(高清版)GBT 40700-2021 上面级自主导航系统设计要求

上面级自主导航系统设计要求2021-10-11发布2022-05-01实施I本文件按照GB/T1.1—2020《标准化工作导则第1部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定起草。请注意本文件的某些内容可能涉及专利。本文件的发布机构不承担识别专利的责任。本文件由全国宇航技术及其应用标准化技术委员会(SAC/TC425)提出并归口。本文件起草单位：北京航天自动控制研究所、中国航天科技集团有限公司、上海航天控制技术研究所、北京宇航系统工程研究所、中国航天标准化研究所。1上面级自主导航系统设计要求本文件规定了运载火箭上面级自主导航系统的设计依据、设计原则、设计内容、设计流程、设计具体要求以及设计验证试验、飞行试验确认的内容。本文件适用于低、中、高轨的单星和多星直接入轨发射任务的上面级自主导航系统的设计。2规范性引用文件下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件；不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。GB/T17159大地测量术语GB/T32296航天飞行器常用坐标系GB/T32455运载火箭术语3术语和定义GB/T17159、GB/T32296和GB/T32455界定的以及下列术语和定义适用于本文件。上面级自主导航autonomousnavigationofupperstage上面级在飞行过程中，不需要地面测控站的信息即可获取满足控制精度需求的速度、位置、姿态信息的导航方式。4设计依据上面级自主导航系统设计依据一般包括：a)上面级自主导航系统设计任务书，包含飞行任务对自主导航的功能性要求、导航精度技术指标要求等内容；b)运载火箭设计相关的标准与规定；c)相关系统的接口性输入文件；可靠性、安全性和质量等要求。5设计原则上面级自主导航系统设计原则具体为：a)先进性原则：在有效控制风险的前提下，采用具有预研基础并经验证的先进的导航理论、设计方法和试验验证手段；b)继承性原则：在满足上面级任务约束的基础上，综合选用成熟可用的设计方案，在此基础上进行适应分析、改进完善并进行充分试验；2c)通用性原则：针对不同的任务和运载器，上面级自主导航系统应考虑方案的通用性。6设计内容内容具体为：a)方案设计：包括设计输入条件分析、设计约束分析、导航方式的选择、冗余配置要求、导航坐标系建立与使用、指标分析与分配、导航方案的确定、单机指标的提出和导航系统的组成等；c)容错设计：冗余惯性测量组合容错设计、组合导航容错设计等。7设计流程设计流程如图1所示。开始开始导航系统设计任务书方案设计设计输入条件分析冗余配置要求导航坐标系建立与使用导航方案的确定指标分析与分配单机指标的提出导航系统组成方案设计合理、指标可实现?是导航算法设计初始对注计算惯性导航惯性/卫星组合导航轨道推算惯性/星光组合导统容饼设计冗余惯性测母组合容错设计组合导航容错设计设计验证试验数学仿点试验导航精度单项试验金系统半实物仿点试验飞行试验确认结束否图1上面级自主导航系统设计流程38设计具体要求8.1方案设计8.1.1设计输入条件分析方案设计主要分析如下输入条件：a)飞行任务设计要求；b)运载火箭交班点参数；c)飞行任务的制导方案；d)飞行任务弹道模型。8.1.2设计约束分析方案设计一般分析以下约束条件：a)自主导航系统精度指标要求；b)弹道和轨道约束；c)自主导航可靠性要求；d)经济性要求；e)当前单机的可达指标；f)其他任务要求等。8.1.3导航方式的选择通过对设计输入条件和设计约束的分析，选择合适的导航方式，进行导航系统方案设计，自主导航系统方案宜采用的典型的导航方式如下：a)惯性导航；b)卫星导航；c)轨道推算；d)星光导航；e)其他天文导航。根据上面级自主导航系统设计输入条件、约束和任务需求，结合每种导航方式的特点进行优选形成合适的导航方式。典型导航方式及选取原则见表1。表1典型导航方式选择表导航方式特点选取原则与注意事项惯性导航个控制周期提供全部导航信息基础导航方式，测量器件精度需要满足初始对准要求惯性/星光组合导航需要增加单机根据飞行任务时长选用，推荐飞行时长大于10000s时选用；设计中星敏感器安装误差标定在导航算法中要予以考虑惯性/卫星组合导航建议作为基本导航方式；设计中结合需要运载火箭飞行段过载，分析接收机动态特性是否满足要求4表1典型导航方式选择表(续)导航方式特点选取原则与注意事项轨道推算轨道推算的精度与起算初值、轨道动力学模型的精度相关根据飞行任务的时长、飞行高度和任务需求仿真确定，主要用于接收机失效下的导航参数推算和点火姿态角预报根据自主导航系统可靠性要求，对关键单机进行冗余配置，冗余配置主要满足如下要求：a)应权衡系统性能、可靠性要求；d)应针对冗余件的故障模式进行分析，采用相应的冗余方式，消除单点故障；e)若其他某些单机如卫星导航接收机、星敏感器直接影响成败，宜进行冗余配置。冗余配置设计重点为惯性测量组合冗余配置，惯性测量组合主要冗余配置方式见表2。表2惯性测量组合主要冗余配置方式配置方式使用方式典型特点两套惯性测量组合主从冗余优先使用主惯性测量组合进行导航，主惯性测量组合故障时使用从惯性测量组合进行导航a)信息可比性较好，冗余诊断算法复杂性一般，信息源较少，能解决一度故障，冗余度一般；b)冗余系统成本居中，质量居中三套惯性测量组合主从冗余a)三套设备测量信息融合使用，出现故障设备时进行剔除；b)三取二表决使用；c)依次切换使用a)冗余度较高；b)冗余诊断算法复杂性较复杂，信息源较多，能解决两度故障，冗余度较高；c)冗余系统成本高，质量重十表惯性测量组合(五个加速度计五个陀螺仪)单表级冗余a)十表信息融合使用，出现故障表时进行剔除；b)优先使用正交仪表，当正交仪表出现故障时剔除故障仪表，引入斜置仪表进行重构使用应部分两度故障，冗余度居中；冗余系统成本居中，质量轻8.1.5导航坐标系建立与使用依据选择的导航方式，建立导航系统需要的坐标系，导航系统常用坐标系如下：a)在起飞前建立发射坐标系，在发射坐标系进行初始对准计算，发射坐标系定义依据b)起飞后将发射坐标系固化建立发射惯性坐标系，作为导航坐标系，发射惯性坐标系定义依据c)将CGCS2000(中国北斗卫星导航系统常用坐标系)或WGS84坐标系(GPS常用坐标系)的卫星导航信息经坐标转换为发射惯性坐标系，CGCS2000坐标系和WGS84坐标系定义依据GB/T17159;5d)在标准历元J2000.0地心惯性直角坐标系完成精确轨道推算，经坐标转换为发射惯性坐标系信息，J2000.0地心惯性直角坐标系定义依据GB/T32296。8.1.6导航方案的确定根据设计输入条件、设计约束和选择的导航方式，结合运载火箭与上面级的总体方案，建立三自由度或六自由度模型，通过数学仿真对导航系统指标进行验证分析，判断导航系统的误差传播对导航系统精度的满足后，确定自主导航系统方案。导航方案确定后，根据指标分配结果，提出具体的单机指标，具体要求见8.1.8。8.1.7指标分析与分配主要要求如下：a)逐项分析导航系统指标要求，主要分析指标要求的合理性、可实现性、技术难度和可能存在的技术风险；b)根据设备安装偏差、单机已经或预期可达到的技术水平以及拟采用的导航方式，分配惯性导8.1.8单机指标的提出提供导航系统软件运行的硬件环境，采集惯性测量组合、卫星导航接收机和星敏感器等单机的测量信息，进行单机测量信息的融合，根据方案设计结果提出箭载计算机关键参数指标，指标值确定的主要依据见表3。表3箭载计算机主要指标要求序号指标确定指标值的主要依据1时钟精度导航与制导精度要求2导航周期及其控制信号导航系统实现方案、导航精度要求3处理器计算精度导航算法计算精度要求4与系统相关的中断导航系统实现多任务，多种导航方式组合要求5存储器分配及容量导航系统相关飞行软件要求6导航系统相关的数据传输导航系统实现多任务的要求提供初始对准、惯性导航算法的角速度和加速度的测量信息，根据方案设计结果提出惯性测量组合关键参数指标，指标值确定的主要依据见表4。表4惯性测量组合主要指标要求序号指标确定指标值的主要依据1惯性测量组合的坐标系与测量器件安装关系精度惯性测量坐标系与弹体坐标系之间控制偏差关系，考虑与其他测量系统之间的安装约束关系6表4惯性测量组合主要指标要求(续)序号指标确定指标值的主要依据2加速度计测量范围飞行过程中的最大过载3陀螺仪测量范围飞行过程中的最大姿态角速度4加速度计与陀螺仪安装极性导航方案要求，结构安装约束5标度因数导航精度、测量范围要求和高精度控制要求6标度因数误差导航系统精度指标分配结果7零偏均值零偏均值误差补偿精度要求8零偏稳定性初始对准精度，导航系统精度指标分配结果9安装误差均值及其随机误差要求导航系统精度指标分配结果性能参数有效期和性能参数稳定时间误差系数标定在使用期内有效性要求8.1.8.3卫星导航接收机提供卫星导航系统定位信息和授时，根据方案设计结果提出卫星导航接收机关键参数指标，指标值确定的主要依据见表5。表5卫星导航接收机主要指标要求序号指标确定指标值的主要依据1接收机导航参数坐标系要求定位模式和组合导航方式2接收信号频点、灵敏度要求惯性/卫星导航导实时性要求3导航定位、测速精度要求惯性导航精度、导航系统精度分配结果4导航实时性惯性/卫星导航方案、导航误差修正周期和滤波算法5首次定位时间及失锁重捕时间要求惯性/卫星导航可靠性要求、惯性导航精度6定位模式要求(北斗、GPS或GLONASS等)惯性/卫星导航可靠性要求7导航参数结果输出惯性/卫星组合导航系统建模要求、惯性/卫星组合导航耦合关系8与惯性导航系统时间同步要求惯性导航与卫星导航时间同步精度要求、飞行任务弹道模型提供姿态测量信息，修正惯性测量组合姿态误差，根据方案设计结果提出星敏感器关键参数指标，指标值确定的主要依据见表6。7表6星敏感器主要指标要求序号指标确定指标值的主要依据1视场要求惯性/星光导航方案，小视场一般适用于惯性基准误差较小，测量预选导航星，大视场一般适用于惯性基准误差大或任意误差场合，采用星图匹配算法确定载体姿态基准2输出频率要求测星时间及信息量需求，测星时间长输出频率可适当降低，相应测星时间短输出频率适当增加3测量坐标系定义惯性/星光导航方案要求4极性规定要求星敏感器安装位置与惯性测量组合相对关系5星等分辨率单星识别方案对星等分辨率要求，增加识别可靠性6太阳规避角和月球规避角要求满足测星环境条件要求的规避角，避免杂散光对测量的影响7时间同步要求惯性和星光测量信息不同步影响组合导航精度8动态测星角速度最大值要求星敏感器测星时正常工作状态下所承受的载体的最大角速度、角加速度约束要求9静态灵敏度及稳定性要求静态条件下对探测能力的要求，确保一定数量的可测星动态灵敏度及测量精度要求动态条件下对探测能力的要求，确保一定数量的可测星伪星点输出概率要求受噪声和环境影响，存在伪星点可能，为确保识别的可靠性，对伪星点概率提出要求匹配概率要求针对全天区星图匹配，在系统容错冗余设计确保安全前提下，对匹配概率提出要求8.1.9导航系统组成上面级自主导航系统典型组成如图2所示，其中自主导航算法以软件的形式存在与箭载计算机中。测量单机测量单机惯性测量组合白上导航软件(导航算法)工具误差补偿否是否起飞是惯性导航计算王轨道推算、信息融合处理(含组合导航和容错信息处理)V上面级导航信息卫星导航接收机卫星导航信息定姿信息初始对准星敏感器图2上面级自主导航系统组成88.2导航算法设计8.2.1初始对准计算初始对准设计主要考虑如下约束：a)初始对准环境条件、发射准备时间和发射流程；b)发射点大地经度、大地纬度、海拔高度；c)系统的软硬件技术水平、对准精度要求、响应时间等。上面级一般使用自对准方法，常用对准方法选取原则和依据见表7。表7常用对准方法选取原则和依据序号对准方法选取原则和依据1解析对准2惯性系凝固对准能够隔离角运动的干扰，无需粗对准，可单独使用3基于地理系导航的卡尔曼滤波对准与粗对准结合进行精对准，用于复杂动态环境4最优多位置对准一般用于具备转位机构的惯性测量组合建立惯性导航方程主要考虑因素为：a)应根据飞行任务和控制系统特点选择的导航坐标系；b)应结合弹道和控制精度选定导航采样和计算周期，采样周期宜与导航周期相同，且不宜太大。主要过程为：a)根据初始对准结果进行初始姿态计算；b)根据发射点的大地经度、大地纬度、海拔高度或地心坐标系坐标等参数计算初始速度和位置；c)结合箭载计算机的计算能力，选择地球引力模型的阶数，最低应考虑二阶项。惯性导航的递推步骤如下：a)根据初始姿态速度位置和角增量视速度增量信息，递推得到当前时刻姿态速度位置；b)根据事先标定得到误差系数和工具误差补偿模型，计算角增量和视速度增量；c)根据角增量信息，采用四元数的方式递推姿态四元数和姿态角。98.2.3惯性/卫星组合导航8.2.3.1惯性/卫星组合导航建模惯性/卫星组合导航的主要建模步骤如下：a)参考坐标系选取；b)状态向量选取；c)量测向量选取；d)状态方程建立；e)量测方程建立。8.2.3.2惯性/卫星组合导航滤波方法惯性/卫星组合导航使用的主要滤波方法如下：a)卡尔曼滤波方法；b)最小二乘滤波方法。惯性导航系统与卫星导航系统时间同步的主要方法如下：a)卫星导航接收机频标脉冲同步方法；b)软件对时同步方法。依据各个飞行段的过载、振动环境、动态特性和惯性导航系统的误差传播特性，确定各个飞行段的修正策略：a)明确各飞行段是否使用惯性/卫星组合导航；b)确定组合导航起止时间以及采用何种方法实现惯性/卫星组合导航。主要过程为：a)获取惯性导航系统和卫星导航系统输出信息；b)进行滤波计算求解出惯性导航系统的误差；c)对误差进行修正。轨道推算主要考虑如下因素：a)轨道推算主要应用在无动力滑行段；b)宜在主动段的后效结束后开始起算；c)若滑行段时间较短或滑行段中有大姿态调姿段应避开；d)其他导航方式不可用时。轨道推算的周期考虑的主要因素：a)滑行段时间；b)推算精度；c)箭载计算机性能；d)具体推算周期应结合飞行任务的数学仿真模型确定；e)推算周期宜为控制周期的整数倍。轨道推算模型主要包括：a)地球引力模型；b)月球引力模型；c)太阳引力模型；d)太阳光压模型；e)其他天体引力模型等。一般在执行低轨发射任务宜使用六阶引力项地球引力模型，执行中高轨发射任务时宜采用六阶以上引力项地球引力模型、太阳引力模型、月球引力模型和太阳光压模型。推算方法宜采用常微分方程数值解法：a)龙格-库塔(Runge-Kutta)方法；b)亚当斯(Adams)方法等。轨道推算结果使用方法如下：a)推算滑行段结束前某时刻的导航参数，利用推算结果修正此刻惯性导航参数；b)预报下一次变轨发动机点火时间和点火时刻姿态，在滑行段提前完成姿态调整、8.2.5惯性/星光组合导航8.2.5.1惯性/星光组合导航建模惯性/星光组合导航建模的主要步骤如下：a)参考坐标系选取；b)惯性基准误差和星敏感器安装误差定义；c)星敏感器测量星矢量定义；d)测量方程建立；e)惯性/星光状态方程建立。8.2.5.2惯性/星光组合导航滤波方法主要滤波方法如下：a)最小二乘滤波方法；b)卡尔曼滤波方法。惯性导航系统与星光测量系统时间同步的主要方法如下：a)星敏感器星点成像曝光周期的中心时刻作为同步时间；b)惯性导航系统采用中断方式响应星敏感器发出的同步信号，记录中断时间，插值得到同步时刻惯性姿态。主要影响因素为：a)星光测量策略：一般在无动力飞行段进行星光测量，针对地球、太阳和区域进行预处理，测量次数和姿态应满足精度要求；b)星图匹配：根据天区覆盖、数据库大小、匹配速度等因素，选择三角形及其改进算法、多边形角距匹配算法和主星识别法等匹配算法；c)应对星光修正惯性姿态的大小值进行合理性判别，防止误修正。主要过程为：a)获取星敏感器星点坐标测量值和同步时刻的惯性导航姿态角输出信息；b)进行滤波计算求解出惯性姿态基准误差；c)对惯性姿态基准误差进行修正。8.3容错设计8.3.1冗余惯性测量组合容错设计主要设计内容如下：a)冗余信息管理：针对冗余件的故障模式进行分析，对导航惯性器件输出信息进行合理性与有效b)故障诊断逻辑：在不增加方案复杂性和软件复杂度的前提下，应能覆盖多重故障，可先通过惯性器件冗余信息进行常值故障判断与一致性检验，然后考虑其他系统或导航方式辅助诊断；c)故障判别门限：应考虑器件误差、采样误差、飞行环境、诊断周期等因素对故障判别门限的影响，故障判别门限设计还应考虑漏判及误判的影响；d)冗余切换策略：对故障具有隔离能力，冗余切换过程应可靠快速，切换环节应具备可测试性；e)故障信息重构：若已明确诊断发生的故障，则应将故障器件信息剔除后，使用剩余正常器件完成信息重构。8.3.2组合导航算法容错设计容错设计主要内容如下：a)惯性/卫星组合导航：卫星导航接收机的输出信息可能存在野值，或因为飞行器的动态引起大导航误差，以惯性导航系统为参考对卫星导航定位结果进行合理性判别；b)惯性/轨道推算组合导航：轨道推算需要精确的初值，惯性导航与轨道推算之间的切换应综合考虑惯性导航工具误差、滑行段质心运动干扰误差等的影响，当上述条件不利于轨道推算时可利用地面测控站测量信息，发送上面级速度和位置，修正上面级导航误差；c)惯性/星光组合导航：惯性/星光导航应考虑剔除星图匹配存在的误匹配和假星点情况，选择合适的星光修正门限；d)采用多种组合导航系统时，应考虑故障情况下模式间的切换处理，实现系统级容错。9设计验证试验9.1数学仿真试验试验目的如下：a)导航方案论证确定；b)导航算法验证；c)精度指标分析与分配。典型的自主导航数学仿真评估如图3所示，包含飞行器模型与环境模型、敏感器件数学模型、导航算法模块和精度评定模块。环境模型姿态动力学模型轨道动力学模型飞行器速度、位置和姿态信息的标称值数学模型星敏感器惯性测量组合惯性导航卫星导航速度姿态迷度、位轨道信息测量值《含测量误差)图3自主导航数字仿真评估组成图评定导航精度时，飞行动力学模型输出的位置和姿态数据作为标称值，采用平均误差和标准差对自主导航系统的精度进行评估。9.2导航精度单项试验9.2.1试验目的试验目的如下：a)初始对准试验：检验初始对准算法是否正确、初始对准精度是否满足要求、参数是否合理、各干扰状态是否适应；b)惯性导航地面试验：利用惯性测量组合测量信息，在地面导航过程中加入飞行振动环境，测试飞行振动环境下惯性导航的精度；c)惯性/卫星组合导航试验：检验惯性/卫星组合导航算法是否正确、导航精度是否满足要求、参