Исследована возможность решения задачи навигации окололунных космических аппаратов (КА) по измерениям глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС) ГЛОНАСС, GPS, Galileo, BeiDou. Разработаны алгоритмы определения орбиты низкоорбитальных и высокоорбитальных окололунных КА, основанные на методе динамической фильтрации измерений псевдодальностей «обратных» навигационных спутников (НС) ГНСС. Проведено моделирование решения навигационной задачи как по измерениям четырех навигационных систем, так и по измерениям НС ГЛОНАСС и GPS. Определены точностные и динамические характеристики получаемых решений, проведено сравнение с аналогичными решениями для геостационарных КА.

В работе рассмотрены методы высокоточного навигационного обеспечения космических геодезических комплексов. Предложена технология определения параметров орбит кинематическим и динамическим методами при использовании сигналов ГЛОНАСС. Впервые получены экспериментальные оценки погрешности определений положения на примере космических аппаратов «Гео-ИК-2» с остаточными невязками измерений глобальной сети квантово-оптических средств на уровне 0,06 м (СКП).

В статье выполнен сравнительный анализ эффективности применения расширенного фильтра Калмана (ФК) и сигма-точечного ФК в задаче интеграции БИНС/СНС на основе слабосвязанной схемы комплексирования. Использованы полные стохастические модели измерений инерциальных датчиков на базе МЭМС-технологии. Проверена эффективность расширенного ФК и сигма-точечного ФК на основе реальных экспериментальных данных для сложного движения, полученных с использованием БИНС на базе МЭМС-технологии и приемника СНС с двойной антенной. Произведена оценка точности определения навигационных параметров с использованием алгоритмов расширенного ФК и сигма-точечного ФК при наличии и отсутствии сигнала СНС. Приведены результаты статистического анализа погрешностей оценивания навигационных параметров для разных периодов отключений сигнала СНС.

В статье рассматривается предложенный ранее метод обеспечения невозмущаемости навигационного счисления (НС), базирующийся на построении одноканальной инерциальной вертикали с помощью трехосного измерителя ускорений (ИУ) и только одного свободного гироскопа, а также компенсации влияния инерционных ускорений непосредственно в счислимых координатах по информации внешнего измерителя скорости (лага). Анализируются специфичные для данной схемы методические погрешности НС, в частности, обусловленные тем, что положения ИУ и лага для морских подводных и надводных водоизмещающих объектов в общем случае не совпадают друг с другом и с центром качания объекта. Приводятся аналитические расчеты и результаты моделирования, показывающие, что для рассматриваемого класса объектов уровень методических погрешностей навигационного счисления крайне незначителен.

Кольцевые лазерные гироскопы (КЛГ) широко применяются в различных навигационных системах для точного измерения параметров вращательного движения объекта. При этом использование КЛГ на низких частотах представляет собой серьезную проблему, связанную с так называемым захватом, или синхронизацией, частот. Для ее устранения КЛГ подвергают механической высокочастотной вибрации. Таким образом, для определения истинных параметров вращательного движения вибрационную составляющую сигнала КЛГ необходимо удалить. С этой целью применяются однокаскадные, многокаскадные и многоскоростные фильтры. Недостатки таких фильтров связаны с их крайне высокой размерностью (если речь идет об использовании фильтров с конечной импульсной характеристикой) либо нелинейностью фазовых характеристик. В настоящей работе рассматривается способ удаления вибросигнала с применением методов мультимасштабного вейвлет-преобразования. Мультимасштабный анализ с пятью уровнями разложения выполнен с использованием различных типов вейвлетов, таких как дискретный вейвлет Мейера, вейвлет Добеши 45 (db45) и т.п. Установлено, что ни один из стандартных вейвлетов не позволяет добиться восстановления исходного сигнала. Удаление вибросигнала предлагается осуществлять с применением нового синтезированного вейвлета. Полезный сигнал восстанавливается с использованием коэффициентов аппроксимации на 5 уровне. Подавление вибросигнала составляет 107,0 дБ, при этом фазовые характеристики фильтра линейны в пределах полосы пропускания. По сравнению с разработанным ранее трехступенчатым комбинированным фильтром здесь также снижаются вычислительные затраты.

Рассмотрены вопросы практической реализации алгоритма калибровки магнитометра, встроенного в электронное устройство, с использованием синхронных измерений гироскопа. Получены рекуррентные выражения для накопления промежуточных матриц, исключающие необходимость аккумулировать полный объем первичных измерений векторных датчиков. Сформулирован алгоритм определения момента прекращения накопления и перехода к расчету калибруемых параметров.

Прямоугольная геоцентрическая система координат (Earth-Centered, Earth-Fixed – ECEF) не имеет особых точек в околоземном пространстве, поэтому ее можно использовать в качестве основной для навигации в полярных зонах Земли. В статье предлагается алгоритм для вычисления прямоугольных координат в виде дополнительной части к базовому алгоритму бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), который рутинно работает от взлета и до посадки. На основании вычисления текущих прямоугольных координат самолета в полярных областях строится закон управления, обеспечивающий навигацию самолета по принципу «из точки в точку».

Рассматривается модификация схемы управления током двигателя-маховика на базе нечеткого регулятора, обучаемого с помощью генетического алгоритма. Схема управления поддерживает ток двигателя, который можно представить суммой двух составляющих, одна из которых пропорциональна величине входного сигнала, а вторая соответствует погрешности реализации управляющего момента. Показано, что система с нечетким регулятором, реализующая переменный коэффициент усиления по каналу ошибки, позволяет устранить пульсации момента и сократить время переходных процессов при отработке управляющих воздействий. Выполнено моделирование работы системы средствами MatLab Simulink, которое подтверждает работоспособность предложенной схемы управления. Результаты работы могут быть использованы при создании перспективных систем управления ориентацией космических аппаратов.