Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов



Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов
Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов

 


Владельцы патента RU 2620448:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) (RU)

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. Каждый Д ориентации снабжен хотя бы шестью Д измерения расстояний, шарнирно закрепленными концами на Д ориентации и на основании устройства. При этом обеспечена непараллельность измеряемых отрезков. Д расстояний включают в себя механический эталон длины и Д смещения. Д связаны с блоком обработки их данных. Учёт смещений Д ориентации (в блоке обработки данных) имеет целью исключить влияние погрешностей положения этих Д в связанных осях ЛА или КА (напр., вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости и термостабильности их конструкции. 2 н. и 16 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 космических 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 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 шесть датчиков измерения расстояний, и блок обработки данных с упомянутых датчиков, при этом датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения, один из концов каждого датчика измерения расстояний шарнирно закреплен на датчике определения ориентации, а другой шарнирно закреплен на основании устройства или на одном из датчиков определения ориентации, а закрепление концов датчиков измерения расстояний реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков.

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 двадцать четыре датчика измерения расстояний.

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

Концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, могут быть расположены в одной плоскости, а противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, также могут быть расположены в одной плоскости.

Предпочтительно устройство содержит, по меньшей мере, семь датчиков измерения расстояний, взятых на датчик определения ориентации.

Концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, могут быть расположены в разных плоскостях и/или противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, могут быть расположены в разных плоскостях.

По меньшей мере шесть датчиков измерения расстояний выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения расстояний между разными датчиками определения ориентации.

Поставленная задача решается также тем, что способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутого устройства включает следующие этапы:

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

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

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

- преобразование показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота Si, 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 а матрицы трехмерного поворота Si;

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

- определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства Uj по формуле

Uj=Rj×Vj;

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

- получение векторов направлений, по которым определяют ориентацию космических и летательных аппаратов, на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата Oj по формуле

Oj=K×Uj,

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 Ej по формуле

Ej=Q×Uj;

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

A=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».

Значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения математической прямой задачи кинематики платформы Стюарта, параметрами которой являются показания шести датчиков измерения расстояния, закрепленных на этом датчике определения ориентации.

Значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения математической обобщенной прямой задачи кинематики платформы Стюарта, параметрами которой являются показания всех датчиков измерения расстояния, закрепленных на этом датчике определения ориентации.

Значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения линеаризованной системы уравнений взаимного расположения датчиков определения ориентации.

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 расстояний.

Осуществление изобретения

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, по меньшей мере по шесть датчиков измерения расстояний, взятых на каждый датчик определения ориентации и блок обработки 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 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.

Для решения поставленной задачи устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит по меньшей мере один датчик определения ориентации относительно инерциальной системы координат и по меньшей мере один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов, таких как Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн и т.д., расположенные на основании устройства, а также по меньшей мере по шесть датчиков измерения расстояний на каждый датчик определения ориентации и блок обработки данных.

Датчики измерения расстояний в реальном времени будут измерять расстояния между выбранными точками конструкций устройства и датчиков определения ориентации, по этим измерениям будет определяться разворот (ориентация) 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 определять направления на космические объекты относительно устройства и космического или летательного аппарата с погрешностью близкой к погрешности входящих в нее датчиков.

При этом датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения. Один из концов каждого датчика измерения расстояний шарнирно закреплен на датчике определения ориентации, а другой шарнирно закреплен на основании устройства или на одном из датчиков определения ориентации. Механический эталон длины может быть выполнен из материала с малым коэффициентом теплового расширения и высокой механической жесткостью.

Для датчиков измерения расстояний, установленных на конкретном датчике определения ориентации, закрепление их концов реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков.

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. Для определения этих углов можно измерить расстояния между несколькими выбранными контрольными точками с помощью датчиков измерения расстояний и вычислить углы на основе этих показаний. Например, можно выбрать три точки, образующие треугольник, измерить расстояния между его вершинами (между тремя парами точек) и вычислить углы этого треугольника по формулам триангуляции.

Погрешность вычисленных 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 расстояний.

Тип датчиков измерения расстояний не имеет значения. Могут использоваться механические, интерференционные, электромеханические (емкостные, магнитные, индуктивные и т.д.), оптические и другие типы датчиков измерения расстояний, 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 расстояния между точками на отдельном датчике определения ориентации и референсной частью устройства ориентации (например, основанием устройства), в этом случае по результатам этих измерений непосредственно получается положение и разворот системы координат этого датчика относительно системы координат устройства.

Другой вариант определения ориентации датчиков в системе координат устройства определения ориентации состоит в измерении как расстояний между датчиками и референсной частью устройства определения ориентации, так и между парами датчиков. При этом измерение расстояний относительно референсной части устройства определения ориентации должно быть выполнено хотя бы шести датчиков измерения расстояний. На основе полученного набора измерений расстояний определяется разворот системы координат каждого из датчиков относительно системы координат устройства определения ориентации.

Т.е. датчики измерения расстояния выполнены с возможностью измерения расстояния между датчиками ориентации и основанием устройства (не менее шести), а остальные - выполнены с возможностью измерения расстояния между парами датчиков ориентации в составе устройства. При этом концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, могут быть расположены в одной плоскости, а противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, также могут быть расположены в одной плоскости.

Также концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, могут быть расположены в разных плоскостях и/или противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, могут быть расположены в разных плоскостях.

В таком случае предпочтительно, чтобы устройство содержало, по меньшей мере, семь датчиков измерения расстояний, взятых на датчик определения ориентации.

Предпочтительная конструкция устройства содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов и двадцать четыре датчика измерения расстояния, что позволит уменьшить погрешность определения ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов.

В одном из вариантов выполнения изобретения, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояний выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения расстояний между разными датчиками определения ориентации.

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

а) измерение и передачу показаний датчиков определения ориентации и датчиков измерения расстояний в блок обработки данных;

Показания с датчиков определения ориентации и датчиков измерения расстояний, 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 астрономического 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 значений углов ориентации датчиков определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения расстояний, установленных на каждом датчике определения ориентации;

Один из возможных путей определения ориентации датчика относительно системы координат устройства состоит в следующем. На одном из датчиков определении ориентации устанавливают, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояния. Каждый датчик измерения расстояния включает в себя механический эталон длины, представляющий собой стержень из материала с малым коэффициентом теплового расширения и высокой механической жесткостью. Для уменьшения теплового расширения может быть использована термостабилизация механического эталона. Длина эталона несколько меньше измеряемого расстояния. Один из концов эталона совпадает с одним из концов датчика измерения расстояния, между вторым концом эталона и вторым концом концов датчика измерения расстояния устанавливается высокоточный датчик сдвига (емкостный, индукционный, магнитный, интерференционный и т.д.). Концы датчика шарнирно закрепляются в выбранных точках датчика определения ориентации и основания устройства или в выбранных точках двух датчиков определения ориентации. Отрезки, измеряемые датчиками измерения расстояния, установленными на одном датчике определения ориентации, не должны быть параллельны друг другу.

Для определения углов ориентации каждого датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства могут использоваться следующие методы:

i) Если к каждому датчику определения ориентации крепятся концы шести датчиков измерения расстояний, а противоположные их концы крепятся к основанию устройства, при этом концы датчиков измерения расстояний, закрепленные на датчике определения ориентации, лежат в одной плоскости и противоположные концы этих датчиков также лежат в одной плоскости, то углы ориентации для каждого датчика определения ориентации получаются независимо по показаниям закрепленных на нем датчиков измерения расстояний. Для этого необходимо решить математическую задачу, известную как прямая задача кинематики платформы Стюарта [X.S. Gao, D. Lei, Q. Liao, G.F. Zhang, Generalized Stewart Platforms and Their Direct Kinematics. IEEE Transactions on Robotics. V. 21. P. 141-151. 2005].

ii) Если к каждому датчику определения ориентации крепятся концы шести или более датчиков измерения расстояний, а противоположные их концы крепятся к основанию устройства, но при этом концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, расположены в разных плоскостях и/или противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, расположены в разных плоскостях., то значения углов ориентации для каждого датчика определения ориентации получаются независимо по показаниям закрепленных на нем датчиков измерения расстояний. Для этого необходимо решить математическую задачу, известную как обобщенная прямая задача кинематики платформы Стюарта.

iii) В случае если устройство содержит, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояний, которые выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения расстояний между разными датчиками определения ориентации, то значения углов ориентации определяются одновременно для всех датчиков определения ориентации путем решения системы уравнений взаимного расположения датчиков определения ориентации (значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения линеаризованной системы уравнений взаимного расположения датчиков определения ориентации). Вид этой системы зависит от конкретного взаимного расположения датчиков определения ориентации и точек крепления датчиков измерения расстояний и не может быть записана в общем виде. Для малых смещений датчиков определения ориентации относительно начального положения исходная система может быть сведена к системе линейных уравнений.

Если расстояние от датчика ориентации до основания устройства составляет 0,3 м, то для регистрации поворотов датчика на 1 угловую секунду необходимо регистрировать измерения расстояний с погрешностью не менее 1,5 мкм, для регистрации поворотов на 0,1 угловую секунду - с погрешностью не менее 150 нм. Смещения такой величины на современном уровне техники регистрируются с помощью промышленно выпускаемых датчиков смещений, например, с помощью высокоточных емкостных датчиков смещений.

Описанная конструкция датчика измерения расстояний 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 Pi, 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 Rj, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика определения ориентации в оси конструкционной системы координат устройства, где j - номер датчика ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;

д) преобразование показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота Si, 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 а матрицы трехмерного поворота Si;

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

ж) определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства Uj по формуле Uj=Rj×Vj;

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 σi 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, по которым определяют ориентацию космических и летательных аппаратов, на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата Oj по формуле

Oj=K×Uj,

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 Ej по формуле

Ej=Q×Uj;

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

А=K×Q.

Для вычисления матрицы А ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат необходимо перемножить матрицы ориентации устройства определения ориентации Q и матрицу поворота K, переводящую оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата:

A=K×Q.

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…M - номера датчиков этого типа. В исходном невозмущенном состоянии устройства угловое положение i-го датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат описывается матрицей трехмерного поворота P(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 Si, 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 Si 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 σi, в этом случае показания i-го датчика можно представить в виде Si=S(0)i+δSi, где S(0)i - истинная матрица трехмерного поворота, описывающая ориентацию i-го датчика, δSi - матрица малого трехмерного поворота, описывающая отклонение матрицы показаний i-го датчика Si от истинной матрицы ориентации S(0)i, вызванная погрешностью измерений. Произведения Si×Pi в формуле (1) будут давать разные значения для разных датчиков. В этом случае статистически наиболее достоверное значение матрицы вычисляется по формуле

Ориентации Si×Pi, определенные по показаниям индивидуальных датчиков, будут отклоняться от Q на величину порядка σi, а среднестатистическая погрешность Q будет составлять <σ>/N1/2 (здесь <σ> - средневзвешенное значение погрешностей σi).

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 σi.

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 Pi=P(0)i+δPi, где δPi - матрица малого трехмерного поворота, описывающая отклонение датчика от исходного положения, описываемого матрицей Р(0)i. Обозначим угол малого отклонения i-го датчика величиной πi. 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 πi. 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 расстояний, включенные с состав устройства, позволяют с некоторой погрешностью измерить отклонения датчика и определить матрицу поворота ΔPi являющуюся приближением матрицы δPi. Разность этих двух матриц δPi-ΔPi=dPi также является матрицей малого трехмерного поворота, а угол этого поворота приблизительно равен погрешности вычисления углов по показаниям датчиков измерения расстояний ε.

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

В этом случае погрешность матрицы Q будет составлять ((<σ>22)/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=Rj+δRj, где δRj - матрица малого трехмерного поворота, описывающая отклонение j-го датчика от невозмущенного положения. Угол этого поворота равен, соответственно, αj.

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

Матрица Rj 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 (αj2j2)1/2. В дальнейшем вектор Uj преобразуется в вектор Ej направления на объект в инерциальной системе координат по формуле Ej=Q×Uj. К погрешности вектора Uj в инерциальной системе координат добавляется погрешность матрицы Q и среднестатистическое отклонение вектора Ej от истинного будет составлять (<σ>2j2j2)1/2.

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

Описанный в изобретении способ предлагает подставлять в формулу (5) не Rj, a (Rj-ΔRj). В этом случае для векторов Uj получается следующее выражение

В этом случае погрешности (углы отклонения) векторов Uj будут составлять (ε2j2)1/2, а векторов Ej, соответственно, (<σ>22j2)1/2 и не будут зависеть от величины отклонений датчиков от исходных положений αj, 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, двадцать четыре датчиков измерения расстояний, каждый из которых измеряет расстояние между заданной точной на одном из датчиков ориентации и заданной точкой на основании 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 расстояний включает в себя механический эталон длины и датчик смещения. Один конец датчика измерения расстояния шарнирно закреплен на датчике определения ориентации, а другой шарнирно закреплен на основании устройства. Механический эталон длины представляет собой стержень из материала с малым коэффициентом теплового расширения и высокой механической жесткостью длина которого измерена с высокой точностью. К каждому датчику ориентации крепятся концы шести датчиков измерения расстояния. При этом установка датчиков измерения расстояния выполнена таким образом, чтобы обеспечить отсутствие параллельности измеряемых отрезков.

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 датчики измерения расстояний показывают определенные начальные расстояния между концами измеряемых ими отрезков. Изменение положения датчика ориентации относительно основания устройства приводит к измерению длин контролируемых отрезков, которое регистрируется датчиками измерения расстояний. Значения длин шести контролируемых отрезков, концы которых расположены на определенном датчике ориентации, позволяют определить (малые) изменения углов Эйлера этого датчика ориентации. Погрешности датчиков измерения расстояния должны позволять регистрировать изменения углов Эйлера не превышают нескольких угловых секунд.

Начальные значения углов Эйлера для каждого датчика ориентации и исходные длины контролируемых отрезков для всех датчиков измерения расстояний определяются в ходе предполетных калибровок устройства и запоминаются в блоке обработки данных. Коэффициенты перехода от изменения длин контролируемых отрезков к поправкам углов Эйлера вычисляются исходя из взаимного расположения элементов датчиков измерения расстояний 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 длины контролируемых отрезков, что приводит к изменению показаний датчиков измерения расстояний. Показания всех датчиков измерения расстояний, трех звездных датчиков ориентации и датчика направления на Солнце измеряют (снимают) и передают в блок обработки данных.

Затем, по этим показаниям 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 а 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 E по формуле:

E=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, восемнадцать датчиков измерения расстояний (по шесть на каждый из датчиков ориентации) и блок обработки данных. Макет был собран на оптическом столе, который играл роль основания устройства. Расстояния измерялись между элементами конструкций датчиков ориентации и выбранными точками на оптическом столе. 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 соответствует погрешности датчиков измерения расстояний. В результате в ненагруженном состоянии случайная погрешность определения ориентации устройства в целом относительно инерциальной системы координат составила 3,4 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 расстояний 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 расстояний по способу, предложенному в настоящем изобретении, погрешность определения ориентации устройства в целом относительно инерциальной системы координат уменьшилась до 4 угловых секунд, а направления на Солнце относительно инерциальной системы координат - до 6,8 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 шесть датчиков измерения расстояний и блок обработки данных с упомянутых датчиков, при этом датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения, один из концов каждого датчика измерения расстояний шарнирно закреплен на датчике определения ориентации, а другой шарнирно закреплен на основании устройства или на одном из датчиков определения ориентации, а закрепление концов датчиков измерения расстояний реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков.

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 расстояния 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 двадцать четыре датчика измерения расстояний.

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

7. Устройство по п. 6, отличающееся тем, что концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, расположены в одной плоскости, а противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, также расположены в одной плоскости.

8. Устройство по п. 6, отличающееся тем, что оно содержит по меньшей мере семь датчиков измерения расстояний, взятых на датчик определения ориентации.

9. Устройство по п. 6, отличающееся тем, что концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, расположены в разных плоскостях и/или противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, расположены в разных плоскостях.

10. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что по меньшей мере шесть датчиков измерения расстояний выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения расстояний между разными датчиками определения ориентации.

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

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

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

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

- преобразование показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота Si, 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 σ1 матрицы трехмерного поворота Si;

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

- определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства Uj по формуле

Uj=Rj×Vj;

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

- получение векторов направлений, по которым определяют ориентацию космических и летательных аппаратов, на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата Oj по формуле

Oj=K×Uj,

где К - 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 Ej по формуле

Ej=Q×Uj;

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

A=K×Q.

12. Способ определения ориентации космических и летательных аппаратов по п. 11, отличающийся тем, что матрицу Q вычисляют по формуле

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

13. Способ определения ориентации космических и летательных аппаратов по п. 11, отличающийся тем, что матрицу Q вычисляют по формуле

,

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

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

15. Способ определения ориентации космических и летательных аппаратов по п. 11, отличающийся тем, что матрицу Q вычисляют на основе метода «data fusion».

16. Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов по п. 11, отличающийся тем, что при использовании устройства по п. 7 значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения математической прямой задачи кинематики платформы Стюарта, параметрами которой являются показания шести датчиков измерения расстояния, закрепленных на этом датчике определения ориентации.

17. Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов по п. 11, отличающийся тем, что при использовании устройства по п. 8 и 9 значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения математической обобщенной прямой задачи кинематики платформы Стюарта, параметрами которой являются показания всех датчиков измерения расстояния, закрепленных на этом датчике определения ориентации.

18. Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов по п. 11, отличающийся тем, что при использовании устройства по п. 10 значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения линеаризованной системы уравнений взаимного расположения датчиков определения ориентации.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Изобретение относится к способам построения устройств, используемых на подвижных объектах. Техническим результатом изобретения является устранение инструментальных погрешностей магнитного компаса и повышение точности определения азимута передвижения объекта α в плоскости.

Заявляемый способ калибровки магнитного компаса (МК) пешехода относится к способам построения устройств, предназначенных для калибровки МК, используемых на подвижных объектах.

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для уничтожения полукруговой девиации магнитных компасов. .

Изобретение относится к области навигационного приборостроения с использованием магнитного поля Земли и предназначено для построения приборов измерения магнитного курса и углов наклона подвижных объектов.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в приборах для определения координат подвижных наземных объектов. .

Изобретение относится к магнитному курсоуказанию и навигации, и предназначено для использования на транспортных средствах, оснащенных системами размагничивания. .

Изобретение относится к области магнитного курсоуказания и навигации, может быть использовано для повышения точности курсовых систем подвижных объектов, например летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и предназначено для измерения магнитного курса и углов наклона подвижных объектов. .

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.

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 (гироскопические или звёздные) аппарата относительно инерциальной системы координат.

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.

Изобретение относится к оборудованию, применяемому при кратковременных экспериментальных исследованиях движения мобильных машин, например, при оценке устойчивости, управляемости, во время которого изменяется курсовой угол.

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.
Наверх