¿Cómo se convirtieron las salidas del acelerómetro y el giroscopio de velocidad del transbordador espacial en vectores confiables de posición y velocidad antes de introducirlos en el software GNC? ¿Hay algún documento que detalle esos cálculos?
Sé que la velocidad a menudo proviene de la integración de una señal de aceleración, después de un procesamiento de la señal para filtrar el ruido de alta frecuencia, y esa posición normalmente proviene de la integración doble de la aceleración.
Pero deben tener en cuenta los efectos no ideales, como la fricción y la precesión del giroscopio, así como los errores del sensor y de integración. Tengo curiosidad acerca de la implementación real de los cálculos o al menos una explicación detallada de ellos, aunque los documentos de la NASA normalmente son muy, muy generosos con los detalles de los cálculos para las personas que los buscan, así que sospecho que hay un documento que tiene exactamente esta información?
También me interesan estos cálculos tal y como se hicieron en el Saturno V si por casualidad faltan para el transbordador espacial.
En general, trataré esto como una solicitud de referencia, ya que el tema es extenso. Pero tiene razón, todo está en documentos disponibles públicamente.
Resumen
Ascenso: las tres IMU se calibran y alinean antes del despegue. El software de navegación de ascenso a bordo se inicializa en el despegue menos ocho segundos. Durante un ascenso nominal, la navegación PASS y BFS procesa únicamente los datos IMU [McHenry, 1979]. Un vector de estado se mantiene seleccionando los datos de aceleración de valor medio de las tres IMU. No se procesan mediciones de sensores externos y no hay una lógica de filtro Kalman integrada que se ejecute durante el ascenso.
Órbita: durante la fase de órbita, el control de la misión supervisa y mantiene el vector de estado de navegación a bordo a través de enlaces ascendentes de vector de estado. Mission Control también puede vincular una fuerza de ventilación para que la usen los GPC para ayudar a reducir el crecimiento de errores en el vector de estado a bordo. La fuerza de ventilación tiene en cuenta las fuerzas no propulsoras que actúan sobre el orbitador y que no pueden ser detectadas por las IMU del sistema de navegación inercial de alta precisión (HAINS). Los valores de ventilación se basan en el historial de vuelo para actitudes específicas del orbitador. El MCC también puede enviar un factor K de arrastre, aunque el orbitador nunca ha utilizado este procedimiento. La alineación de las IMU de HAINS se realiza periódicamente utilizando avistamientos de estrellas [Smith, 1983]. Dos rastreadores de estrellas con líneas de visión casi ortogonales están ubicados en la nariz del orbitador. Mission Control también puede utilizar los datos de avistamientos de estrellas para determinar los sesgos del giroscopio IMU. Luego, los sesgos determinados en tierra se vinculan para su uso en el software de vuelo Shuttle PASS. Si el orbitador no puede maniobrar a una actitud de avistamiento de estrellas debido a una desalineación excesiva de la IMU, un miembro de la tripulación que apunte a una estrella puede realizar una alineación aproximada utilizando la pantalla de visualización frontal (HUD) o el COAS. Una alineación de HUD o COAS sería seguida por una alineación de estrellas precisa utilizando los rastreadores de estrellas.
Entrada: Durante la entrada, se mantienen tres vectores de estado de navegación independientes en el PASS [Ewell, 1982]. Cada uno utiliza datos de velocidad detectados y acumulados de una IMU diferente para proteger contra fallas de la IMU. El filtro de Kalman utiliza datos de sensores externos para mejorar la precisión de los tres vectores de estado. ... Un filtro de selección selecciona un vector de estado de navegación (posición y velocidad) como el vector de estado de navegación seleccionado.
Fuente: JSC-63653 Historia técnica de navegación con lecciones aprendidas
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Bret Copeland