Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов. При этом устройство снабжено, для каждого из указанных Д, одномерными или двумерными (или их комбинацией) Д измерения углов. Последние включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д определения ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Углы измеряют, например, между рабочими осями Д ориентации и основанием. Учёт этих углов (в блоке обработки данных) имеет целью исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости их конструкции. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Группа изобретений относится к космической и авиационной технике, а именно к технологии повышения точности определения ориентации космических аппаратов (КА) и летательных аппаратов (ЛА) в инерциальной системе координат и относительно определенных небесных тел небесных тел - астрономических объектов, в частности таких как, Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн и т.д.

Уровень техники

Из уровня техники известны технические решения, обеспечивающие высокоточное определение ориентации космических или летательных аппаратов относительно инерциальной системы координат и относительно определенных астрономических объектов. Эти устройства содержат несколько датчиков определения ориентации одного или различных типов. Конструктивно эти устройства могут иметь вид моноблоков, в которых все датчики и блок обработки данных объединены в единую конструкцию, так и представлять распределенные системы, где датчики ориентации устанавливаются в различных местах космического или летательного аппарата и соединяются с блоком обработки данных с помощью кабельной сети.

Из уровня техники известно решение - прибор для звездной ориентации Hydra фирмы Sodern (Франция), в котором установлены 3 или 4 высокоточных звездных датчика ориентации с погрешностями порядка 1,5 угловой секунды и блок обработки данных (Всероссийская научно-техническая конференция современные проблемы определения ориентации и навигации космических аппаратов, Россия, Таруса, 22-25 сентября 2008 года, http://www.iki.rssi.ru/books/2008tarusa.pdf) (Фиг. 1 и 2).

Из уровня техники известно решение, представленное в патенте US 6272432 В1 - (опубликовано 07.08.2011, кл. G01C 21/02), в котором предложено устройство определения ориентации, включающее в себя звездный датчик ориентации и три одноосных гироскопических датчика.

Из уровня техники известно решение - прибор для ориентации относительно Солнца (определения направления на Солнце) БОКС-01, разработанный фирмой «Оптэкс» (Россия), в котором установлены два высокоточных двухкоординатных щелевых датчика направления на Солнце и общий блок обработки данных (Вторая Всероссийская научно-техническая конференция «Современные проблемы ориентации и навигации космических аппаратов», Россия, Таруса, 13-16 сентября 2010 года, стр. 22-23 http://ofo.ikiweb.ru/publ/conf_2010_tez.pdf) (см. фиг. 3).

Из уровня техники известно решение - распределенная система определения ориентации, установленная на Российском сегменте Международной космической станции (МКС). Она включает в себя гироскопический измеритель вектора угловой скорости (ГИВУС), установленный внутри гермоотсека МКС, три звездных датчика БОКЗ и один солнечный датчик БОКС, установленные на наружной поверхности служебного модуля «Звезда». Обработка данных ГИВУС, датчиков БОКЗ и БОКС осуществляется компьютерами бортовой системы Российского сегмента МКС.

Однако у всех вышеперечисленных устройств определения ориентации была обнаружена проблема, связанная с высокой точностью датчиков ориентации. Наличие этой проблемы было подтверждено в ряде лабораторных и натурных экспериментов [А.В. Никитин, Б.С. Дунаев, В.А. Красиков, Механика, управление и информатика №2. С. 62-69 (2011) и А.Ю. Карелин, Ю.Н. Зыбин, В.О. Князев, А.А. Поздняков, Механика, управление и информатика №19, С. 120-128 (2015)]. Эксперименты имели следующий вид: рядом друг с другом устанавливались два или несколько звездных датчиков, оптические системы которых были направлены примерно одинаково. С этих датчиков одновременно снимались показания. Результаты экспериментов показали, что погрешность измерений каждого из датчиков в ходе всего эксперимента оставалась соответствующей их техническим характеристикам (т.е. 1-3 секунды дуги), но их взаимная ориентация изменялась на несколько угловых секунд, а некоторых экспериментах на 10-20 угловых секунд. Наиболее вероятной причиной этих отклонений являются тепловые деформации и механические воздействия. Результаты экспериментов означают, что устройства определения ориентации, содержащие датчики с погрешностями меньше 3-5 угловых секунд, выдают неверные показания с существенной систематической ошибкой из-за недостаточной механической жесткости конструкций, на которых установлены датчики.

Известен способ решения этой проблемы за счет повышение жесткости конструкций. Такое решение позволяет уменьшить величину описанной систематической ошибки, но приводит к существенному увеличению массы устройства определения ориентации, что во многих космических и летательных аппаратах является неприемлемым. При ожидаемом в ближайшие десятилетия переходе к датчикам определения ориентации с субсекундными погрешностями решению указанной проблемы за счет увеличения жесткости механической конструкции оказывается совершенно неэффективным.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является разработка способа и устройства для определения ориентации космических или летательных аппаратов, обеспечивающих точное определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат и/или относительно астрономических объектов (в частности таких, как планеты, спутники и астероиды, например Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн и т.д.).

Под астрономическим объектом понимается небесное тело - материальный объект, естественным образом сформировавшийся в космическом пространстве.

Техническим результатом изобретения является снижение погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат и/или относительно астрономических объектов за счет устранения систематической ошибки, связанной с изменением взаимного положения датчиков определения ориентации под действием механических, тепловых и других деформаций конструкций на которых устанавливаются датчики.

Поставленная задача решается тем, что устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит основание, по меньшей мере один датчик определения ориентации относительно инерциальной системы координат и по меньшей мере, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенные на основании, а также, взятые на каждый датчик определения ориентации, по меньшей мере, три одномерных датчика измерения углов или, по меньшей мере, два двумерных датчика измерения углов, или комбинацию из, по меньшей мере, одного одномерного и, по меньшей мере, одного двумерного датчика измерения углов, и блок обработки полученных данных с упомянутых датчиков, при этом датчики измерения углов включают источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент, где источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства или на одном из датчиков определения ориентации, а отражающий элемент установлен на одном из датчиков определения ориентации с обеспечением приема пучка излучения от отражающего элемента, при этом источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент датчиков измерения углов установлены с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.

Датчик определения ориентации относительно астрономических объектов может представлять собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.

Датчик измерения расстояния может представлять собой оптический или электромеханический, или интерференционный датчик.

Датчик определения ориентации относительно инерциальной системы координат может представлять собой гироскопический и/или звездный датчик.

Предпочтительно устройство содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, один датчик относительно астрономических объектов и восемь двумерных или двенадцать одномерных датчиков измерения углов.

Датчики измерения углов могут быть выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства.

По меньшей мере, три одномерных датчиков измерения углов или, по меньшей мере, два двумерных датчиков измерения углов, или, по меньшей мере, один одномерный и, по меньшей мере, один двумерный датчики измерения углов могут быть выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения углов между разными датчиками определения ориентации.

Поставленная задача решается также за счет способа определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутого устройства и включает следующие этапы:

- измерение и передачу показаний датчиков определения ориентации и датчиков измерения углов в блок обработки данных;

- определение значений углов ориентации датчиков определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации;

- преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота P_i, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где i - номер датчика ориентации;

- преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно астрономических объектов в матрицу трехмерного поворота R_j, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j - номер датчика ориентации и номер соответствующего объекта;

- преобразование показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота S_i, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат, а погрешности показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в погрешности σ_i матрицы трехмерного поворота S_i;

- преобразование показаний каждого датчика определения ориентации относительно астрономических объектов в единичный вектор направления на объект в конструкционной системе координат датчика V_j, где j - номер датчика определения ориентации и номер соответствующего космического объекта;

- определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства U_j по формуле U_j=R_j×V_j;

- вычисление матрицы трехмерного поворота Q, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси инерциальной системы координат;

- получение векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата O_j по формуле

O_j=K×U_j,

где K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата;

- получение векторов направлений на астрономические космические объекты в инерциальной системе координат устройства E_j по формуле

E_j=Q×U_j;

- получение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, по формуле

А=K×Q.

Матрицу Q возможно вычислить по двум математическим формулам.

Матрицу Q возможно вычислить с помощью Калмановской фильтрации.

Матрицу Q возможно вычислить на основе метода «data fusion».

Определение значений углов ориентации каждого датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства выполняют на основе показаний всех датчиков измерения углов путем решения системы линейных уравнений взаимной ориентации датчиков определения ориентации и устройства.

Краткое описание чертежей

Изобретение поясняется чертежами, где

на фиг. 1 представлен прототип устройства определения ориентации - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с тремя оптическими головками;

на фиг. 2 представлен прототип устройства определения ориентации - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с четырьмя оптическими головками;

на фиг. 3 представлен прототип устройства определения ориентации - солнечный датчик БОКС-01, разработанный фирмой «Оптэкс» (Россия), с двумя оптическими головками;

на фиг. 4 показана схема устройства определения ориентации.

Позициями на фигуре 4 обозначены: 1 - датчики определения ориентации, 2 - блок обработки данных, 3 - датчики измерения углов.

Осуществление изобретения

Устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов, содержащее основание, по меньшей мере один датчик определения ориентации относительно инерциальной системы координат и по меньшей мере, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов (таких как планеты, спутники и астероиды, например Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн), расположенные на основании, а также, по меньшей мере, три одномерных датчика измерения углов или, по меньшей мере, два двумерных датчика измерения углов, или комбинацию из, по меньшей мере, одного одномерного и, по меньшей мере, одного двумерного датчика измерения углов, взятых на каждый датчик определения ориентации, и блок обработки полученных данных с упомянутых датчиков.

Конструктивно устройство определения ориентации может представлять собой моноблок - единое устройство, или быть распределенным устройством, части которого устанавливаются в различных местах космического или летательного аппарата. Датчики определения ориентации закреплены в конструкции устройства определения ориентации, но из-за механических, тепловых и других нагрузок могут отклоняться от штатного положения на небольшие углы.

Датчики определения ориентации, входящие в устройство, могут быть двух типов:

1) датчик(и) определения ориентации относительно инерциальной системы координат может представлять собой гироскопический (инерциальный) и/или звездный датчик(и).

2) датчик(и) определения ориентации относительно астрономических объектов может представлять собой датчик(и) направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.

Обычно важной бывает ориентация космического или летательного аппарат относительно крупных небесных объектов: Солнца, Земли, Луны, Венеры, Марса, Юпитера, Сатурна и т.д. Перечисленные объекты сильно различаются по своим характеристикам. Поэтому для определения направления на них с малых расстояний, когда они выглядят протяженными телами, при этом с высокой точностью необходимы приборы различной конструкции. Из-за этого направление на каждый объект определяет особый датчик (или группа датчиков).

С каждым датчиком определения ориентации связана своя конструкционная система координат. Обычно это декартова прямоугольная система. У оптических датчиков определения ориентации (звездные датчики, датчики направления на Солнца, Землю или Луну) обычно одна из конструкционных осей координат совпадает с осью визирования оптической системы датчика. У одноосных гироскопических датчиков одна из осей обычно направляется параллельно оси гироскопа.

С устройством определения ориентации в целом связывается своя конструкционная система координат. Если устройство представляет собой моноблок, то обычно конструкционная система координат связана с основанием устройства, которым оно крепится к космическому или летательному аппарату. Конструкционная система координат распределенного устройства определения ориентации может совпадать с конструкционной системой координат самого космического или летательного аппарата.

Результатом проведения измерений датчиками определения ориентации первого типа (относительно инерциальной системы координат) служат параметры разворота осей конструкционной системы координат датчика относительно инерциальной системы координат. Эти параметры могут быть представлены в виде трех углов Эйлера, кватерниона поворота, матрицы трехмерного поворота и т.п. Все эти представления содержат три независимых параметра и любое из них может быть получено из других.

Результатом измерений датчиками определения ориентации второго типа (относительно астрономического объекта) служит направление на некоторую точку соответствующего космического объекта (обычно на его центр) в конструкционной системе координат датчика. Это направление может быть представлено двумя углами, тремя направляющими косинусами и т.п. Все эти представления содержат два независимых параметра.

Помимо значений показаний датчики определения ориентации могут выдавать оценки их погрешностей. Сопровождать каждый акт выполнения измерения оценкой погрешностей важно, если погрешность существенно меняется в зависимости от положения или состояния космического объекта, от направления датчика в пространстве или меняется со временем. В случаях, когда погрешность показаний датчика определения ориентации изменяется мало, ее можно определить заранее и считать известной характеристикой датчика.

Результатами функционирования устройства определения ориентации являются:

1) определение параметров разворота осей конструкционной системы координат устройства определения ориентации и конструкционной системы координат космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат;

2) определение направлений на астрономические космические объекты в конструкционной системе координат устройства определения ориентации, конструкционной системы координат космического или летательного аппарата и в инерциальной системе координат.

Для определения ориентации самого космического или летательного аппарата и направлений на астрономические объекты в его системе координат необходимо знать матрицу перехода между конструкционными системами координат устройства определения ориентации и космического аппарата. Эта матрица либо считается неизменной за время функционирования космического или летательного аппарата и известной (она определяется при монтаже устройства определения ориентации на борт), либо определяется и контролируется бортовыми системами аппарата, не относящимися к устройству определения ориентации.

Для получения результатов функционирования устройства определения ориентации помимо показаний датчиков определения ориентации, входящих в состав устройства, необходимо знать развороты (ориентацию) датчиков относительно конструкционной системы координат устройства. В современных устройствах определения ориентации эти развороты считаются известными и определяются во время сборки устройства или при установке его на борт. Предполагается, что положение и ориентация датчиков внутри устройств определения ориентации не меняются за время эксплуатации, и что эта неизменность обеспечивается механической жесткостью конструкций моноблочных устройств определения ориентации или жесткостью конструкций самого космического или летательного аппарата для распределенных устройств.

Однако, как показали испытания, механическая жесткость конструкций позволяет удерживать взаимную ориентацию датчиков внутри устройства определения ориентации с погрешностью не менее 3-5 угловых секунд. Если в устройстве определения ориентации устанавливаются более точные датчики, то механические и тепловые деформации конструкций устройства вызывают систематическую ошибку величиной 3-5 угловых секунд или больше. Сегодня такой малой погрешностью обладают наиболее точные гироскопы, а также звездные и солнечные датчики ориентации. В ближайшие десятилетия ожидается появление датчиков определения ориентации с погрешностями около 0,1 угловой секунды. Для таких точностей удержание взаимного положения датчиков в устройстве за счет жесткости механических конструкций будет совершенно недостаточным.

Датчики измерения углов могут быть одномерными или двумерными. Одномерный датчик измеряет один угол между определенными элементами конструкций устройства или датчиков определения ориентации. Двумерный датчик одновременно измеряет два угла между соответствующими элементами конструкций.

Для решения поставленной задачи в состав устройства должны входить, по меньшей мере, по три одномерных датчика измерений углов на каждый датчик определения ориентации или, по меньшей мере, по два двумерных датчика измерений углов на каждый датчик определения ориентации, или комбинацию из, по меньшей мере, по одного одномерного и, по меньшей мере, одного двумерного датчиков измерений углов, взятых на каждый датчик определения ориентации.

Датчики измерения углов в реальном времени определяют разворот (ориентацию) систем координат датчиков друг относительно друга или относительно конструкционной системы координат устройства определения ориентации. Знание реальной геометрической конфигурации устройства определения ориентации (т.е. угловое положение входящих в нее датчиков определения ориентации) позволяет на основе показаний датчиков определить ориентацию устройства с погрешностью близкой к погрешности входящих в нее датчиков.

Один из возможных вариантов конструкции как одномерного, так и двумерного датчика измерения углов включает источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент; источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства или на одном из датчиков определения ориентации. Отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации. Взаимное расположение источника излучения и отражающего элемента должно обеспечивать попадание отраженного от отражающего элемента пучка излучения на приемник при всех допустимых изменениях положения отражающего элемента (отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации с обеспечением приема пучка излучения от отражающего элемента). В одномерном датчике измерения углов может использоваться как линейные, так и матричные приемники излучения, в двумерном датчике измерения углов - только матричные.

Для датчиков измерения углов, установленных на конкретном датчике определения ориентации, установка их упомянутых конструктивных элементов выполнена с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.

Для корректного функционирования устройства определения ориентации необходимо знать только разворот датчиков определения ориентации относительно системы координат устройства, их линейное перемещение не изменяет показания датчиков определения ориентации и не сказывается на результате функционирования устройства. Поэтому нам важно только угловое положение датчиков определения ориентации относительно устройства. Эти углы могут измеряться непосредственно, с помощью датчиков измерения углов.

Погрешность измерения углов должна быть порядка погрешности датчиков определения ориентации, т.е. не больше 1-3 угловых секунд для современных звездных датчиков и гироскопов и не более 0,1-0,3 угловой секунды для высокоточных датчиков определения ориентации следующего поколения. Эти значения определяют допустимые погрешности датчиков измерения угла.

Тип датчиков измерения углов не имеет значения. Могут использоваться механические, интерференционные, электромеханические (емкостные, магнитные, индуктивные и т.д.), оптические и другие типы датчиков измерения углов обладающих необходимой величиной погрешности. На выбор типа датчика могут повлиять требования функционирования в космических или полетных условиях, массогабаритные или энергозатратные ограничения, а также влияние датчиков на другую бортовую аппаратуру.

Для измерения могут быть выбраны углы между отдельным датчиком определения ориентации и референсной частью устройства ориентации (например, основанием устройства), в этом случае по результатам этих измерений непосредственно определяется разворот системы координат этого датчика относительно системы координат устройства.

Другой вариант определения ориентации датчиков в системе координат устройства определения ориентации состоит в измерении как углов между датчиками и референсной частью устройства определения ориентации, так и между парами датчиков.

Т.е. по меньшей мере, три одномерных датчиков измерения углов или, по меньшей мере, два двумерных датчиков измерения углов, или, по меньшей мере, один одномерный и, по меньшей мере, один двумерный датчики измерения углов выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения углов между разными датчиками определения ориентации.

При этом измерение углов относительно референсной части устройства определения ориентации должно быть выполнено, по меньшей мере, для трех одномерных датчиков измерения углов или, по меньшей мере, для двух двумерных датчиков измерения углов, или, по меньшей мере, одного одномерного и по меньшей мере одного двумерного датчиков измерения углов. На основе полученного набора измерения углов определяется разворот системы координат каждого из датчиков относительно системы координат устройства определения ориентации. Т.е. датчики измерения углов выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - выполнены с возможностью измерения углов между разными датчиками ориентации в составе устройства.

Предпочтительная конструкция устройства определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, один датчик определения ориентации относительно астрономического объекта и восемь двумерных или двенадцать одномерных датчиков измерения углов, что позволит уменьшить погрешность определения ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов.

Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутого устройства включает:

а) измерение и передачу показаний датчиков определения ориентации и датчиков измерения углов в блок обработки данных.

Показания с датчиков определения ориентации и датчиков измерения углов, измеряют и передают в блок обработки данных. Датчики определения ориентации первого типа (относительно инерциальной системы координат) определяют параметры ориентации датчика относительно инерциальной системы координат. Эти параметры могут быть представлены несколькими эквивалентными способами, например, в виде матрицы трехмерного поворота, который переводит оси конструкционной системы координат в оси инерциальной системы координат. Датчики определения ориентации второго типа (относительно определенного астрономического космического объекта) определяют направление на некоторую точку соответствующего астрономического космического объекта (обычно на его центр) в конструкционной системе координат датчика. Дополнительно, датчики обоих типов могут выдавать оценку погрешности полученных параметров ориентации;

б) определение углов ориентации датчиков определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации (т.е. определение направления осей конструкционной системы координат каждого из датчиков относительно конструкционной системы координат устройства) на основе показаний датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации.

На каждом датчике определения ориентации устанавливают отражательные элементы (зеркала, отражательные призмы и т.п.). На основании устройства определения ориентации или на других датчиках определения ориентации устанавливают источники излучения (лазеры, лазерные диоды и др.), испускающих узкие коллимированные пучки излучения, и координатно-чувствительные приемники излучения (например, матричные или линейные ПЗС или КМОП приемники излучения. ПЗС - прибор с зарядовой связью; КМОП - комплементарный металл-окисел полупроводник). Пучок излучения от первого источника излучения направляют так, чтобы он попадал на первый отражательный элемент, а после отражения от него падал примерно в центр первого приемника излучения. Аналогично второй и последующих датчиков измерения углов пучок отражается от соответствующего отражательного элемента и попадает в примерно центр соответствующего приемника излучения. На одном датчике определения ориентации должны быть установлены по меньшей мере три одномерных датчика измерения углов или по меньшей мере два двумерных датчика измерения углов, или по меньшей мере один одномерный и один двумерный датчиков измерения углов. В состав каждого из этих датчиков входят по одному источнику и приемнику излучения и один отражательный элемент. При изменении углового положения датчика определения ориентации изображение пучков на приемниках излучения смещаются. Если расстояние от отражательного элемента до приемника излучения составляет 0,3 м, то поворот датчика на 1 угловую секунду приводит к смещению изображения луча на 1,5 мкм. Это смещение составляет 1/10-1/3 пикселя промышленно выпускаемых ПЗС и КМОП матриц или линеек и легко регистрируется при современном уровне техники.

Если плоскости, которые задают лучи (до и после отражения) не параллельны друг другу, то по смещению изображения двух лучей на двух матричных приемниках излучения можно определить изменения всех трех параметров ориентации датчика относительно системы координат устройства определения ориентации.

Описанная конструкция датчика измерения углов предназначена для регистрации малых смещений датчиков определения ориентации относительно некоторого начального положения, что полностью соответствует решению поставленной задачи. Положения датчиков задаются конструкцией устройства определения ориентации, начальные значения параметров ориентации датчиков определяются при сборке устройства;

в) преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота P_i, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где i - номер датчика ориентации;

г) преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно астрономических объектов в матрицу трехмерного поворота R_j, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j - номер датчика ориентации и номер соответствующего объекта;

д) преобразование показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота S_i, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат, а погрешностей показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в погрешности а матрицы трехмерного поворота S_i;

е) преобразование показаний каждого датчика определения ориентации относительно астрономических объектов в единичный вектор направления на объект в конструкционной системе координат датчика V_j, где j - номер датчика определения ориентации и номер соответствующего космического объекта;

ж) получение векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства U_j по формуле

U_j=R_j×V_j;

з) вычисление матрицы трехмерного поворота Q, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси инерциальной системы координат;

Вычисление матрицы Q может выполняться следующими способами:

i) Если показания i-го датчика определения ориентации сопровождается оценкой погрешности измерения σ_i и величины этих погрешностей различны, то матрица Q вычисляется по формуле

где N - число датчиков ориентации в устройстве.

ii) Если погрешности датчиков примерно одинаковы, то матрица Q вычисляется по формуле

.

iii) Способ вычисления матрицы Q, основанный на Калмановской фильтрации, [Zhang Н., Sang Н., Shen X., Adaptive Federated Kalman Filtering Attitude Estimation Algorithm for Double-FOV Star Sensor, Journal of Computational Information Systems 6: 10 (2010) 3201-3208];

iv) Способ вычисления матрицы Q на основе метода «data fusion» [Chiang Y.-T., Chang F.R., Wang L.S., Jan Y.W., Ting L.H., Data fusion of three attitude sensors, SICE 2001. Proceedings of the 40th SICE Annual Conference. International Session Papers, P. 234-239 (2001) и Uhlmann J.K., General Data Fusion for Estimates with Unknown Cross Covariances, Society of Photo-Optical Instrumentation Engineers (SPIE) Conference Series, V. 2755, 1996, P. 536-547];

и) получение векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата O_j по формуле

O_j=K×U_j,

где K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата.

Матрица K считается известной или передается устройству определения ориентации бортовыми системами аппарата, на котором установлено устройство. Информация о матрице поворота K зависит от того на какой именной аппарат и в какое его место установлено устройство, причем эта матрица не может быть автономно определена собственными средствами устройства определения ориентации. Поэтому последнее действие не является типичным для устройств определения ориентации и на большинстве космических и летательных аппаратов выполняется средствами бортовых систем;

к) получение векторов направлений на астрономические космические объекты в инерциальной системе координат устройства E_j по формуле

E_j=Q×U_j;

л) получение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, по формуле

А=K×Q.

При использовании устройства, когда датчики измерения углов выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства, определение значений углов ориентации каждого датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства выполняют на основе показаний датчиков измерения углов, установленных на этом датчике определения ориентации.

При использовании устройства, когда по меньшей мере, три одномерных датчиков измерения углов или, по меньшей мере, два двумерных датчиков измерения углов, или, по меньшей мере, один одномерный и, по меньшей мере, один двумерный датчики измерения углов выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения углов между разными датчиками определения ориентации, определение значений углов ориентации каждого датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства выполняют на основе показаний всех датчиков измерения углов путем решения системы линейных уравнений взаимной ориентации датчиков определения ориентации и устройства.

Данная группа изобретений позволяет уменьшить погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат и/или относительно астрономических объектов за счет устранения систематической ошибки, связанной с изменением взаимного положения датчиков определения ориентации под действием механических, тепловых и других деформаций конструкций на которых устанавливаются датчики. Математическое обоснование способа

Пусть устройство содержит N датчиков определения ориентации относительно инерциальной системы координат, i=1…N - номера датчиков и М датчиков определения ориентации относительно космических тел, j=1…М - номера датчиков этого типа. В исходном невозмущенном состоянии устройства угловое положение i-го датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат описывается матрицей трехмерного поворота Р⁽⁰⁾_i, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства. Показания датчиков определения ориентации относительно инерциальной системы координат можно представить в виде матрицы трехмерного поворота S_i, переводящего оси конструкционной системы координат i-го датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат.

Ориентация устройства относительно инерциальной системы координат описывается матрицей трехмерного поворота Q, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси инерциальной системы координат. Предположим, что датчики определения ориентации обладают нулевой погрешностью (при этом значения матриц S_i абсолютно точны), а сами датчики находятся в исходных невозмущенных положениях P⁽⁰⁾_i. В этом случае матрица Q может быть получена из показаний любого из датчиков, все они дают совпадающие результаты:

В реальных условиях показания датчиков имеют некоторую погрешность σ_i, в этом случае показания i-го датчика можно представить в виде S_i=S⁽⁰⁾_i+δS_i, где S⁽⁰⁾_i - истинная матрица трехмерного поворота, описывающая ориентацию i-го датчика, δS_i - матрица малого трехмерного поворота, описывающая отклонение матрицы показаний i-го датчика S_i от истинной матрицы ориентации S⁽⁰⁾_i, вызванная погрешностью измерений. Произведения S_i×P_i в формуле (1) будут давать разные значения для разных датчиков. В этом случае статистически наиболее достоверное значение матрицы вычисляется по формуле

Ориентации S_i×P_i, определенные по показаниям индивидуальных датчиков, будут отклоняться от Q на величину порядка σ_i, а среднестатистическая погрешность Q будет составлять <σ>/N^1/2 (здесь <σ> - средневзвешенное значение погрешностей σ_i).

Эта формула выведена в предположении о том, что все датчики определения ориентации относительно инерциальной системы координат находятся в исходных невозмущенных положениях, т.е. матрицы P⁽⁰⁾_i известны точно. Формула остается верной пока отклонения датчиков от исходных положений остаются малыми по сравнению с погрешностями самих датчиков ориентации σ_i.

Рассмотрим теперь наиболее общий случай, когда показания датчиков имеют погрешности (как и в предыдущем случае), а сами датчики отклоняются от исходных положений. В этом случае матрица, описывающая положение i-го датчика относительно устройства, будет иметь вид P_i=P⁽⁰⁾_i+δP_i, где δP_i - матрица малого трехмерного поворота, описывающая отклонение датчика от исходного положения, описываемого матрицей Р⁽⁰⁾_i. Обозначим угол малого отклонения i-го датчика величиной π_i. В этом случае матрица Q вычисляется по формуле

Среднестатистическая погрешность матрицы Q, вычисленной по этой формуле будет составлять ((<σ>²+<π>²)/N)^1/2, где <π> - средневзвешенное значение отклонений датчиков π_i. Видно, что пока <π> < <σ> погрешность определяется датчиками ориентации и для матрицы Q действует формула (2). Если же <π> > <σ>, а особенно в случае <π> >> <σ>, погрешность ориентации определяется деформациями конструкций устройства. При этом дальнейшее повышение точности датчиков определения ориентации становится бессмысленным, поскольку не приводит к повышению точности устройства в целом.

Датчики измерения углов, включенные с состав устройства, позволяют с некоторой погрешностью измерить отклонения датчика и определить матрицу поворота ΔP_i являющуюся приближением матрицы δP_i. Разность этих двух матриц δP_i-ΔP_i=dP_i также является матрицей малого трехмерного поворота, а угол этого поворота приблизительно равен погрешности датчиков измерения углов ε.

Описанный в изобретении способ предлагает подставлять в формулу (3) не P_i, a (P_i-ΔP_i). В этом случае для матрицы Q получается следующее выражение

В этом случае погрешность матрицы Q будет составлять ((<σ>²+ε²)/N)^1/2 и не зависит от величины отклонений датчиков от исходных положений <π>, если они превышают погрешность измерения угла отклонения датчиков ε.

Для датчиков определения ориентации относительно космических объектов их исходные невозмущенные положения относительно устройства описываются матрицами трехмерных поворотов R⁽⁰⁾_j, где j - номер датчика определения ориентации и номер космического объекта, направление на который определяется. Возмущенные положения отличаются от исходных и имеют вид R⁽⁰⁾_j=R_j+δR_j, где δR_j - матрица малого трехмерного поворота, описывающая отклонение j-го датчика от невозмущенного положения. Угол этого поворота равен, соответственно, α_j.

Результаты работы датчиков определения ориентации относительно космических объектов могут быть представлены в виде единичного вектора V_j направления на космический объект (для протяженных объектов - на какую-то их точку, чаще всего - на центр). Погрешность датчика приводит к тому, что направление вектора V_j отличается от истинного направления на объект на малый угол ψ_j.

Матрица R_j позволяет определить координаты единичного вектора направления на j-й космический объект в конструкционной системе координат устройства по формуле

В этой системе координат направление на объект будет отклоняться от истинного направления на объект в среднем на угол (α_j²+ψ_j²)^1/2. В дальнейшем вектор U_j преобразуется в вектор E_j направления на объект в инерциальной системе координат по формуле E_j=Q×U_j. К погрешности вектора U_j в инерциальной системе координат добавляется погрешность матрицы Q и среднестатистическое отклонение вектора E_j от истинного будет составлять (<σ>²+α_j²+ψ_j²)^1/2.

Если угол отклонения датчика определения ориентации от исходного положения α_j велик, то повышение точности датчика ориентации не будет приводить к росту точности устройства в целом. Датчики измерения углов, включенные с состав устройства, позволяют с некоторой погрешностью измерить отклонения датчика и определить матрицу поворота ΔR_j являющуюся приближением матрицы δR_j. Разность этих двух матриц δR_j-ΔR_j=dR_j также является матрицей малого трехмерного поворота, а угол этого поворота приблизительно равен погрешности датчиков измерения углов ε.

Описанный в изобретении способ предлагает подставлять в формулу (5) не R_j, a (R_j-ΔR_j). В этом случае для векторов U_j получается следующее выражение

В этом случае погрешности (углы отклонения) векторов U_j будут составлять (ε²+ψ_j²)^1/2, а векторов E_j, соответственно, (<σ>²+ε²+ψ_j²)^1/2 и не будут зависеть от величины отклонений датчиков от исходных положений α_j, если они превышают погрешность измерения угла отклонения датчиков ε.

ПРИМЕРЫ

Пример 1. Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов

Устройство определения ориентации включает в себя основание устройства, три звездных датчика ориентации и один датчик направления на Солнце, установленные на основании, восемь двумерных датчиков измерения углов, измеряющих углы между датчиками ориентации и основанием устройства, и блок обработки данных. Показаниями звездных датчиков является кватернион ориентации конструкционной системы координат датчика относительно инерциальной системы координат, а показаниями датчика направления на Солнце являются два сферических угла, определяющих компоненты направление на Солнце в конструкционной системе координат датчика. Показания датчиков определения ориентации сопровождаются оценками погрешностей измерений. Датчики измерения углов состоят из отражающего элемента, источника узкого пучка излучения и матричного приемника излучения. Отражающий элемент устанавливается на датчике определения ориентации (звездном датчике ориентации или датчике направления на Солнце), а источник и приемник излучения - на основании устройства. На каждом датчике ориентации установлены по два отражающих элемента. При этом их установка выполнена таким образом, чтобы: 1) испущенный источником излучения пучок после отражения от отражающего элемента попадал примерно в середину матричного приемника излучения и 2) плоскости, определяемые направленными на отражающий элемент и отраженными пучками излучения, для двух отражающих элементов, установленных на одном и том же датчике ориентации, не были параллельны. Угловые погрешности датчиков определения ориентации и датчиков измерения углов не превышают нескольких угловых секунд.

В исходном недеформированном состоянии датчики определения ориентации занимают определенное начальное положение. Это положение определяется тремя углами Эйлера, характеризующими разворот конструкционной системы координат датчика относительно конструкционной системы координат устройства, связанной с основанием устройства. В исходном состоянии пучки излучения, отраженные от отражающих элементов, попадают в определенные места матричных приемников излучения. Изменение положения датчика ориентации относительно основания устройства приводит к смещению положения отраженного пучка излучения на матричном приемнике в общем случае одновременно в двух направлениях - вдоль строк и вдоль столбцов матрицы. Смещение положения пучков излучения на приемниках двух двумерных датчиков измерения угла, отражательные элементы которых установлены на определенном датчике ориентации, позволяют определить (малые) изменения углов Эйлера этого датчика ориентации.

Начальные значения углов Эйлера для каждого датчика ориентации и исходные положение пучков излучения на матричных приемников всех датчиков измерения углов определяются в ходе предполетных калибровок устройства и запоминаются в блоке обработки данных. Коэффициенты перехода от смещений положений пучков на матричных приемниках излучения к поправкам углов Эйлера вычисляются исходя из взаимного расположения элементов датчиков измерения углов на основании устройства и на датчиках определения ориентации (т.е. исходя из конструкции устройства), уточняются в ходе предполетных калибровок устройства и также запоминаются в блоке обработки данных.

Во время эксплуатации устройство испытывает механические и тепловые воздействия, которые приводят к деформации устройства. В результате этих деформаций датчики определения ориентации отклоняются от исходных положений. Одновременно с изменением положений датчиков меняются положения установленных на них отражающих элементов, что приводит к смещению положений отраженных пучков излучения на матричных приемниках излучения. Показания со всех датчиков измерения углов, состоящих в величинах смещений положений пучков излучения вдоль строк и вдоль столбцов матричных приемников излучения, и с трех звездных датчиков и с датчика направления на Солнце измеряют (снимают) и передают в блок обработки данных.

Затем, по этим смещениям с использованием коэффициентов, определенных в ходе предполетной калибровки, вычисляются поправки к углам Эйлера для каждого датчика ориентации. Поправки прибавляются к исходным углам Эйлера, что определяет текущее положение датчиков ориентации относительно основания устройства. Для каждого звездного датчика ориентации по его углам Эйлера вычисляется матрица трехмерного поворота Pi, переводящая оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где i=1, 2 или 3 - номер звездного датчика ориентации. Для датчика направления на Солнце по его углам Эйлера вычисляется матрица трехмерного поворота R, переводящая оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства.

В свою очередь, показания каждого из звездных датчиков преобразуются в матрицу трехмерного поворота Si, переводящего оси конструкционной системы координат звездного датчика в оси инерциальной системы координат, а погрешности показаний - в погрешности σi матрицы трехмерного поворота Si.

Показания датчика направления на Солнце преобразуются в единичный вектор V направления на Солнце в конструкционной системе координат датчика. Затем определяется единичный вектор направления на Солнце U в системе конструкционных координат устройства путем перемножения вектора V и матрицы R по формуле U=R×V.

Затем выполняется вычисление матрицы трехмерного поворота Q, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси инерциальной системы координат по формуле

После вычисления матрицы Q производятся следующие действия:

- получение вектора направления на Солнце в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата О по формуле

О=K×U.

Здесь K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата;

- получение вектора направления на Солнце в инерциальной системе координат устройства Е по формуле

Е=Q×U;

- получение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, по формуле:

A=K×Q.

После завершения этих действий блок обработки данных передает матрицу А и вектора О и Е в блок управления космического или летательного аппарата.

Пример 2. Испытания и проверки с использованием компьютерного моделирования

Перед тем как изготовить действующую систему проводятся испытания и проверка работы устройства для определения ориентации космических или летательных с использованием компьютерного моделирования. Средства компьютерного моделирования могут также использоваться как часть процесса планирования реального движения КА или ЛА в пространстве.

Для компьютерного моделирования потребуется разработать виртуальную модель устройства определения ориентации в целом, а также входящих в него звездных датчиков, датчика направления на Солнце и двумерных датчиков измерения углов. Дополнительно нужна минимальная модель КА или ЛА, на котором установлено устройство, а также модель внешних условий (включая силовые и тепловые воздействия), позволяющая задать или определить деформации устройства.

Компьютерное моделирование используется для испытаний и проверки работоспособности устройства определения ориентации и его отдельных подсистем, а также эффективности способа его использования.

Пример 3. Испытания и проверки с использованием физического моделирования

Испытания и проверка работы устройства определения ориентации КА или ЛА выполняются с использованием физических моделей или реального оборудования для проверки результатов компьютерного моделирования. Испытания на физических моделях проводятся на специальных наземных лабораторных стендах.

Лабораторный испытательный стенд включает в себя имитаторы космических объектов, используемых в качестве ориентиров, а именно три имитатора звездного неба и один имитатор Солнца.

Имитатор звездного неба представляет собой компьютерный экран (LCD или светодиодный) на который с помощью управляющего компьютера выводится изображение фрагмента звездного неба и проецирующей оптической системы. Размеры фрагмента несколько превышают поле зрения звездного датчика. Оптическая система и экран устанавливаются вдоль оси визирования звездного датчика. Проецирующая система устанавливается так, чтобы резкое изображение неба на экране располагалось на бесконечности. Фрагменты звездного неба, выводимые на экраны, должны соответствовать взаимному положению оптических осей звездных датчиков. Имитация поворота устройства определения ориентации относительно звездного неба (т.е. относительно инерциальной системы координат) осуществляется путем изменения изображений на экранах без реального поворота устройства и перемещения имитаторов звездного неба на стенде.

Имитатор Солнца представляет собой мощный источник света с угловыми размерами 0,5°. Имитатор солнца устанавливается на подвижном кронштейне, позволяющем устанавливать его в различных точках верхней полусферы над устройством определения ориентации. Изменение положения Солнца относительно испытываемого устройства осуществляется путем перемещения имитатора.

Помимо имитаторов в состав лабораторного стенда входят устройства теплового и механического нагружения. Тепловое нагружение осуществляется путем несимметричного (одностороннего) облучения испытываемого устройства видимым или инфракрасным излучением. Для механического нагружения используется изменение положения устройства в поле тяготения Земли (наклоны устройства) и подвеска малых калиброванных грузов к различным частям устройства.

Был собран лабораторный макет устройства определения ориентации, в состав которого входили два звездных датчика ориентации, один датчик направления на Солнце, шесть двумерных датчиков измерения угла (по два на каждый из датчиков ориентации) и блок обработки данных. Макет был собран на оптическом столе, который играл роль основания устройства. На этом же столе были установлены два имитатора звездного неба и имитатор Солнца. Измерения показали, что случайные погрешности звездных датчиков составляют 3 угловые секунды, погрешность датчика направления на Солнце - 5 угловых секунд, а взаимная ориентация этих приборов в ненагруженном состоянии сохраняется с погрешностью 1 угловая секунда, которая равна погрешности двумерных датчиков измерения углов. В результате в ненагруженном состоянии случайная погрешность определения ориентации устройства в целом относительно инерциальной системы координат составила 3,2 угловых секунды, а направления на Солнце относительно инерциальной системы координат - 6 угловых секунд.

Нагружение макета выполнялось путем подвеса к элементам конструкции малых грузов так, чтобы среднее отклонение звездных и солнечного датчика от исходного положения составляло 15 угловых секунд. В результате, в нагруженном состоянии без учета показаний датчиков измерения углов средняя погрешность определения ориентации устройства в целом относительно инерциальной системы координат составила 16 угловых секунды, а направления на Солнце относительно инерциальной системы координат - 17 угловых секунд.

При учете показаний датчиков измерения углов по способу, предложенному в настоящем изобретении, погрешность определения ориентации устройства в целом относительно инерциальной системы координат уменьшилась до 3,8 угловых секунды, а направления на Солнце относительно инерциальной системы координат - до 6,5 угловых секунд, что позволяет сделать вывод о достижении технического результата.

1. Устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов, содержащее основание, по меньшей мере один датчик определения ориентации относительно инерциальной системы координат и по меньшей мере один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенные на основании, а также взятые на каждый датчик определения ориентации по меньшей мере три одномерных датчика измерения углов, или по меньшей мере два двумерных датчика измерения углов, или комбинацию из по меньшей мере одного одномерного и по меньшей мере одного двумерного датчиков измерения углов, и блок обработки полученных данных с упомянутых датчиков, при этом датчики измерения углов включают источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент, причём источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства или на одном из датчиков определения ориентации, а отражающий элемент установлен на одном из датчиков определения ориентации с обеспечением приема пучка излучения от отражающего элемента, при этом источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент датчиков измерения углов установлены с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучками излучения.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что датчик определения ориентации относительно астрономических объектов представляет собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что датчик измерения углов представляет собой оптический, или электромеханический, или интерференционный датчик.

4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что датчик определения ориентации относительно инерциальной системы координат представляет собой гироскопический и/или звездный датчик.

5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оно содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, один датчик относительно астрономических объектов и восемь двумерных или двенадцать одномерных датчиков измерения углов.

6. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что датчики измерения углов выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства.

7. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что по меньшей мере три одномерных датчика измерения углов, или по меньшей мере два двумерных датчика измерения углов, или по меньшей мере один одномерный и по меньшей мере один двумерный датчики измерения углов выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения углов между разными датчиками определения ориентации.

8. Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием устройства по п.1, включающий

- измерение и передачу показаний датчиков определения ориентации и датчиков измерения углов в блок обработки данных;

- определение значений углов ориентации датчиков определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации;

- преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота P_i, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где i - номер датчика ориентации;

- преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно астрономических объектов в матрицу трехмерного поворота R_j, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j - номер датчика ориентации и номер соответствующего объекта;

- преобразование показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота S_i, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат, а погрешности показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в погрешности σ_i матрицы трехмерного поворота S_i;

- преобразование показаний каждого датчика определения ориентации относительно астрономических объектов в единичный вектор направления на объект в конструкционной системе координат датчика V_j, где j - номер датчика определения ориентации и номер соответствующего космического объекта;

- определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства U_j по формуле U_j=R_j×V_j;

- вычисление матрицы трехмерного поворота Q, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси инерциальной системы координат;

- получение векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата O_j, по формуле

O_j=К×U_j,

где K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата;

- получение векторов направлений на астрономические космические объекты в инерциальной системе координат устройства E_j по формуле

E_j=Q×U_j;

- получение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы A по формуле

A=K×Q.

9. Способ определения ориентации космических и летательных аппаратов по п.8, отличающийся тем, что матрицу Q вычисляют по формуле

где N - число датчиков определения ориентации относительно инерциальной системы координат в устройстве.

10. Способ определения ориентации космических и летательных аппаратов по п.8, отличающийся тем, что матрицу Q вычисляют по формуле

,

где N - число датчиков определения ориентации относительно инерциальной системы координат в устройстве.

11. Способ определения ориентации космических и летательных аппаратов по п.8, отличающийся тем, что матрицу Q вычисляют с помощью калмановской фильтрации.

12. Способ определения ориентации космических и летательных аппаратов по п.8, отличающийся тем, что матрицу Q вычисляют на основе метода «data fusion».

13. Способ определения ориентации космических и летательных аппаратов по п.8, отличающийся тем, что при использовании устройства по п.7 определение значений углов ориентации каждого датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства выполняют на основе показаний всех датчиков измерения углов путем решения системы линейных уравнений взаимной ориентации датчиков определения ориентации и устройства.