Способ и устройство (варианты) 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 КА относительно астрономических объектов. Для каждого из указанных Д предусмотрены одномерные или двумерные (или их комбинации) Д измерения углов. Последние включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д определения ориентации. В варианте источники и приемники излучения Д измерения углов могут быть установлены на другом Д ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Учёт измеряемых Д углов (в блоке обработки данных) позволяет 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. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Группа изобретений относится к космической и авиационной технике, а именно к технологии повышения точности определения ориентации космических (КА) или летательных аппаратов (ЛА) относительно определенных 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 определенных астрономических 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 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) (фиг. 1).

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 в 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. Указанные эксперименты проводились на звездных датчиках ориентации, но сегодня точность датчиков определения ориентации относительно Солнца (датчиков определения направления на Солнце) приближается к единицам угловых секунд.

Известен способ решения этой проблемы за счет повышения 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 решение 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 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 астрономических объектов, расположенный 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, а отражающий элемент установлен на датчике 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 углов может представлять собой оптический или электромеханический, или интерференционный датчик.

Предпочтительно устройство содержит два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и четыре двумерных или шесть одномерных датчиков измерения углов.

Поставленная задача решается также тем, что устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит основание, по меньшей мере, два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенных 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 отражающие элементы датчиков измерения углов установлены на датчиках определения ориентации, при этом по меньшей мере, три источника излучения и, по меньшей мере, три приемника излучения одномерных датчиков измерения углов или, по меньшей мере, два источника излучения и, по меньшей мере, два приемника излучения двумерных датчиков измерения углов, или источники излучения и приемники излучения, по меньшей мере, одного одномерного и, по меньшей мере, одного двумерного датчиков измерения углов, установлены на основании, а остальные источники излучения и приемники излучения датчиков измерения углов установлены на другом датчике определения ориентации, при этом источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент датчиков измерения углов установлены с обеспечением приема пучка излучения от отражающего элемента, а также 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 углов может представлять собой оптический или электромеханический, или интерференционный датчик.

Предпочтительно устройство содержит два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и четыре двумерных или шесть одномерных датчиков измерения углов.

Поставленная задача решается также тем, что способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутых устройств включает:

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

- определение значений углов ориентации датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения углов;

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

- 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;

- 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.

При этом в способе определения ориентации космических или летательных аппаратов при использовании второго вышеупомянутого устройства определение значений углов ориентации каждого датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства может быть выполнено на основе показаний 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 - солнечный датчик БОКС-01, разработанный фирмой «Оптэкс» (Россия), с двумя оптическими головками;

на фиг. 2 показана схема устройства определения ориентации.

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

Осуществление изобретения

Устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов относительно астрономических объектов таких как Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн и т.д. содержит основание, по меньшей мере, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов, таких как планеты, спутники и астероиды (например, Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн), расположенный на основании, а также, по меньшей мере, по три одномерных датчика измерения углов или, по меньшей мере, по 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. Датчик(и) определения ориентации закреплен(ы) в конструкции устройства определения ориентации, но из-за механических, тепловых и других нагрузок могут отклоняться от штатного положения на небольшие углы.

Обычно важной бывает ориентация космического или летательного аппарата относительно крупных небесных астрономических объектов: Солнца, Земли, Луны, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн 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 (датчики направления на Солнца, Землю или Луну) обычно одна из конструкционных осей координат совпадает с осью визирования оптической системы датчика.

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 измерений датчиком определения ориентации относительно определенного астрономического объекта служит направление на некоторую точку соответствующего объекта (обычно на его центр) в конструкционной системе координат датчика. Это направление может быть представлено двумя углами, тремя направляющими косинусами, тремя координатами и т.п. Все эти представления содержат два независимых параметра. Датчик определения ориентации относительно астрономических объектов может представлять собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.

Результатами функционирования устройства определения ориентации являются направления на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства и в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата.

Для определения направлений на астрономические объекты в системе координат космического или летательного аппарата необходимо знать матрицу перехода между конструкционными системами координат устройства определения ориентации и космического аппарата. Эту матрицу либо считают неизменной за время функционирования космического или летательного аппарата и известной (ее определяют при монтаже устройства определения ориентации на борт), либо определяют и контролируют 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 (указанные выше) 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 солнечные датчики ориентации, а также гироскопы и звездные датчики. 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.

С помощью датчиков 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. углового положения 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, а отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации.

Взаимное расположение источника излучения и отражающего элемента должно обеспечивать попадание пучка излучения от отражающего элемента на приемник при всех допустимых изменениях положения отражающего элемента. В одномерном датчике измерения углов могут 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 (т.е. источника излучения, приемника излучения и отражающего элемента датчика измерения углов) 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 важно определение углового положения датчиков определения ориентации относительно устройства. Эти углы измеряют непосредственно датчиками 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 определяют 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. При этом измерение углов относительно референсной частью 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 комбинации из, по меньшей мере, для одного одномерного и, по меньшей мере, одного двумерного датчиков измерения углов. На основе полученного набора измерения углов определяют разворот системы координат каждого из датчиков относительно системы координат устройства определения ориентации. Таким образом, датчики измерения углов выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства (не менее указанного выше числа для одно- и двумерных датчиков измерения углов), а остальные - выполнены с возможностью измерения углов между разными датчиками ориентации в составе устройства.

Т.е. в случае если, устройство содержит, по меньшей мере, два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов, то при этом, по меньшей мере, три одномерных датчика измерения углов или, по меньшей мере, два двумерных датчиков измерения углов, или, по меньшей мере, один одномерный и один двумерный датчик измерения углов могут быть выполнены с возможностью измерения углов между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - могут быть выполнены с возможностью измерения углов между датчиками определения ориентации.

Предпочтительно устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и четыре двумерных или шесть одномерных датчиков измерения углов, что позволяет уменьшить погрешность определения ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов.

Поставленная задача изобретения также может решаться за счет использования устройства определения ориентации космических или летательных аппаратов, которое содержит основание, по меньшей мере, два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенных 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, при этом датчики измерения углов включают источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент, где отражающие элементы датчиков измерения углов установлены на датчиках определения ориентации, при этом по меньшей мере, три источника излучения и, по меньшей мере, три приемника излучения одномерных датчиков измерения углов или, по меньшей мере, два источника излучения и, по меньшей мере, два приемника излучения двумерных датчиков измерения углов, или источники излучения и приемники излучения, по меньшей мере, одного одномерного и, по меньшей мере, одного двумерного датчиков измерения углов, установлены на основании, а остальные источники излучения и приемники излучения датчиков измерения углов установлены на другом датчике определения ориентации, при этом источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент датчиков измерения углов установлены с обеспечением приема пучка излучения от отражающего элемента, а также с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.

Отличием от первого устройства является наличие, по меньшей мере, двух датчиков определения ориентации и установка источников излучения и приемников излучения датчиков измерения углов на основании устройства и на другом (втором) датчике определения ориентации относительно астрономических объектов.

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

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

Предпочтительно, чтобы устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержало два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и четыре двумерных или шесть одномерных датчиков измерения углов, что позволяет уменьшить погрешность определения ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов.

Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутых устройств включает следующие этапы:

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 относительно определенного астрономического объекта определяют направление на некоторую точку соответствующего астрономического 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 датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации (т.е. направления осей конструкционной системы координат каждого из датчиков относительно конструкционной системы координат устройства);

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, 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 у второго и последующего датчика 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 определяют 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 астрономических объектов в матрицу трехмерного поворота Rj, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j - номер датчика ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;

д) 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;

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

ж) 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.

При этом в способе определения ориентации космических или летательных аппаратов при использовании второго вышеупомянутого устройства определение значений углов ориентации каждого датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства может быть выполнено на основе показаний 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 определенных 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 М датчиков определения ориентации относительно космических тел, j=1…М - номера датчиков. В исходном невозмущенном состоянии устройства угловое положение j-го датчика определения ориентации относительно космических тел описывается матрицей трехмерного поворота R(0)j, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства. 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.

Показания датчиков определения ориентации относительно космических тел можно представить 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.

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 углов, 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 датчиков измерения углов ε.

Описанный в изобретении способ предлагает подставлять в формулу (1) 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 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, два датчик направления на Солнце, установленные на основании, четыре двумерных датчиков измерения углов, измеряющих углы между датчиками ориентации и основанием устройства, и блок обработки данных. Показаниями датчиков 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 (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 всех датчиков измерения углов, состоящие в величинах смещений положений пучков излучения вдоль строк и вдоль столбцов матричных приемников излучения, измеряют и передают в блок обработки данных. Также показания с датчиков направления на Солнце измеряют (снимают) и передают в блок обработки данных показания.

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 датчика направления на Солнце по его углам Эйлера вычисляется матрица трехмерного поворота Rj, переводящая оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j=1 или 2 - номер датчика ориентации.

В свою очередь, показания каждого датчика направления на Солнце преобразуются в единичный вектор Vj направления на Солнце в конструкционной системе координат датчика. Затем определяется единичный вектор направления на Солнце Uj в системе конструкционных координат устройства путем перемножения вектора Vj и матрицы R по формуле Uj=R×Vj.

Затем выполняется вычисление векторов направления на Солнце Oj в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата по формуле

Oj=K×Uj.

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

После завершения этих действий блок обработки данных передает вектора Oj 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 датчиков 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 один или два имитатора Солнца.

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 датчика направления на Солнце, четыре двумерных датчиков измерения угла (по два на каждый из датчиков направления на Солнце) и блок обработки данных. Макет был собран на оптическом столе, который играл роль основания устройства. На этом же столе были установлен имитатор Солнца. Положение имитатора было выбрано таким, чтобы он попадал в поля зрения обоих датчиков направления на Солнце.

Измерения показали, что случайные погрешности датчиков направления на Солнце составляют 5 угловых секунд, а взаимная ориентация этих приборов в ненагруженном состоянии сохраняется с погрешностью 1,5 угловой секунды, которая равна погрешности двумерных датчиков измерения углов. В результате в ненагруженном состоянии случайная погрешность определения направления на Солнце относительно системы координат устройства составила 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 направления на Солнце относительно инерциальной системы координат - 16 угловых секунд.

При учете показаний датчиков измерения углов по способу, предложенному в настоящем изобретении, погрешность определения направления на Солнце относительно системы координат устройства снизилась до 6,3 угловой секунды, 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 астрономических объектов, расположенный 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, а отражающий элемент установлен на датчике 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.

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 оно содержит два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и четыре двумерных или шесть одномерных датчиков измерения углов.

5. Устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов, содержащее основание, по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенных 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 отражающие элементы датчиков измерения углов установлены на датчиках определения ориентации, при этом по меньшей мере три источника излучения и по меньшей мере три приемника излучения одномерных датчиков измерения углов или по меньшей мере два источника излучения и по меньшей мере два приемника излучения двумерных датчиков измерения углов, или источники излучения и приемники излучения по меньшей мере одного одномерного и по меньшей мере одного двумерного датчиков измерения углов, установлены на основании, а остальные источники излучения и приемники излучения датчиков измерения углов установлены на другом датчике определения ориентации, при этом источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент датчиков измерения углов установлены с обеспечением приема пучка излучения от отражающего элемента, а также с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что датчик определения ориентации относительно астрономических объектов представляет собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.

7. Устройство по п.5, отличающееся тем, что датчик измерения углов представляет собой оптический или электромеханический, или интерференционный датчик.

8. Устройство по п.5, отличающееся тем, что оно содержит два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и четыре двумерных или шесть одномерных датчиков измерения углов.

9. Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием устройства по п.1 или 5, включающий

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

- определение значений углов ориентации датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения углов;

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

- 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;

- 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.

10. Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов по п.9, отличающийся тем, что при использовании устройства по п.5 определение значений углов ориентации каждого датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства выполняют на основе показаний датчиков измерения углов путем решения системы линейных уравнений взаимной ориентации датчиков определения ориентации и устройства.



 

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.

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.

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.

Изобретение относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА) с силовыми гироскопами (СГ) и солнечными батареями (СБ), установленными на взаимно противоположных сторонах КА.

Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат включает в себя определение силы, действующей на рабочую поверхность от давления поглощённого и отражённого света.

Группа изобретений относится к космической технике. В способе контроля нештатных ситуаций на пилотируемом КА определяют параметры относительного положения излучателей инфракрасных импульсных сигналов, размещенных на подвижных частях космонавтов, осуществляют измерение параметров, определяют значения координат местоположений излучателей инфракрасных импульсных сигналов в системе координат КА, определяют параметры текущего положения космонавтов, перемещаемых элементов относительно КА, осуществляют определение необходимых для выполнения операций на КА в случае выявления нештатной ситуации с учетом значений параметров текущего и прогнозируемого положения космонавтов.

Группа изобретений относится к космической технике. В способе определения положения объекта преимущественно относительно КА определяют параметры относительного положения излучателей инфракрасных импульсных сигналов, осуществляют формирование управляющих воздействий на излучатели, осуществляют измерение параметров, генерируемых позиционно-чувствительными детекторами инфракрасного излучения.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает ориентацию КА и стабилизацию в инерциальной системе координат (ИСК) его строительной оси, ближайшей к оси максимального момента инерции.

Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Согласно способу при совпадении направления на Солнце с плоскостью орбиты КА совмещают строительную ось КА, отвечающую его максимальному моменту инерции, с этим направлением.

Изобретение относится к космической навигации. Способ повышения точности определения ориентации по звездам заключается в проецировании изображения звезд через оптическую систему на матричный приемник излучения.

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. На каждом из указанных Д установлено по два или более Д измерения углов между Д ориентации и основанием. Д измерения углов включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Учёт указанных углов (в блоке обработки данных) позволяет 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 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических и авиационных летательных аппаратов с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики ориентации КА относительно астрономических объектов. Для каждого из указанных Д предусмотрены одномерные или двумерные Д измерения углов. Последние включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д определения ориентации. В варианте источники и приемники излучения Д измерения углов могут быть установлены на другом Д ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Учёт измеряемых Д углов позволяет исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости их конструкции. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх