Корекція вимірювань обертального руху ракети космічного призначения безплатформної інерціальної навігаційної системи з використанням астронавігаційної системи
| dc.contributor.author | Голубек, О. В. | |
| dc.date.accessioned | 2026-09-17T08:56:37Z | |
| dc.date.available | 2026-09-17T08:56:37Z | |
| dc.date.issued | 2024 | |
| dc.description.abstract | Вступ. Одним із завдань розробки безплатформних інерціальних навігаційних систем із мікроелектромеханічними сенсорами ракет космічного призначення є забезпечення жорстких вимог до точності визначення поступального й обертального руху, що гарантують вдале виконання місії виведення супутників. Проблематика. Вплив широкого спектру випадкових збурень призводить до деградації параметрів руху безплатформної інерціальної навігаційної системи ракети космічного призначення, побудованої із застосуванням мікроелектромеханічних сенсорів. Одним із шляхів компенсації цієї деградації є комплексне застосування систем інерціальної навігації та астронавігації. Мета. Підвищення точності виведення супутника ракетою космічного призначення з використанням безплатформної інерціальної навігаційної системи з мікроелектромеханічними сенсорами через застосування астронавігаційної системи із зірковим датчиком. Матеріали й методи. Розробка фільтра Калмана, що забезпечує комплексну обробку вимірювань параметрів обертального руху ракети безплатформною інерціальною навігаційною системою і зірковим датчиком. Статистичне моделювання польоту ракети космічного призначення в умовах дії різноманітних стохастичних збурень. Статистична обробка результатів моделювання. Аналіз ефективності запропонованого рішення. Результати. Розроблено працездатну математичну модель корекції вимірювань параметрів обертального руху ракети космічного призначення з використанням фільтра Калмана. Перевірено її працездатність на прикладі запуску ракети космічного призначення на сонячно-синхронну орбіту висотою 700 км з використанням двоімпульсної схеми виведення. Показано, що використання запропонованого рішення дозволяє підвищити точність визначення кутової орієнтації до 90 %, а також підвищити точність виведення супутника за висотою та нахиленням орбіти до 5 %. Висновки. Запропоновану розробку можна застосувати для побудови навігаційних систем сучасних ракет космічного призначення. | |
| dc.identifier.citation | Голубек, О. (2024). КОРЕКЦІЯ ВИМІРЮВАНЬ ОБЕРТАЛЬНОГО РУХУ РАКЕТИ КОСМІЧНОГО ПРИЗНАЧЕНИЯ БЕЗПЛАТФОРМНОЇ ІНЕРЦІАЛЬНОЇ НАВІГАЦІЙНОЇ СИСТЕМИ З ВИКОРИСТАННЯМ АСТРОНАВІГАЦІЙНОЇ СИСТЕМИ. Science and Innovation, 20(1), 74–86. https://doi.org/10.15407/scine20.01.074 | |
| dc.identifier.uri | https://scinn-eng.org.ua/ojs/index.php/ni/article/view/548 | |
| dc.identifier.uri | https://dr.csbc.edu.ua/handle/123456789/2869 | |
| dc.publisher | Національна академія наук України, Видавничий дім «Академперіодика» | |
| dc.subject | TECHNOLOGY | |
| dc.title | Корекція вимірювань обертального руху ракети космічного призначения безплатформної інерціальної навігаційної системи з використанням астронавігаційної системи | |
| dc.title.alternative | Correcting Measurements of Launch Vehicle’s Angular Motion Parameters of a Strapdown Inertial Navigation System with the Use of a Celestial Navigation System | |
| dc.type | Article |