Как выходные данные гироскопа и акселерометра космического челнока были преобразованы в достоверные векторы положения и скорости, прежде чем они были загружены в программное обеспечение GNC? Есть ли документ с подробным описанием этих расчетов?
Я знаю, что скорость часто получается путем интегрирования сигнала ускорения --- после некоторой обработки сигнала для фильтрации высокочастотного шума --- и эта позиция обычно получается путем двойного интегрирования ускорения.
Но они должны учитывать неидеальные эффекты, такие как гироскопическое трение и прецессия, а также ошибки датчиков и интегрирования. Меня интересует фактическая реализация расчетов или, по крайней мере, их подробное объяснение --- хотя документы НАСА обычно очень и очень щедры на детали расчетов для людей, которые их ищут, так что я подозреваю, что есть документ, в котором именно эта информация?
Также интересны эти расчеты, как они были сделаны на Сатурне V, если случайно их не хватает для космического корабля.
В основном я буду рассматривать это как справочный запрос, так как тема длинная. Но вы правы, все это есть в общедоступных документах.
Краткое содержание
Подъем: три IMU калибруются и выравниваются перед взлетом. Бортовое программное обеспечение навигации Ascent инициализируется при старте минус восемь секунд. Во время номинального всплытия только данные IMU обрабатываются навигацией PASS и BFS [McHenry, 1979]. Один вектор состояния поддерживается путем выбора данных ускорения среднего значения из трех IMU. Измерения внешних датчиков не обрабатываются, и встроенная логика фильтра Калмана не работает во время подъема.
Орбита: во время фазы орбиты вектор состояния бортовой навигации отслеживается и поддерживается Центром управления полетами через восходящие каналы связи вектора состояния. Вентиляционная сила также может быть передана по восходящей линии управления полетами для использования GPC, чтобы помочь уменьшить рост ошибок в бортовом векторе состояния. Вентиляционная сила учитывает недвижущие силы, действующие на орбитальный аппарат, которые не могут быть обнаружены IMU высокоточной инерциальной навигационной системы (HAINS). Значения вентиляции основаны на истории полетов для конкретных положений орбитального аппарата. ЦУП также может передавать по восходящей линии K-фактор сопротивления, хотя орбитальный аппарат никогда не использовал эту процедуру. Юстировка IMU HAINS периодически выполняется с использованием наблюдений за звездами [Smith, 1983]. Два звездных трекера с почти ортогональными лучами зрения расположены на носу орбитального аппарата. Данные о наблюдениях за звездами также могут использоваться Центром управления полетами для определения смещений гироскопа IMU. Определенные на земле смещения затем передаются по восходящей линии связи для использования в полетном программном обеспечении Shuttle PASS. Если орбитальный аппарат не может маневрировать для наблюдения за звездой из-за чрезмерного смещения IMU, грубая настройка может быть выполнена членом экипажа, наблюдающим за звездой, с помощью дисплея на лобовом стекле (HUD) или COAS. За выравниванием HUD или COAS следует точное выравнивание по звездам с использованием звездных трекеров.
Вход: во время входа в PASS поддерживаются три независимых вектора состояния навигации [Ewell, 1982]. Каждый из них использует накопленные данные о скорости от другого IMU для защиты от сбоев IMU. Фильтр Калмана использует данные внешнего датчика для повышения точности трех векторов состояния. ... Фильтр выбора выбирает один вектор состояния навигации (положение и скорость) в качестве выбранного вектора состояния навигации.
Источник: АО-63653 Техническая история навигации с извлеченными уроками.
Для Apollo ознакомьтесь с системами навигации и управления Apollo.
Брет Коупленд