РЕАЛИЗАЦИЯ ЛОКАЛЬНОГО МЕТОДА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ НАНОСПУТНИКА

© М.Ю.Овчинников, Д.С.Иванов, Д.С.Ролдугин
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "Проблемы ракетной и космической техники"
2009 г.

Целью работы является разработка и программная реализация алгоритмов определения ориентации наноспутника. Выбор алгоритмов и способа их реализации определяется техническими особенностями спутника – набором датчиков и бортовым компьютером. Специфика наноспутников накладывает серьёзные ограничения на мощность бортового вычислителя, а значит, допустимую сложность применяемых алгоритмов. Набор датчиков ограничен. Представленные в работе алгоритмы разработаны применительно к аппаратам серии ТНС-0, на которых установлены магнитометр и фотодиоды. Последние позволяют определить направление на Солнце. Таким образом, ставится задача определения ориентации по двум векторам – направленному на Солнце и по вектору индукции геомагнитного поля, в двух системах координат – связанной со спутником и инерциальной. Для реализации алгоритмов выбран язык программирования ANSI C. Последнее продиктовано универсальностью и идентичностью компиляторов данного языка. Также принято решение разделить программное обеспечение, разрабатываемое для бортового и наземного программных комплексов. Часть данных, необходимых для функционирования бортового комплекса, предварительно обрабатывается наземным комплексом в целях сокращения бортового процессорного времени.

Для использования в бортовом комплексе выбран локальный метод определения ориентации спутника. Выбор продиктован алгоритмической простотой последнего. Наземный комплекс использует фильтр Калмана, учитывающий модель альбедо Земли. Реализованы также вспомогательные алгоритмы. К ним относятся алгоритм определения положения центра масс аппарата на орбите, расчёт геомагнитного поля и направления на Солнце в инерциальной системе координат, а также модель альбедо. Для расчёта положения аппарата на орбите используется набор двустрочных элементов. В силу сложности модели движения SGP4 в бортовом комплексе используется приближённый способ расчёта положения. Параметры орбиты, определяющие её форму и положение, принимаются постоянными в течение некоторого времени, и решаются уравнения Кеплера. Кеплеровы элементы вычисляются по двустрочным элементам при помощи модели SGP4 в наземном комплексе. Полученное таким образом положение центра масс аппарата на орбите позволяет определить геомагнитное поле в этой точке с использованием стандартной модели IGRF. Но поскольку расчёт поля по этой модели на борту также сложен, заранее создается таблица, аппроксимирующая значения геомагнитного поля на текущей орбите спутника с заданным шагом по эксцентрической аномалии. Расчёт направления на Солнце производится на борту в каждый момент времени.

В работе представлены методика и результаты калибровки фотодиода, предоставленного ФГУП РНИИ КП. При этом использован имитатор солнечного излучения, моделирующий точечный источник света на бесконечности со спектром, близким спектру солнечного излучения. Рассмотрено влияние на показания фотодиода сторонних источников света и отражённого сигнала имитатора. Проведена также формальная оценка погрешности локального метода, вызванной наличием альбедо.