УДК 629.78.072.1:523.34 Спутниковая навигация коСмичеСких ... ·...

63№ 2(21)/2018 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

СпуТНИКОвАЯ НАвИГАцИЯ КОСМИЧЕСКИХ АппАрАТОв НА ЛуННОй ОрбИТЕ

Предложена концепция построения системы спутниковой навигации для обслужи-вания космических аппаратов, находящихся на лунных орбитах, орбитах перелета Земля–Луна–Земля, а также на околоземных участках орбит (до расстояний ~1 млн км) космических аппаратов дальнего космоса. Предложенная концепция предполагает раз-витие существующей системы ГЛОНАСС и использование ее инфраструктуры, а также возможность применения в качестве аппаратуры потребителя имеющейся аппаратуры с модернизированным программным обеспечением.

Для предложенной концепции проведено моделирование функционирования системы навигации лунного космического аппарата, а также объекта, находящегося на поверх-ности Луны. Получены точностные и динамические характеристики навигационного решения для различных вариантов построения системы, даны рекомендации по выбору параметров исследуемой спутниковой навигационной системы.

Ключевые слова: освоение Луны, лунная система навигации, ГЛОНАСС, аппаратура спутниковой навигации, окололунные орбиты, орбиты перелета.

УДК 629.78.072.1:523.34

Спутниковая навигация

коСмичеСких аппаратов на лунной орбите

© 2018 г. микрин е.а., михайлов м.в., орловский и.в.,

рожков С.н., краснопольский и.а.

SaTEllITE NavIgaTION OF SpaCECraFT IN luNar OrbIT

mikrin е.а., mikhailov m.v., Orlovskiy I.v., rozhkov S.N., krasnopolskiy I.a.

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia)4a Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

The paper proposes a concept for constructing a satellite navigation system to support spacecraft in lunar orbits, Earth–Moon–Earth transfer orbits, as well as in near-Earth (up to ~1 million km) sections of deep-space orbits. The proposed concept envisages an expansion of the existing GLONaSS system and the use of its infrastructure, as well as the ability to use as the end-user equipment the existing hardware with updated software.

Run within the framework of the proposed concept were functional simulations of the navigation system for a lunar spacecraft, as well as for an object on the lunar surface. accuracy and dynamic characteristics of the navigation solution for various system architectures were obtained, recommendations for selection of parameters for the satellite navigation system in question are provided.

Key words: Lunar exploration, lunar navigation system, GLONaSS, satellite navigation hardware, cislunar orbits, transfer orbits.

михайлов м.в.

Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: [email protected]

орловСкий и.в. рожков С.н. краСнопольСкий и.а.микрин е.а.

64 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 2(21)/2018

Микрин Е.А., Михайлов М.в., Орловский И.в., рожков С.Н., Краснопольский И.А.

введение

В настоящее время утверждены «Основные положения основ государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года» [1], в ко-торых в качестве приоритетного направления рассматривается Программа исследования и освоения Луны и дальнего космоса. Решение этой задачи предполагает создание определен-ной инфраструктуры обеспечения таких поле-тов. Одним из ее основных элементов является инфраструктура навигационного обеспечения космических аппаратов (КА), находящихся на орбитах Луны или орбитах перелета Земля–Луна–Земля, а также КА на орбитах дальнего космоса. От первых опытов в конце 1990-х гг. [2] до настоящего времени для навигационного обеспечения околоземных КА широкое распро-странение получила аппаратура, использующая сигналы глобальных спутниковых навигаци-онных систем (ГСНС), таких как ГЛОНАСС и GPS. Так, в докладе NaSa [3] приводится более 90 примеров использования подобной на-вигационной аппаратуры для КА за последнее десятилетие. Однако, вследствие значительной удаленности от Земли, а также излучения на-вигационного сигнала ГСНС в сторону Земли, использование сигналов ГСНС при лунных миссиях традиционно сопряжено со значи-тельными трудностями, связанными с разра-боткой принципиально новых классов антенн и большой погрешностью получаемого нави- гационного решения [4].

В настоящее время для обеспечения лунных полетов рассматриваются вари-анты создания на окололунных орбитах навигационных спутниковых систем, по-хожих на системы ГЛОНАСС или GPS. Однако, очевидна грандиозность затрат на создание такой системы, требующей наличия не только космического сегмента, но и инфраструктуры его обеспечения, аналогичной инфраструктурам ГЛОНАСС и GPS. В настоящей работе предложена концепция построения навигационной системы на базе наземной инфраструкту-ры ГЛОНАСС с космическим сегментом, находящимся на околоземной орбите, обес- печивающей высокоточную навигацию объектов, находящихся на указанных выше участках полета.

Основными требованиями при разработ-ке концепции являлись:

• высокая надежность и оперативность решения задачи;

• высокая точность определения пара-метров движения объектов;

• минимальные финансовые и вре-менн́е затраты на разработку системы.

Рассмотрены два варианта системы, разработаны алгоритмы формирования оценки координат и скорости объектов по измерениям от предложенных навигаци-онных систем, проведено моделирование их функционирования, определены точ-ностные и динамические характеристики решения навигационной задачи.

МИКРИН Евгений Анатольевич — академик РАН, Генеральный конструктор – первый заместитель генерального директора РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Evgeny Anatolyevich — RAS academician, General Designer – First Deputy General Director of RSC Energia, e-mail: [email protected]

МИХАйЛОВ Михаил Васильевич — доктор технических наук, начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Mikhail Vasilyevich — Doctor of Science (Engineering), Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: [email protected]

ОРЛОВСКИй Игорь Владимирович — руководитель НТЦ РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Igor Vladimirovich — Head of STC at RSC Energia, e-mail: [email protected]

РОЖКОВ Сергей Николаевич — ведущий инженер-программист РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Sergey Nikolaevich — Lead software engineer at RSC Energia, e-mail: [email protected]

КРАСНОПОЛЬСКИй Илья Андреевич — инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Ilya Andreevich — Engineer-mathematician at RSC Energia, e-mail: [email protected]



концепция построения навигационной системы

В качестве основы навигационной сис-темы, обеспечивающей автономное опреде-ление текущих векторов координат и ско- рости КА при перелете от Земли к Луне и обратно, навигацию на окололунной орби-те и лунной поверхности, предлагается использовать существующие в настоящее время средства системы ГЛОНАСС:

• командно-измерительный комплекс;• центр управления;• околоземный космический сегмент,

включающий группировку навигационных спутников (НС), аналогичных спутникам системы ГЛОНАСС.

Рассматриваются два варианта конфи-гурации космического сегмента навига- ционной системы:

1. Шесть навигационных спутников на орбитах ГЛОНАСС в трех плоскостях с определенными фазами в каждой плоско-сти. НС аналогичны штатным спутникам ГЛОНАСС (и дополняют систему ГЛО-НАСС), но на них дополнительно уста-новлены поворотные остронаправленные антенны с шириной диаграммы направлен- ности ≈ ±2°. В процессе работы антенны отслеживают Луну или КА, находящийся на перелетной траектории. Антенна излучает в направлении Луны (или КА) штатный навигационный сигнал системы ГЛОНАСС.

2. Шесть аналогичных НС, выводи-мых на круговые четырехсуточные орбиты радиусом порядка 106 000 км, в двух пло-скостях, с тремя спутниками в каждой плоскости. Одновременно спутники мо-гут использоваться в качестве функцио-нального дополнения системы ГЛОНАСС. Выбор четырехсуточной орбиты обеспе-чивает б́льшую измерительную базу и, соответственно, высокую точность измере-ний. Кроме того, для таких орбит затраты топлива на выведение близки к затратам на выведение НС на орбиты ГЛОНАСС.

Для обеспечения работы аппаратуры спутниковой навигации (АСН) в окрест-ности Луны мощность излучения острона-правленных антенн должна быть примерно равна мощности штатных антенн НС ГЛО-НАСС. Диаметр такой антенны примерно равен трем метрам.

При реализации данного подхода для решения навигационной задачи КА на всех участках полета может использоваться единая стандартная АСН, заимствуемая с околоземных объектов с соответствующей

доработкой программного обеспечения. В качестве такой аппаратуры может быть использована эксплуатируемая в настоящее время АСН транспортных кораблей «Союз» и «Прогресс» модернизированной серии [5].

В процессе перелетов аппаратура рабо-тает следующим образом:

• после выведения на орбиту Земли АСН КА работает по околоземным навига-ционным системам и определяет параметры орбиты с погрешностью (1σ) 5 м по коор-динатам и 1 см/с по скорости. По этим дан-ным рассчитывается и выдается импульс перехода на орбиту перелета к Луне;

• после перехода на орбиту перелета к Луне на дистанции более 200 тыс. км остронаправленные антенны НС по соот-ветствующему целеуказанию осуществляют разворот в сторону КА. АСН КА по сигна-лам НС определяет параметры орбиты КА (с постоянной времени фильтра Т

ф = 2 ч)

с погрешностью (1σ) для первого вариан-та (НС на орбитах ГЛОНАСС) по коорди-натам 75 м, по скорости 0,1 м/с; для второго варианта (НС на 4-суточных орбитах) — по координатам 15 м, по скорости 0,02 м/с. По этим данным реализуется расчет, и вы-даются импульсы для перехода на около- лунную орбиту;

• на окололунной орбите и орбите перелета Луна–Земля параметры движе-ния КА определяются с аналогичными точностями при аналогичной постоянной времени фильтра;

• при посадке какого-либо модуля, оснащенного аппаратурой АСН, на по-верхность Луны, при постоянной времени фильтра Т

ф = 3 ч обеспечивается определе-

ние лунных координат модуля с погреш- ностью (1σ) для первого варианта разме-щения НС — 1,5 км; для второго варианта размещения НС — 100 м.

результаты моделирования

При моделировании в сигналах НС учитывался полный бюджет ошибок, соот-ветствующий сигналам системы ГЛОНАСС, за исключением ионосферной погрешно-сти, которая в данном случае отсутствует (при нахождении НС в окрестности гори-зонта Земли его сигналы в модели АСН не использовались).

Эфемеридные ошибки были установ-лены величиной (1σ): ~3м. Основную про-блему при моделировании представляли собой ошибки псевдодальностей и инте-гральной фазы вследствие переотражений



навигационного сигнала от элементов кон-струкции КА, а также ошибки, обусловлен-ные внутренними шумами АСН. Для обес-печения достоверной оценки этих ошибок был проведен натурный эксперимент с при-емником АСН и антеннами, расположен-ными на крыше здания. По результатам постобработки записанной в течение суток информации были сформированы файлы ошибок псевдодальностей и интегральных фаз, соответствующих реальному приемнику. Эти файлы использовались в настоящем исследовании для моделирования оши-бок псевдодальностей и интегральных фаз. Фрагмент поканального массива ошибок псевдодальностей для временн́го интер-вала в один час для каждого используемого НС представлен на рис. 1, фрагмент по-канального массива ошибок интегральной фазы для аналогичного периода времени представлен на рис. 2.

На рис. 3 приведены графики оши-бок оценки орбиты КА, находящегося на окололунной орбите высотой 100 км для

конфигурации НС по варианту 1. При моделировании бортовая модель движения КА учитывала гармоники гравитационного поля Луны 70×70, модель реальной орби-ты учитывала гармоники порядка 100×100. Постоянная времени динамической филь-трации измерений АСН составляла ~1 виток (7 100 с). Из приведенных графиков следует, что для первого варианта конфигурации НС погрешность оценки орбиты (1σ) составляет 75 м по координатам и 0,1 м/с по скорости.

На рис. 4 приведены графики ошибок оценки орбиты КА, находящегося на около-лунной орбите высотой 100 км при размеще-нии НС по варианту 2.

Из приведенных графиков следует, что для второго варианта конфигурации НС погрешность оценки орбиты (1σ) составила 15 м по координатам и 0,02 м/с по скоро-сти. На участках перелета от Земли к Луне и обратно ориентировочно можно считать, что точность определения орбиты перелета соответствует точности определения орбиты КА около Луны (рис. 3, 4).

Рис. 2. Графики моделируемых ошибок интегральной фазы для каждого используемого навигационного спутника

Рис. 1. Графики моделируемых ошибок псевдодальности для каждого используемого навигационного спутника



Рис. 3. Графики ошибок оценки определения параметров орбиты КА при размещении шести навигационных спутников на орбитах ГЛОНАСС (Вариант 1): ▃ — ∆X, ∆V

x ; ▃ — ∆Y, ∆V

y ; ▃ — ∆Z, ∆V

z

Рис. 4. Графики ошибок оценки параметров орбиты КА при размещении шести навигационных спутников на околоземной орбите высотой ~100 000 км (Вариант 2): ▃ — ∆X, ∆V

x ; ▃ — ∆Y, ∆V

y ; ▃ — ∆Z, ∆V

z



На рис. 5 приведены графики ошибок определения координат объекта, покоя-щегося на лунной поверхности, при ди-намической фильтрации измерений АСН с постоянной времени фильтра Т

ф = 2 000 с

и Тф = 10 000 с, по варианту 1 конфи-

гурации НС.Из приведенных графиков видно, что

для Тф = 2 000 с ошибки координат состав-

ляют (1σ) ~3 км, для Тф = 10 000 с — ~1 км.

На рис. 6 приведены графики ошибок определения координат объекта, покоя-щегося на лунной поверхности при ди- намической фильтрации измерений АСН с постоянной времени Т

ф = 2 000 с

и Тф = 10 000 с, для варианта 2 конфи-

гурации НС.Из приведенных графиков видно, что

для Тф = 2 000 с ошибки координат состав-

ляют (1σ) ~200 м, для Тф = 10 000 с — ~100 м.

Рис. 5. Графики ошибок оценки определения координат для неподвижного объекта на лунной поверхности при размещении нави- гационных спутников по варианту 1 при постоянной времени фильтра: а — Т

ф = 2

000 с; б — Т

ф = 10 000 с; ▃ — ∆X; ▃ — ∆Y; ▃ — ∆Z



Рис. 6. Графики ошибок оценки определения координат для неподвижного объекта на лунной поверхности при размещении нави- гационных спутников по варианту 2 при постоянной времени фильтра: а — Т

ф = 2

000 с; б — Т

ф = 10 000 с; ▃ — ∆X; ▃ — ∆Y; ▃ — ∆Z

заключение

1. Разработана концепция построения спутниковой навигационной системы для навигационного обеспечения лунных объ-ектов на участках перелета Земля–Луна, Луна–Земля, на окололунной орбите, на ви-димой лунной поверхности, использующей для навигационного обеспечения наземную инфраструктуру системы ГЛОНАСС.

2. Рассмотрены два варианта конфигура-ции НС на круговых околоземных орбитах:

• вариант 1 — конфигурация из шес-ти НС в трех плоскостях, орбиты которых соответствуют орбите ГЛОНАСС;

• вариант 2 — конфигурация из шес-ти НС в двух плоскостях с наклонением, близким к 90°, и высотой орбиты 100 тыс. км (Т = 4 сут).

Каждый НС должен быть оснащен остронаправленной антенной с шири-ной диаграммы направленности ~±2°,

отслеживающей Луну и переизлучающей в направлении Луны стандартный нави- гационный сигнал системы ГЛОНАСС.

3. Рассмотрена возможность исполь-зования на КА стандартных АСН для околоземных орбит, работающих по стан-дартным сигналам системы ГЛОНАСС.

4. Разработаны алгоритмы динамичес-кой фильтрации сигналов НС, обеспечива-ющие формирование оценки орбиты КА на участках перелета Земля–Луна, Луна–Земля, окололунной орбите и на поверхности Луны.

5. Разработана модель работы АСН на окололунной орбите, орбите перелета и на поверхности Луны, бюджет ошибок которой соответствует бюджету ошибок реальной АСН.

6. Проведено моделирование процесса формирования оценки параметров орбиты на участках перелета, окололунной орбите и на поверхности Луны для двух вариантов конфигурации НС.



7. Для варианта 1 конфигурации НС погрешность оценки орбиты (1σ) на участках перелета и на окололунной орбите соста-вила по координатам 75 м, по скорости 0,1 м/с. Погрешность оценки координат объекта на поверхности Луны (1σ) для постоянной времени Т

ф = 2 000 с составила

3 км, для Тф = 10 000 с — 1 км.

8. Для варианта 2 конфигурации НС погрешность оценки орбиты (1σ) на участ- ках перелета и на окололунной орбите со-ставила по координатам 15 м, по скорости 0,02 м/с. Погрешность оценки координат объекта на поверхности Луны (1σ) для по- стоянной времени Т

ф = 2 000 с составила

200 м, для Тф = 10 000 с — 100 м.

Список литературы

1. Основные положения Основ госу-дарственной политики Российской Феде-рации в области космической деятельно-сти на период до 2030 года и дальнейшую перспективу (утв. Президентом РФ от 19.04.2013 г. № Пр-906).

2. Беляев М.Ю., Рулев Д.Н., Черно- пятов А.Н., Сазонов В.В., Феккерспергер С.,

Пеффген В. Определение движения орби-тальной станции «Мир» по данным изме-рений GPS // Космические исследования. 1999. Т. 37. № 3. С. 276–282.

3. Parker J. J.K. GPS/GNSS Space Service Volume (SSV) update initiatives. NaSa Goddard Space Flight Center. 2016. 40 р.

4. Witternigg N., Obertaxer G., Schönhuber M., Palmerini G.B., Rodriguez F., Capponi L., Mozzetti C., Buccinnà B., Borghi N., Soualle F., Fernandez–Prim D., Floch J.-J. Weak GNSS signal navigation on the Moon. Joanneum Research. Graz, 2015. 30 р.

5. Микрин Е.А., Михайлов М.В., Орлов-ский И.В., Рожков С.Н., Семенов А.С., Ларь-ков И.И. Назначение, принципы построе-ния, характеристики и результаты летных испытаний многофункциональной аппара-туры спутниковой навигации АСН-К ко-раблей «Союз МС» и «Прогресс МС» // Материалы пленарных заседаний 9-й Российской конференции по проблемам управления, 4–6 октября 2016 г., Санкт-Петербург. ЦНИИ «Электроприбор», 2016. C. 5–17.Статья поступила в редакцию 18.01.2018 г.

reference1. Osnovnye polozheniya Osnov gosudarstvennoi politiki Rossiiskoi Federatsii v oblasti kosmicheskoi

deyatel’nosti na period do 2030 goda i dal’neishuyu perspektivu (utv. Prezidentom RF ot 19.04.2013 g. № Pr-906) [Basic provisions of the Outlines of the Russian Federation national policy in space for the period until 2030 and beyond (approved by RF President Order No.906 dated 19.04.2013)].

2. Belyaev M.Yu., Rulev D.N., Chernopyatov a.N., Sazonov V.V., Fekkersperger S., Pefgen V. Opredelenie dvizheniya orbital’noi stantsii «Mir» po dannym izmerenii GPS [Determining the motion of orbital station Mir from GPS measurements]. Kosmicheskie issledovaniya, 1999, vol. 37, no. 3, pp. 276–282.

3. Parker J.J.K. GPS/GNSS Space Service Volume (SSV) update initiatives. NaSa Goddard Space Flight Center, 2016. 40 p.

4. Witternigg N., Obertaxer G., Schönhuber M., Palmerini G. B., Rodriguez Filippo, Capponi L., Mozzetti C., Buccinnà B., Borghi N., Soualle F., Fernandez–Prim D., Floch J.-J. Weak GNSS signal navigation on the Moon. Joanneum Research. Graz, 2015. 30 p.

5. Mikrin E.a., Mikhailov M.V., Orlovskii I.V., Rozhkov S.N., Semenov a.S., Lar’kov I.I. Naznachenie, printsipy postroeniya, kharakteristiki i rezul’taty letnykh ispytanii mnogofunktsional’noi apparatury sputnikovoi navigatsii aSN-K korablei «Soyuz MS» i «Progress MS» [Purpose, architecture, features and light test results of multifunctional satellite navigation equipment ASN-K for spacecraft Soyuz MS and Progress MS]. Materialy plenarnykh zasedanii 9-i Rossiiskoi konferentsii po problemam upravleniya, 4–6 October 2016, S.-Petersburg, TsNII «Elektropribor» publ., 2016. P. 5–17.

УДК 629.78.072.1:523.34 Спутниковая навигация коСмичеСких ... ·...

Documents