Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Активные магнитные системы управления ориентацией [1] благодаря простоте разработки аппаратной части и надежности стали популярны среди разработчиков спутников формата кубсат в тех случаях, когда миссия не предъявляет высоких требований к точности стабилизации. Магнитные исполнительные органы и магнитометры применялись в контуре системы управления ориентацией с самого начала космической эры, однако в последнее время благодаря успехам микроэлектроники они стали особенно популярны среди разработчиков малых аппаратов. В литературе известны результаты, позволяющие говорить об управляемости спутника с магнитной системой ориентации [2]. Синтезированы алгоритмы управления ориентацией космического аппарата по трем осям [1]. Можно выделить две основные проблемы магнитных систем ориентации — идентификация и компенсация неопределенностей в параметрах системы (таких, например, как компоненты тензора инерции) и возмущений внешней среды, а также сбои в работе бортовых моделей, вызванные внешними факторами. Решению первой проблемы посвящено достаточно много работ, в основном применяющих алгоритмы фильтрации для определения неучтенных возмущений (см. например, [1]). Настоящий доклад сосредоточен на решении второй проблемы, а именно на ранней диагностике аномальной работы тех компонентов системы ориентации, от которых зависит точность бортовых моделей, использующихся в процедуре определения ориентации.
Рассматриваемая система ориентации включает электромагнитные катушки в качестве исполнительных органов, а в качестве датчиков — магнитометры, датчики угловой скорости и датчики Солнца. Система спроектирована в ходе работы над проектом космического центра Сколтеха и, как многие университетские космические разработки полагается на использование недорогих, коммерчески доступных компонентов. Исследуемые аномалии связаны с уходом бортового времени (в [3] показано, что космическая радиация может значительно влиять на точность отсчета времени на таких компонентах) и с эффектом «ложного Солнца» в солнечных датчиках. Потеря точного времени влияет на определение положения спутника на орбите, что влечёт за собой некорректное определение модельного вектора геомагнитной индукции, использующегося при определении ориентации. Ложные показания солнечных датчиков также ведут к некорректной работе алгоритмов определения ориентации. Своевременное определение аномального поведения позволит избежать потери ориентации за счёт коррекции бортового времени с помощью GPS-приемника (который в соответствии с проектом не может функционировать на постоянной основе из соображений энергобаланса).
Поскольку даже в небольших космических аппаратах количество телеметрических параметров составляет несколько десятков, а в крупных достигает десятки тысяч, ручной контроль не представляется возможным, и возникает задача автоматизации поиска аномалий и идентификации различных видов отказов во время полета. Данная работа ставит своей задачей идентификацию причины потери ориентации космическим аппаратом для автоматического принятия решения о корректирующих действиях и для продвинутого анализа телеметрической информации на этапе расследования нештатной ситуации.
Для решения этой задачи используется численное моделирование работы системы ориентации и стабилизации космического аппарата, его датчиков и динамики углового движения. Среди возможных причин отказа системы ориентации рассматриваются эффект ложного солнца, потеря точности бортовых часов, неисправности различных датчиков. Показано, что оказывается возможным определить причину отказа как методами, основанными на правилах [4], так и статистическими методами. В качестве инструмента статистического анализа телеметрической информации используются копулы [5]. Этот инструмент позволяет выявлять неучтенные или неочевидные статистические взаимосвязи различных динамических параметров друг с другом на основе анализа данных. В работе используются выявленные таким образом взаимосвязи и их параметры для поиска и идентификации отказов и аномальных состояний космического аппарата, что может быть полезно как на этапе принятия решений о корректирующих воздействиях, так и для расследования инцидентов.
В работе сравнивается эффективность различных подходов к решению этой задачи: моделеориентированный подход с непосредственным созданием правил идентификации и подход, основанный на статистическом анализе данных бортовой телеметрической информации. Анализируются такие показатели работы сравниваемых подходов как точность и полнота идентификации, а также оперативность распознавания. Обсуждаются различные сценарии использования упомянутых подходов в задаче обеспечения безопасности полета.
