International Telemetering Conference Proceedings / October 23-26, 2000 / Town & Country Hotel and Conference Center, San Diego, California / NASA Marshall Space Flight Center’s Bantam Robust Guidance Navigation & Control Project is investigating off the shelf navigation sensors that may be inexpensively combined into Kalman filters specifically tuned for launch and orbital vehicles. For this purpose, Marshall has purchased several GPS receivers and is evaluating them for these applications. The paper will discuss the receiver selection criteria and the test equipment used for evaluation. An overview of the analysis will be presented including the evaluation used to determine their success or failure. It will conclude with goals of the program and a recommendation for all GPS users.

Rocket Factory Augsburg (RFA) a German New Space Startup is developing a three-stage rocket launcher aiming at LEO/SSO orbits. A fundamental responsibility of the GNC team is the development of the rocket navigation algorithm to estimate the attitude, position, and velocity allowing the guidance and control loops to autonomously steer the rocket. This thesis focuses on the analysis and design of a Hybrid Navigation system able to satisfy the various necessities of a launch vehicle, such as delay compensation and GNSS outages. The navigation architecture was chosen to be a Closed Loop, Loosely Coupled, Delayed Error State Kalman Filter thanks to the proven capability of COTS receivers to autonomously provide a consistent PVT solution throughout the flight. A preliminary analysis used a reference trajectory to evaluate the effect of the sensor grade on inertial performances and choose an appropriate integration scheme. The filter’s system model was explored using approximate analytical results on observability. The developed navigation module was then tested within a Monte Carlo simulation environment by perturbating the sensor parameter in accordance with the sensor datasheet. As a further verification, the modeled IMU output was compared to the engineering model, to assure that the simulation result would yield conservative errors. Due to concern over the visibility of GNSS satellites during flight, a simplified Almanac-based GPS model has been developed, proving that enough satellite visibility is available along the trajectory. The estimation error was compared with the filter’s estimated covariance and found well within the bounds. Through the study of the covariance evolution, it was determined that given the reference dynamics, the sensor misalignments are the least observable states. Realistic signal outages were introduced in the most critical flight intervals. The filter was indeed found to be robust and the tuning proved to be adequate to capture the dead reckoning drift. Finally, the entire navigation module was deployed onto the avionics engineering model, including the flight computer, IMU, GNSS, and antennas, in a configuration equivalent to flight. The navigation module was then tested to ensure that the execution was in performance under severe multipath errors and prolonged GNSS outages with the covariance estimates correctly covering the uncertainty. / Rocket Factory Augsburg (RFA), ett tyskt nystartat rymdföretag, utvecklar en trestegsraket som siktar på LEO/SSO-banor. Ett grundläggande ansvar för GNC-teamet är utvecklingen av raketnavigationsalgoritmen för att uppskatta attityd, position och hastighet så att styr- och kontrollslingorna kan styra raketen autonomt. Avhandlingen fokuserar på analys och design av ett hybridnavigeringssystem som kan uppfylla de olika krav som ställs på en bärraket, såsom kompensation för fördröjningar och GNSS-avbrott. Navigationsarkitekturen valdes att vara ett Closed Loop, Loosely Coupled, Delayed Error State Kalman Filter tack vare den bevisade förmågan hos COTS-mottagare att autonomt tillhandahålla en konsekvent PVT-lösning under hela flygningen. En preliminär analys använde en referensbana för att utvärdera effekten av sensorkvaliteten på tröghetsprestanda och välja ett lämpligt integrationsschema. Filtrets systemmodell undersöktes med hjälp av approximativa analytiska resultat om observerbarhet. Den utvecklade navigeringsmodulen testades sedan i en Monte Carlo-simuleringsmiljö genom att störa sensorparametern i enlighet med sensorns datablad. Som en ytterligare verifiering jämfördes den modellerade IMU-utgången med den tekniska modellen, för att säkerställa att simuleringsresultatet skulle ge konservativa fel. På grund av oro över GNSS-satelliternas synlighet under flygning har en förenklad Almanac-baserad GPS-modell utvecklats, som bevisar att tillräcklig satellitsikt finns tillgänglig längs banan. Uppskattningsfelet jämfördes med filtrets uppskattade kovarians och låg väl inom gränserna. Genom att studera kovariansutvecklingen fastställdes det att givet referensdynamiken är sensorernas feljusteringar de minst observerbara tillstånden. Realistiska signalavbrott infördes i de mest kritiska flygintervallen. Filtret visade sig verkligen vara robust och inställningen visade sig vara tillräcklig för att fånga upp dödberäkningens drift. Slutligen installerades hela navigeringsmodulen på den flygtekniska modellen, inklusive flygdator, IMU, GNSS och antenner, i en konfiguration som motsvarar en flygning. Navigationsmodulen testades sedan för att säkerställa att utförandet var i prestanda under allvarliga multipath-fel och långvariga GNSS-avbrott med kovariansuppskattningarna som korrekt täcker osäkerheten.