GB/T 40700-2021 上面级自主导航系统设计要求

　　ICS 49 . 020 CCS V 70

　　中 华 人 民 共 和 国 国 家 标 准

　　GB/T 40700—2021

　　上面级自主导航系统设计要求

　　Designrequirementsforautonomousnavigationsystem ofupperstage

　　2021-10-1 1 发布 2022-05-01 实施

　　国家市场监督管理总局国家标准化管理委员会

　　发

　　布

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　　前 言

　　本文件按照 GB/T 1 . 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/TC 425)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。

　　本文件主要起草人：王晋麟、李学锋、李超兵、尤太华、刘敏劫、徐晓雄、尚腾、焉彬、肖称贵、黄飞、徐帆、肖利红、王辉、吕建强、王传魁、程晓明、宋轶姝。

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　　上面级自主导航系统设计要求

　　1 范围

　　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/T 17159 、GB/T 32296 和 GB/T 32455 界定的以及下列术语和定义适用于本文件。

　　3.1

　　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;

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　　c) 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;

　　b) 导航算法设计：包括初始对准、惯性导航、惯性/卫星组合导航、轨道推算和惯性/星光组合导航等;

　　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。

　　图 1 上面级自主导航系统设计流程

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　　8 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

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　　表 1 典型导航方式选择表(续)

　　8 . 1 . 4 冗余配置要求

　　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;

　　b) 应考虑体积、质量、成本等因素;

　　c) 信息源应充足、独立，具有可比性;

　　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

　　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GB/T 32455 ;

　　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GB/T 32455 ;

　　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/T 17159 ;

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　　d) 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/T 32296 。

　　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，分配惯性导航、星光导航、卫星导航系统的指标。

　　8 . 1 . 8 单机指标的提出

　　8 . 1 . 8 . 1 箭载计算机

　　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

　　8 . 1 . 8 . 2 惯性测量组合

　　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

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　　表 4 惯性测量组合主要指标要求(续)

　　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

　　8 . 1 . 8 . 4 星敏感器

　　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 。

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　　表 6 星敏感器主要指标要求

　　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。

　　图 2 上面级自主导航系统组成

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　　8 . 2 导航算法设计

　　8 . 2 . 1 初始对准计算

　　8 . 2 . 1 . 1 约束条件

　　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。

　　8 . 2 . 1 . 2 计算方法

　　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

　　8 . 2 . 2 惯性导航

　　8 . 2 . 2 . 1 惯性导航方程的建立

　　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。

　　8 . 2 . 2 . 2 初始速度位置计算

　　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。

　　8 . 2 . 2 . 3 递推计算

　　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。

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　　8 . 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。

　　8 . 2 . 3 . 3 时间同步方法

　　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。

　　8 . 2 . 3 . 4 修正策略

　　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。

　　8 . 2 . 3 . 5 修正过程

　　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。

　　8 . 2 . 4 轨道推算

　　8 . 2 . 4 . 1 起算时间

　　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;

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　　d) 其他导航方式不可用时。

　　8 . 2 . 4 . 2 推算周期

　　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。

　　8 . 2 . 4 . 3 推算模型

　　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。

　　8 . 2 . 4 . 4 推算方法

　　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。

　　8 . 2 . 4 . 5 推算结果的使用

　　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。

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　　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。

　　8 . 2 . 5 . 3 时间同步方法

　　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。

　　8 . 2 . 5 . 4 修正策略

　　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、太阳和月亮等不同天体，对测星区域进行预处理，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。

　　8 . 2 . 5 . 5 修正过程

　　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性的判断，避免误判;

　　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。

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　　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

　　9 . 1 . 1 试验目的

　　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。

　　9 . 1 . 2 精度评定

　　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。

　　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。

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　　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、参数是否合理、各干扰状态是否适应;

　　d) 轨道推算试验：检验轨道推算的算法是否正确、推算结果是否满足要求;

　　e) 惯性/星光组合导航试验：检验惯性/星光组合导航算法是否正确、导航精度是否满足要求、参数是否合理、各干扰状态是否适应。

　　9 . 2 . 2 精度评定

　　依据试验条件和环境因素，设置不同的试验进行精度评定，主要分为：

　　a) 室内静态试验;

　　b) 室内动态试验;

　　c) 搭载试验。

　　9 . 3 全系统半实物仿真试验

　　9 . 3 . 1 试验目的

　　试验目的如下：

　　a) 验证导航系统方案的正确性和可行性;

　　b) 检验导航系统设计参数选取的合理性，考核系统偏差对精度的影响;

　　c) 检验导航与其他系统之间的协调匹配性;

　　d) 验证飞行控制软件中导航系统的设计的正确性、适应性;

　　e) 检验导航系统软、硬件之间的协调匹配性;

　　f) 考核各种导航方式及其组合后导航算法实现的正确性;

　　g) 冗余容错设计考核，通过注入不同的故障模式，模拟多冗余惯性测量组合、卫星导航接收机和星敏感器故障，考核冗余容错设计的正确性。

　　9 . 3 . 2 精度评定

　　典型的半实物仿真试验组成图如图 4 所示，图中给出的是采用总线通讯方式，与真实箭上设备通讯方式一致，具体可根据箭上设备间通讯方式而确定。 半实物仿真试验可模拟整个飞行过程，半实物仿真试验环境可进行惯性/卫星组合导航和轨道推算导航精度试验。

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　　图 4 自主导航半实物仿真试验组成图

　　精度评定主要采用的模拟误差：

　　a) 模拟系统方法误差(例如火箭发动机推力、安装偏差)，质量特性偏差，飞行环境(大气密度、气压、风速风向)偏差;

　　b) 模拟工具误差(例如惯性测量组合陀螺仪和加速度计误差)，初始对准误差，卫星导航接收机、星敏感器测量误差。

　　10 飞行试验确认

　　收集完整的飞行试验数据，对收集的数据进行判读，确认上面级自主导航系统的方案正确性、设计参数合理性、精度满足情况和环境适用性。