СПОСОБ ОРИЕНТАЦИИ И АВТОНОМНОЙ НАВИГАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА СИСТЕМЫ МОНИТОРИНГА ЗЕМЛИ И ОКОЛОЗЕМНОГО ПРОСТРАНСТВА
METHOD OF ORIENTATION AND INDEPENDENT NAVIGATION FOR SPACE VEHICLE INTENDED FOR EARTH AND NEAR SPACE MONITORING

Предлагаемое изобретение относится к космонавтике и может использоваться при разработке, создании и эксплуатации глобальных информационных космических систем мониторинга Земли и околоземного пространства, применяться для высокоточной ориентации и навигации отдельных космических аппаратов (КА) и группировок из нескольких взаимно связанных КА, функционирующих в автономном автоматическом режиме в составе систем мониторинга на высокоэллиптических и геостационарных орбитах, предпочтительных для непрерывного глобального наблюдения Земли и околоземного пространства [1].
Известно, что при совместном полете с космическим кораблем (КК) «Союз» на борту КК «Аполлон» наряду с использованием навигационной информации, получаемой от наземных средств, решалась задача автономной навигации, т.е. в бортовом комплексе технических средств КК определялись параметры орбиты (и координаты КК на заданный момент времени) без какого-либо взаимодействия с техническими средствами других космических или наземных комплексов или систем. Суть способа автономной навигации, а также ориентации КК «Аполлон», которые могут рассматриваться как аналог, сводится к следующему [2].
В процессе полета КК астронавты периодически определяют ориентацию осей гироплатформы в звездном инерциальном пространстве. Для этого астронавт с помощью ручек управления разворачивает КК так, чтобы визировать в оптической системе телескоп-секстант выбранные им две (или более) навигационные звезды. Нажатием кнопки астронавт выдает команду для регистрации в бортовой ЦВМ (БЦВМ) данных, определяющих текущую ориентацию гироплатформы в инерциальной системе координат, углов поворота оптической системы и положение осей гироплатформы относительно осей КК, а также момента времени центрирования звезды в секстанте. Гироплатформа сохраняет свою ориентацию в инерциальном звездном пространстве, ее уход не превышает 0,1° в сутки. Нужную ориентацию КК в инерциальном пространстве поддерживают, используя данные о рассогласовании осей КК и гироплатформы. Для орбитальной или другой связанной с Землей ориентации привлекают навигационную информацию, получаемую от наземных средств Центра управления полетом, или вырабатываемую автономно на борту КК. Для решения задачи автономной навигации астронавты в нескольких точках орбиты с помощью бортовой оптической системы измеряют высоты навигационных звезд над видимым горизонтом Земли или углы между направлениями на звезды и на ориентиры с известными координатами на поверхности Земли (реперы). Данные измерений обрабатывают в БЦВМ и определяют текущие параметры орбиты КК, которые используют для навигационно-баллистических расчетов.
Недостатком способа ориентации и автономной навигации КК «Аполлон» является то, что для его реализации необходимо участие оператора-космонавта. Это исключает возможность использования указанного способа на борту беспилотного КА, выполняющего задачи системы мониторинга Земли.
Наиболее близким по технической сущности (выбранным в качестве прототипа) является, по нашему мнению, способ ориентации и навигации КА серии «Метеор-М», предназначенных для дистанционного зондирования Земли и околоземного пространства [3]. Суть решаемой прототипом задачи заключается в следующем.
i
С заданной цикличностью от бортовой астроаппаратуры получают измеренные значения углов φ между строительными осями КА и направлениями на назначенные навигационные звезды, координаты которых на небесной сфере (прямое восхождение
i
i
н
н
i
i
i
α и склонение δ) известны. В бортовой абонентской аппаратуре спутниковой навигации (АСН) системы ГЛОНАСС периодически выполняется определение координат и скорости движения КА в связанной с Землей системе координат - вектора начальных условий Х(t). Получаемый вектор Х(t) используют для навигационно-баллистических расчетов, в том числе для определения координат КА α, δ на заданный момент времени t. Используя координаты КА α, δ и навигационных звезд α, δ, а также измерения углов φ между строительными осями КА и направлениями на навигационные звезды, определяют на текущий момент времени t углы ориентации строительных осей КА в связанной с Землей системе координат.
Недостатками этого способа, ограничивающими возможности его применения для КА системы мониторинга, являются:
- наращивание сложности бортового комплекса технических средств КА системы мониторинга за счет включения в его состав абонентской аппаратуры системы ГЛОНАСС;
- зависимость успехов решения задач мониторинга от работоспособности системы ГЛОНАСС и от качества (точности) получаемой от нее информации, т.е. отсутствие свойства автономного функционирования системы мониторинга, важного в условиях, например, военного ее применения и в сфере коммерческих отношений;
- система ГЛОНАСС предназначена для обслуживания абонентов на поверхности Земли и в околоземном пространстве, включая орбиты КА малой и средней высоты, и не предназначена для КА, функционирующих на высокоэллиптических и геостационарных орбитах.
Целью изобретения является решение задач ориентации и навигационно-баллистического обеспечения КА системы мониторинга Земли и околоземного пространства на геостационарных и высокоэллиптических орбитах, работающих в автоматическом режиме в условиях автономного беспилотного функционирования.
i
i
p
p
н
р
р
н
Поставленная цель достигается за счет того, что в способе ориентации и автономной навигации КА системы мониторинга Земли для определения ориентации КА используют измеренные бортовой астроаппаратурой углы между строительными осями КА и направлениями на назначенные навигационные звезды с известными координатами прямого восхождения α и склонения δ, а также используют текущие координаты КА на небесной сфере α и δ, рассчитанные с использованием начальных условий X(t), предназначенных для навигационно-баллистических расчетов. Для уточнения расчетных данных о текущих координатах α, δ и ориентации КА, для точного определения начальных условий X(t) выполняют специальную дополнительную обработку информации, вырабатываемой бортовой аппаратурой зондирования Земли в процессе решения задач по ее целевому назначению.
j
j
j
ji
1
ji
2
ji
1
2
1
2
1
2
1
2
j
j
j
0
0
0
0
р
р
р
р
к
к
к
к
к
n
n
к
к
m
m
n
к
к
n
n
n
n
p
р
n
n
н
(n)
(1)
(2)
(1)
(2)
(п)
(0)
(0)
При обработке информации каждого отдельного кадра зондирования в j-х строках его развертки выделяют элементы разрешения (с координатами j, i ), которые соответствуют границам «космос - Земля» (j, i ) и «Земля - космос» (j, i ). Для выделения этих элементов разрешения формируют в скользящем режиме вдоль j-й строки развертки пары смежных выборок ограниченной длины {g} и {g}, содержащих данные о параметрах излучения g космоса и Земли, принятого в отдельных элементах разрешения. Оценивают математическое ожидание M[g], M[g] и дисперсию D[g], D[g] излучения, принятого в первой и второй смежных выборках. Из множества пар смежных выборок, сформированных в j-й строке, выделяют те, в которых различие оценок M[g] по сравнению с М[g] и D[g] с D[g] принимают экстремальные (Max, min) значения. Значения координат, разделяющих смежные выборки выделенных пар, используют для обозначения координат границ «космос - Земля» (j, i ) и «Земля - космос» (j, i ). Координаты j, i  элементов разрешения, выделенных в совокупности строк кадра, запоминают, накапливают, обрабатывают по методу наименьших квадратов и определяют координаты j, i центра Земли, наблюдаемой в поле кадра. Вычисляют разности Δj, Δi измеренных координат j, i и координат центра Земли j, i, соответствующих расчетным текущим координатам КА α, δ. Используя разности Δj, Δi корректируют расчетные значения углов ориентации КА (используемых для расчета координат объектов зондирования), а также определяют корректирующие поправки к расчетным координатам КА α, δ, чем определяют текущие (измеренные) координаты КА α, δ на момент времени t привязки информации k-го кадра зондирования земной поверхности. Измеренные координаты КА α, δ, полученные в совокупности кадров зондирования на рабочем участке n-го витка полета КА, запоминают, накапливают и формируют в массиве измеренных координат (α, δ). При формировании массива координат (α, δ) может быть выполнено сжатие информации, содержащейся в этом массиве. Для этого множество координат α, δ, полученных в совокупности кадров зондирования на рабочем участке n-го витка полета КА, разделяют на подмножества, соответствующие зонам сглаживания. Полученные в результате оптимального сглаживания координаты α, δ формируют в массиве (α, δ) вместо координат α, δ. Координаты массива (α, δ) обрабатывают совместно, применяя метод наименьших квадратов, и определяют вектор текущих параметров орбиты R(t) на момент t n-го витка полета КА. При этом обеспечивается минимум суммы квадратов взвешенных невязок (разностей) обрабатываемых координат α, δ массива (α, δ) и их расчетных значений α, δ, вычисляемых с использованием параметров вектора R(t) и рабочей стохастической модели движения КА, принятой для обработки. При определении весовых матриц невязок суммируют ковариационные матрицы ошибок обрабатываемых координат КА α, δ и соответствующих им методических ошибок рабочей модели движения КА. Применяя параметры вектора R(t) формируют новые начальные условия X(t), используемые в последующих навигационно-баллистических расчетах.
n
n
n-1
n-q+1
n
n-1
n-q+1
0
n
n-1
n-q+1
р
р
0
0
н
В целях повышения точности определения текущих параметров орбиты массивы координат (α, δ), полученные на скользящем интервале q витков полета КА, запоминают накапливают и формируют в совокупности массивов координат {(α, δ), (α, δ),…, (α, δ)}. Координаты α, δ из совокупности массивов {(α, δ), (α, δ),…, (α, δ)} обрабатывают совместно, применяя метод наименьших квадратов, и определяют вектор уточненных параметров орбиты R(t). При этом обеспечивают минимум суммы квадратов взвешенных невязок обрабатываемых координат α, δ из совокупности массивов {(α, δ), (α, δ),…, (α, δ)} и их расчетных значений α, δ, вычисляемых с использованием параметров вектора R(t) и рабочей стохастической модели движения КА. При определении весовых матриц невязок суммируют ковариационные матрицы ошибок обрабатываемых координат КА α, δ и соответствующих им методических ошибок рабочей модели движения КА. Применяя параметры вектора R(t) формируют новые начальные условия X(t), используемые в последующих навигационно-баллистических расчетах.
n
n
n-1
n-q+1
n
n-1
n-q+1
n
n-1
n-q+1
ф
n
n-1
n-q+1
n
n-1
n-q+1
p
n
В целях снижения затрат вычислительных ресурсов, необходимых для точного определения параметров орбиты, векторы R(t) и их ковариационные матрицы, полученные на скользящем интервале q витков полета КА, запоминают, накапливают и формируют в совокупности векторов {R(t), R(t),…, R(t)}. Параметры орбит R(t), R(t),…, R(t) совокупности векторов {R{t), R(t),…,R(t)} фильтруют, применяя метод наименьших квадратов, и определяют вектор точных значений параметров орбиты R(t), так что обеспечивают минимум суммы квадратов взвешенных невязок обрабатываемых параметров орбит R(t), R(t),…,R(t) из совокупности векторов {R(t), R(t),…,R(t)} и их расчетных значений R(t),
p
n-1
p
n-q+1
ф
n
n-1
n-q+1
ф
н
R(t),…,R(t), вычисляемых с использованием параметров вектора R(t) и рабочей стохастической модели движения КА. При определении весовых матриц невязок суммируют ковариационные матрицы ошибок обрабатываемых параметров орбиты R(t), R(t),…,R(t) и соответствующих им методических ошибок рабочей модели движения КА. Применяя параметры вектора R(t) формируют новые начальные условия X(t), используемые в последующих навигационно-баллистических расчетах.
На фиг.1 приведена последовательность операций при обрабатке данных в заявленном способе ориентации и автономной навигации КА системы мониторинга Земли.
На схеме (фиг.1) обозначены
1 - КА;
2 - бортовая аппаратура системы мониторинга;
(0)
(0)
3 - расчетные координаты центра Земли j, i в поле кадра зондирования аппаратуры системы мониторинга;
н
4 - известные начальные условия Х(t), которые могут быть использованы для навигационно-баллистических расчетов в том числе текущих координат КА;
5 - расчет координат КА на момент зондирования;
р
р
k
6 - расчетные текущие координаты КА α, δ на момент t зондирования;
7 - бортовая астроаппаратура;
i
i
8 - координаты α, δ навигационных звезд;
9 - расчет требуемых значений углов между строительными осями КА и направлениями на навигационные звезды;
ip
10 - расчетные значения углов φ между строительными осями КА и направлениями на навигационные звезды, соответствующие требуемой ориентации КА;
i
11 - измеренные значения углов φ между строительными осями КА и направлениями на навигационные звезды;
12 - управление движением КА относительно его центра масс;
ji
13 - параметры излучения g космоса и Земли, принятого в i-м элементе разрешения j-й строки развертки кадра зондирования аппаратуры системы мониторинга;
ji
14 - обработка параметров излучения g, выделение элементов разрешения, соответствующих границе между космосом и Землей;
j
(n)
15 - координаты j, i  выделенных элементов разрешения, соответствующих границе между космосом и Землей;
j
(n)
16 - обработка координат j, i  выделенных элементов разрешения, определение размера и положения наблюдаемой фигуры Земли в поле кадра зондирования;
0
0
17 - координаты центра фигуры Земли j, i в поле кадра зондирования;
18 - определение координат КА;
k
k
19 - измеренные значения текущих координат КА - прямого восхождения α и склонения δ;
k
k
20 - сглаживание измеренных координат КА α, δ;
m
m
21 - сглаженные координаты КА α, δ;
22 - формирование массива координат КА, полученных по измерениям на одном витке полета КА;
n
23 - массив (α, δ) координат КА на одном витке полета КА;
24 - обработка массива координат КА на одном витке его полета, определение текущих параметров орбиты;
n
25 - вектор R(t) текущих параметров орбиты, полученных по измерениям на одном витке полета КА;
н
26 - замена начальных условий X(t) на новые их значения, соответствующие параметрам орбиты, полученным на текущем витке полета КА в результате обработки информации бортовой аппаратуры системы мониторинга;
27 - формирование совокупности массивов координат КА на скользящем интервале q витков его полета;
n
n-1
n-q+1
28 - совокупность массивов координат КА {(α, δ), (α, δ),…, (α, δ)}, полученных на скользящем интервале q витков его полета;
29 - определение уточненных параметров орбиты по координатам КА, распределенным на q витках его полета;
0
30 - вектор R(t) уточненных текущих параметров орбиты, полученных в результате обработки координат КА, распределенных на q витках его полета;
31 - формирование совокупности векторов текущих параметров орбиты, полученных на скользящем интервале q витков полета КА;
n
n-1
n-q+1
32 - совокупность {R(t), R(t),…,R(t)} векторов текущих параметров орбиты, полученных на интервале q витков полета КА;
33 - определение вектора точных параметров орбиты путем фильтрации совокупности векторов текущих параметров орбиты, распределенных на интервале q витков полета КА;
ф
34 - вектор R(t) точных параметров орбиты, полученных путем фильтрации совокупности значений ее параметров, распределенных на интервале q витков полета КА;
Л - логический элемент в схеме последовательности действий типа «если» и «или-или»;
Р - обозначение разрыва линии связи между элементами последовательности действий, выполненного для сокращения пересечений линий на чертеже.
Предложенный способ реализуется следующим образом.
(0)
(0)
н
р
р
k
i
i
ip
p
р
i
iр
Требуемую ориентацию строительных осей КА (1) определяют исходя из интересов наведения поля кадра зондирования аппаратуры мониторинга (2) на заданный участок наблюдаемой поверхности Земли. В частном случае задают расчетные значения координат j, i (3) центра Земли совпадающими с центром поля кадра зондирования. При этом оптическая ось аппаратуры зондирования параллельна строительной оси КА, которая должна быть направлена в центр Земли вдоль радиуса вектора КА, имеющего координаты прямого восхождения α и склонения δ на небесной сфере [4]. Для осуществления требуемой ориентации КА используют известные (имеющиеся априори в бортовом комплексе КА) значения начальных условий X(t) (4) и рассчитывают (5) координаты КА α, δ (6) на текущий момент зондирования t. Из альманаха бортовой астроаппаратуры (7) выбирают и назначают навигационные звезды с известными координатами α, δ (8). Определяют (9) расчетные значения углов φ (10) между направлениями на звезды и строительными осями КА, соответствующих требуемой ориентации КА с учетом его расчетных координат на небесной сфере α, δ (см. фиг.2). Измеренные астроаппаратурой углы φ, (11) за счет работы системы управления (12), осуществляющей необходимый разворот КА относительно его центра масс, приводят к соответствующим им расчетным значениям ϕ, чем обеспечивают требуемую ориентацию КА.
ji
ji
1
ji
2
ji
1
2
1
2
Для уточнения расчетных данных о текущих координатах и ориентации КА выполняют специальную обработку информации (13), вырабатываемой бортовой аппаратурой системы мониторинга (2). Обрабатывают (14) параметры излучения g (13) космоса и Земли, принятого в i-x элементах разрешения j-x строк развертки кадра зондирования аппаратуры системы мониторинга, следующим образом. В скользящем режиме вдоль j-и строки развертки кадра формируют пары смежных выборок {g} и {g}, содержащих данные о параметрах излучения g в элементах разрешения строки с номерами (координатами) от i-h до i-1 для первой выборки, а для второй выборки - от i до i+h-1 (см. фиг.3). По предварительным оценкам достаточная длина выборок h может составлять 10-15 элементов разрешения. Учитывая, что уровень излучения, принимаемого в элементах разрешения кадра, является случайной величиной, оценивают математическое ожидание M[g], M[g] и дисперсию D[g], D[g] излучения, принятого в смежных выборках.
1
2
1
2
С учетом резкого различия параметров излучения Земли и космоса далее может быть применено следующее решение. Среди множества пар смежных выборок, сформированных в j-и строке, выделяют те, в которых различие оценки M[g] по сравнению с M[g] и D[g] с D[g] принимают экстремальные значения. Тем самым определяют значения аргумента i, которые в j-й строке могут соответствовать границе «космос - Земля»
и соответствовать границе «Земля - космос»
j
M
D
(n)
(n)
(n)
Искомые координаты выделенных элементов разрешения в j-й строке, соответствующие границам между космосом и Землей, определяют, например, как средние значения i =0,5(i +i ), если найденные значения экстремумов не противоречивы, т.е.
п
Здесь Δi пороговый критерий, учитывающий возможные ошибки определения экстремумов; n=1 соответствует границе «космос-Земля», а n=2 - границе «Земля-космос» (см. фиг.3).
j
0
0
0
0
j
0
0
0
(n)
(n)
Множество координат j, i  элементов разрешения, выделенных в совокупности строк развертки кадра, обрабатывают (16) с применением метода наименьших квадратов (МНК) и определяют средний радиус ρ и координаты центра j, i наблюдаемой фигуры Земли в поле кадра зондирования (17). Средний радиус ρ в совокупности с малыми табулированными приращениями, учитывающими сжатие Земли, адекватно представляет фигуру Земли, наблюдаемую в кадре зондирования. Это обеспечивает корректное решение задачи минимизации суммы квадратов МНК-невязок измерений j, i  координат границы наблюдаемой фигуры Земли и их расчетных значений, получаемых с использованием оценок параметров ρ, j, i, определяющих расположение в поле кадра зондирования и размер наблюдаемой фигуры Земли.
0
0
р
р
р
р
k
к
к
к
к
n
n
(0)
(0)
Сравнивают координаты j, i с координатами центра Земли j, i, соответствующими расчетным текущим координатам КА α, δ, и определяют их разности Δj, Δi. Используя разности Δj, Δi корректируют текущие значения углов ориентации КА, используемых при расчете координат объектов зондирования, а также определяют значения корректирующих поправок к расчетным координатам КА α, δ, корректируют и получают (18) значения уточненных (измеренных) текущих координат КА α, δ (19) на момент времени t привязки информации k-то кадра зондирования. Измеренные (откорректированные) координаты КА α, δ, полученные в совокупности кадров зондирования на рабочем участке n-го витка полета КА, запоминают, накапливают и формируют (22) в массиве измеренных координат (α, δ) (23). В состав массива (α, δ) включают данные по ковариационным матрицам ошибок определения координат α, δ.
n
n
к
к
m
m
n
к
к
При большом количестве строк развертки кадра зондирования в целях сокращения объема массива (α, δ) и снижения расхода вычислительных ресурсов последующей обработки может быть выполнено сжатие информации, которая должна быть включена в массив (α, δ) (23). Для этого множество координат α, δ, полученных в совокупности кадров зондирования на рабочем участке n-го витка полета КА, разделяют на подмножества, соответствующие зонам сглаживания, а полученные в результате оптимального сглаживания (20) координаты α, δ (21) формируют в массиве (α, δ) вместо координат α, δ.
n
n
n
n
p
р
n
n
н
н
n
н
Координаты массива (α, δ) обрабатывают (24) совместно, применяя МНК, и определяют вектор текущих параметров орбиты R(t) на момент t n-го витка полета КА (25). При обработке МНК (24) обеспечивают минимизацию суммы квадратов взвешенных невязок измеренных координат α, δ массива (α, δ) и их расчетных значений α, δ, вычисляемых с использованием параметров вектора R(t) и рабочей стохастической модели движения КА, принятой для обработки. Используя вектор текущих параметров орбиты R(t), формируют новые начальные условия Х(t) (26). Эти новые значения параметров начальных условий Х(t) используют при последующих навигационно-баллистических расчетах до момента определения вектора текущих параметров орбиты R(t) по результатам обработки информации аппаратуры системы мониторинга на рабочем участке следующего витка полета КА. Таким образом, обновление начальных условий Х(t) выполняют на каждом витке полета КА, на котором осуществляется функционирование аппаратуры зондирования Земли.
n
Если точность вектора текущих параметров орбиты R(t), полученного по результатам обработки информации аппаратуры системы мониторинга на рабочем участке одного витка полета КА, недостаточна для удовлетворения требований мониторинга, то выполняют совместную обработку информации, вырабатываемой на нескольких витках полета КА. В этом случае массивы измеренных координат
n
n-1
n-q+1
n
n-1
n-q+1
n
n-1
n-q+1
0
n
n-1
n-q+1
р
р
0
н
0
н
0
н
КА (α, δ), (α, δ),…,(α, δ), полученные на скользящем интервале q витков полета КА, формируют (27) в совокупности массивов измеренных координат КА {(α, δ), (α, δ),…,(α, δ)} (28). Координаты α и δ из совокупности массивов {(α, δ), (α, δ),…,(α, δ)} обрабатывают совместно (29), применяя МНК, и определяют вектор уточненных значений текущих параметров орбиты R(t) (30). При обработке МНК обеспечивают минимизацию суммы квадратов взвешенных невязок (разностей) измеренных координат α, δ из совокупности массивов {(α, δ), (α, δ),…,(α, δ)} и их расчетных значений α, δ, вычисляемых с использованием параметров вектора R(t) и рабочей стохастической модели движения КА. Формируют новые начальные условия X(t) (26), используя уточненные значения параметров орбиты R(t). Эти новые значения параметров начальных условий X(t) используют для расчетов навигационно-баллистического обеспечения до момента следующего определения вектора значений текущих параметров орбиты R(t), уточненных по результатам обработки информации рабочего участка аппаратуры системы мониторинга следующего витка полета КА. Таким образом, обновление начальных условий X(t) в случае определения уточненных значений текущих параметров орбиты по измерениям координат КА на нескольких витках его полета выполняют на каждом витке полета КА, на котором осуществляется функционирование бортовой аппаратуры системы мониторинга.
n
n-1
n-q+1
n
n-1
n-q+1
n
n-1
n-q+1
ф
n
n-1
Если определение уточненных значений текущих параметров орбиты по измерениям на нескольких витках полета КА не может быть выполнено из-за дефицита вычислительных ресурсов бортовых вычислительных средств, то для совместной обработки может быть использована сжатая информация, которой являются текущие параметры орбиты, определяемые по измерениям одного витка полета КА. Для этого формируют (31) совокупность векторов текущих параметров орбиты {R(t), R(t),…,R(t)}, полученных по измерениям отдельных рабочих участков на скользящем интервале q витков полета КА (32). Параметры орбит R(t), R(t),…,R(t) из совокупности векторов {R(t), R(t),…,R(t)} фильтруют (33), применяя МНК, и определяют вектор точных значений параметров орбиты R(t) (34). При фильтрации (33) обеспечивают минимизацию суммы квадратов взвешенных невязок значений обрабатываемых параметров орбит R(t), R(t),…,
n-q+1
n
n-1
n-q+1
p
n
p
n-1
p
n-q+1
ф
R(t) из совокупности {R(t), R(t),…,R(t)} и их расчетных значений R(t), R(t),…,R(t), вычисляемых с использованием параметров вектора R(t) и рабочей стохастической модели движения КА.
н
ф
н
Формируют новые начальные условия X(t) (26), используя вектор точных значений параметров орбиты R(t) (34). Эти новые значения параметров начальных условий Х(t) используют при последующих навигационно-баллистических расчетах до момента следующего определения вектора точных значений параметров орбиты, выполняемого на каждом витке полета КА, на котором осуществляется функционирование бортовой аппаратуры системы мониторинга.
p
р
p
n
p
n-1
p
n-q+1
n
n-1
n-q+1
В процедурах МНК обработок (24), (29) и (33) в качестве рабочей модели движения КА для расчета взвешенных невязок применяют стохастическую модель движения КА. Для определения расчетных значений α, δ, координат КА в обработках (24), (29), а также расчетных значений R(t), R(t),…,R(t) параметров орбиты в обработке (33) выполняют расчеты детерминированной компоненты рабочей модели движения КА, которая устанавливает однозначное соответствие параметров в исходной и конечной точках прогнозирования путем численного интегрирования уравнений движения КА. Используя результаты этих расчетов формируют невязки обрабатываемых параметров (координат) и соответствующих им их расчетных значений. При определении весовых матриц невязок суммируют ковариационные матрицы ошибок координат КА α, δ, обрабатываемых в расчетах (24) и (29), или ошибок параметров орбиты R(t), R(t),…,R(t), обрабатываемых в расчетах (34), и ковариационной матрицы методических погрешностей рабочей модели движения КА, которая определяется стохастической компонентой рабочей модели движения. Стохастическая компонента рабочей модели движения представляет вероятностные характеристики ее методических погрешностей, обусловленных неучтенными в численном интегрировании возмущениями орбиты и ее вычислительными погрешностями. Такие методические погрешности рабочей модели могут возникнуть, например, в случае сокращения числа учитываемых гармоник потенциала Земли, а также увеличения шага интегрирования уравнений движения КА, что применяют в целях уменьшения расхода вычислительных ресурсов. Числовые значения вероятностных характеристик методических погрешностей получают путем вычислительных экспериментов. При вычислительном эксперименте на интервале τ (не меньшем, чем мерный интервал обработок (24), (29), (33)), выполняют параллельные расчеты с использованием пакета программ численного интегрирования эталонной высокоточной модели движения КА и пакета программ рабочей модели, используемой в обработках (24), (29), (33). Невязки результатов расчетов эталонной и рабочей моделей, выявленные на интервале τ, минимизируют, применяя процедуры МНК для соответствующего изменения начальных условий расчетов рабочей модели. Квадратичная форма остаточных невязок этих расчетов с учетом степени свободы решаемой системы нормальных уравнений МНК представляет [5] ковариационную матрицу методических погрешностей рабочей модели.
Модельные исследования, выполненные при разработке предполагаемого изобретения, подтверждают эффективность предлагаемого способа ориентации и автономной навигации КА системы мониторинга Земли и околоземного пространства посредством использования информации, вырабатываемой бортовой аппаратурой зондирования земной поверхности по ее прямому целевому назначению, в интересах высокоточной ориентации и автономной навигации КА, функционирующих в автономном автоматическом режиме на геостационарных и высокоэллиптических орбитах [1]. Показаны возможности получения высокоточных данных о текущей ориентации КА и о его текущих координатах на рабочих участках геостационарной или высокоэллиптической орбиты. Высокая точность (и надежность) достигается путем использования очень большого объема обрабатываемой избыточной информации, которую представляют координаты точек границы между космосом и Землей, т.е. контура наблюдаемой фигуры Земли. Применяется совокупность этапов совместной оптимальной статистической обработки этой информации.
Использованные источники информации
1. Власко-Власов КА. От «Кометы» до «Око». М., «Ольга», 2002.
2. Бажинов И.К., Ястребов В.Д. Навигация в совместном полете космических кораблей «Союз» и «Аполлон». М.: Наука, 1978.
3. Василевский А.С., Железнов М.М., Зиман Я.Л., Полянский И.В. Оперативная координатная привязка видеоданных дистанционного зондирования Земли с КА серии «Метеор-М». М., ИКИ РАН. Выездной семинар, Россия, Таруса, 2006. Интернет: http//www.iki.rssi.ru/seminar/tarusa 200606/tarusa_06 pd (прототип) f.
4. Основы теории полета космических аппаратов. Под ред. Г.С.Нариманова и М.К.Тихонравова. М., Машиностроение, 1972.
5. Худсон Д. Статистика для физиков. М., «Мир», 1970.