افزایش دقت سامانة ناوبری اینرسی فضایی با استفاده از دینامیک مسیر

نویسندگان

چکیده

معادلات دینامیک مسیر پرواز می‌تواند ابزاری ارزان و کارا برای تصحیح خطاهای موقعیت و سرعت فضایی در سامانة ناوبری اینرسی در فناوری‌های هوافضایی باشد و نقش مؤثری ایفا کند. اگرچه سامانة ناوبری اینرسی، یک راه حل برای تشخیص حرکت‌های دینامیک سریع و با دقت بالاست، اما دقت خروجی موقعیت و وضعیت این سیستم با گذشت زمان کاهش چشمگیری پیدا می‌کند. در این مقاله، به تلفیق سیستم ناوبری اینرسی با یک سیستم کمک ناوبری بر مبنای حل آنلاین معادلات پرواز پرداخته می‌شود. برای این منظور دو پیشنهاد استفاده از فرم لاگرانژی معادلات کپلر و بیان نیوتون معادلات پرواز سه درجه آزادی انتقالی مورد مطالعه قرار گرفته است. دقت بالا و قابل حل بودن به صورت آنلاین توسط کامپیوتر پرواز از ویژگی‌هایی است که در توسعة این معادلات مد نظر قرار گرفته است. برای تلفیق پارامترهای پروازی حاصل از ناوبری اینرسی و معادلات پرواز از الگوریتم فیلتر کالمن استفاده شده است. در پایان با توجه به نتایج شبیه‌سازی پرواز یکماژول فضایی نمونه، خطاهای موقعیت و سرعت برای دو حالت پیشنهادی مورد مقایسه قرار گرفته و مزایا و معایب هر یک از روش‌ها ارائه شده است.

کلیدواژه‌ها


عنوان مقاله [English]

Space Inertial Navigation System Accuracy Increasing Using Orbit Point Mass Dynamic

نویسندگان [English]

  • مهدی جعفری
  • مرتضی طایفی
  • جعفر روشنی‌یان
چکیده [English]

Flight dynamic equations have an effective role in aerospace technologies. It can be as cheap and efficient means for correcting errors in the spatial position and velocity in inertial navigation systems. The Inertial navigation system is an ideal solution for motion detection with high accuracy with fast dynamics, but the precise location and status of the system output can be significantly reduced over time. In this paper, inertial navigation system integrated with a navigation aided system based on online solving of flight dynamic equations. For this purpose, the proposed use of the Lagrangian of Kepler equations and three degrees of freedom of Newton's equations of transfer flights dynamic has been studied. Using this method, online high accuracy to be achieved by flight computer. Kalman filter algorithm is used for integrating inertial navigation and flight dynamic equations . Finally, The simulation results including position and velocity errors with regard to fly a prototype space module, for the proposed two conditions were compared and the advantages and disadvantages of each method are presented

کلیدواژه‌ها [English]

  • Integratenavigation
  • Dynamic equations
  • Interial navigation
  • Kepler equation
  • Kalman Filter