space technologies: present and future” (21—24 May 2019, Dnipro). 132.
Golubek, A. V. (2020). A priori analysis of the injection accuracy of a launch vehicle into equatorial orbit. Adaptive Systems of Automatic Control, 2(37), 74—86.
Smyrnov, A. S., Golubek, A. V. (2021). Estimation of the infl uence of errors of the SINS constructed on MEMS components on the accuracy of positioning an ultra-light class rocket. Aerospace Technic and Technology, 5, 60—68. https://doi. org/10.32620/aktt.2021.5.08 [in Russian].
Smyrnov, A. S., Holubek, O. V. (2022). Impact analysis of MEMS-components errors of SINS on accuracy of satellite launch via ultralight launch vehicle. Journal of Rocket-Space Technology, 30(4), 57—65. https://doi.org/10.15421/452209 [in Ukrainian].
Lewis, F. L., Xie, L., Popa, D. (2008). Optimal and robust estimation with an introduction to stochastic control theory. CRC Press.
Igdalov, I. M., Kuchma, L. D., Poliakov, N. V., Sheptun, Yu. D. (2013). Dynamic problems of rockets and spaces stages: mo nograph. Dniepropetrovsk.
Model 1527 tactical-grade inertial MEMS surface mount accelerometer datasheet. Silicon Designs Inc. URL: https:// www.silicondesigns.com/_fi les/ugd/ 3fcdcf_55ec5e50f1314ea485456990cb7983c5.pdf (Last accessed: 24.05.2023).
ER-MG2-100 North-Seeking MEMS Gyro datasheet. Ericco Inertial System. URL: https://www.ericcointernational. com/wp-content/uploads/2021/09/ER-MG2-100-North-Seeking-MEMS-Gyroscope_20220708100631.pdf (Last accessed: 24.05.2023).
Star Tracker. URL: https://satsearch.s3.eu-central-1.amazonaws.com/datasheets/satsearch_datasheet_3nmqtj_tyspace_ star_tracker_sun_tracker_portfolio.pdf?X-Amz-Algorithm=AWS4-HMAC-SHA256&X-Amz-Credential=AKIAJLB7 IRZ54RAMS36Q%2F20230224%2Feu-central-1%2Fs3%2Faws4_request&X-Amz-Date=20230224T144654Z&XAmz-Expires=86400&X-Amz-Signature=11f419ff 9cbff b608e24f9b0f3d5934538248fb82000deae41ae469b75770541& X-Amz-SignedHeaders=host. (Last accessed: 24.05.2023).
##submission.downloads##
Опубліковано
Як цитувати
Номер
Розділ
Ліцензія
Авторське право (c) 2024 Положення про авторські права Автори, які публікуються у журналі «Наука та інновації», погоджуються на такі умови: Автори зберігають авторські права та надають журналу право першої публікації. Автори можуть вступати в окремі, додаткові договірні угоди для не ексклюзивного розповсюдження надрукованої у журналі «Наука та інновації» версії своєї роботи (статті) (наприклад, розмістити її в інституційному сховищі або опублікувати в своїй книзі), із підтвердженням її первинної публікації у журналі «Наука та інновації». Авторам дозволено розміщувати свою роботу в Інтернеті (наприклад, в інституційних сховищах або на їх веб-сайті).
Ця робота ліцензується відповідно до Creative Commons Attribution-NonCommercial 4.0 International License.
