RU2247945C1 - Способ ориентации космического аппарата - Google Patents
Способ ориентации космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2247945C1 RU2247945C1 RU2003117285/28A RU2003117285A RU2247945C1 RU 2247945 C1 RU2247945 C1 RU 2247945C1 RU 2003117285/28 A RU2003117285/28 A RU 2003117285/28A RU 2003117285 A RU2003117285 A RU 2003117285A RU 2247945 C1 RU2247945 C1 RU 2247945C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- orientation
- coordinate system
- center
- mass
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к технике программного позиционирования и ориентации подвижных объектов, в частности к технике угловой ориентации или позиционирования космических аппаратов. Технический результат - повышение точности ориентации подвижных объектов. Для достижения данного результата осуществляют измерение углов положения оптических осей астровизирующих устройств, следящих за звёздами, относительно связанной системы координат. При этом для определения ориентации подвижного объекта используют координаты его центра масс в геоцентрической экваториальной системе координат, которые определяют с помощью высокоточной глобальной спутниковой навигационной системы. 2 ил.
Description
Предложенное изобретение относится к области управления угловым движением космических аппаратов (КА). В основе такого управления лежит процесс определения угловой ориентации КА относительно какого-либо базиса.
Для решения большинства целевых задач в космосе чаще всего на практике используется ориентация КА в подвижной орбитальной системе координат (ПОСК), начало которой (точка А) совмещается с центром масс КА, одна из осей (τ) лежит в плоскости орбиты и направлена перпендикулярно текущему радиусу-вектору в сторону движения, другая ось (b) коллинеарна вектору кинетического момента орбитального движения КА, третья ось (n) направлена по радиусу-вектору г. Угловое положение КА относительно его центра масс однозначно определяется углами положения связанной с корпусом КА системы координат Ax1y1z1 относительно ПОСК, т.е. углами тангажа ϑ, рыскания ψ и крена γ (фиг.1).
Точность определения углов ориентации при таком подходе зависит не только от погрешностей угловых измерений, но и от погрешностей определения положения центра масс КА в пространстве, т.е. от погрешностей навигационного канала.
Известны способы управления угловым движением [1-4], основанные на определении ориентации КА с помощью гиростабилизированной платформы (ГСП) или с помощью бесплатформенных инерциальных систем с применением астрономической коррекции. Однако неизбежные погрешности бортовых измерений и другие источники помех приводят к существенным ошибкам решения как задач навигации КА, так и, следовательно, задач ориентации КА.
Наиболее близким к предложенному по составу измерений является способ определения параметров движения центра масс КА [5], заключающийся в измерении зенитных расстояний двух звезд и высоты полета над поверхностью планеты. Под зенитным расстоянием понимается угол между направлением на центр Земли и направлением на звезду. Измерение высоты полета КА и определение направления на центр планеты осуществляется с помощью построителя местной вертикали - радиовертикали-высотомера (РВВ). Направления на звезды определяются двумя астровизирующими устройствами (АВУ). Недостатком данного способа является низкая точность определения параметров поступательного и углового движения КА, где предельные ошибки соответствуют следующим величинам:
- по каналу навигации [5]:
- по высоте полета 150 м;
- по дальности (вдоль орбиты) 6000 м;
- по боковой координате (по нормали к плоскости орбиты) 1500 м;
- по каналу ориентации [2]:
- по тангажу 25 угловых минут;
- по рысканию 10 угловых минут;
- по крену 15 угловых минут.
Целью изобретения является повышение точности ориентации КА.
Поставленная цель достигается использованием аппаратуры высокоточной глобальной спутниковой навигационной системы (СНС) типа “ГЛОНАСС” для определения координат центра масс КА в геоцентрической экваториальной системе координат (ГЭСК).
Сущность изобретения заключается в следующем. Углы отклонения связанной системы координат относительно ПОСК определяются путем:
- измерения углов положения оптических осей двух АВУ, следящих за звездами, относительно корпуса КА;
- вычисления направляющих косинусов визируемых звезд в ГЭСК;
- определения текущих координат центра масс КА с использованием аппаратуры потребителя глобальной СНС типа “ГЛОНАСС”;
- математической обработки полученной информации по алгоритмам, приведенным, например, в [8].
Поскольку погрешность определения координат центра масс КА с использованием СНС типа “ГЛОНАСС” составляет 10 м [6, 7], составляющая погрешности ориентации КА вследствие этого не превысит долей угловой секунды. Рассмотрим это подробнее.
Для упрощения доказательства будем считать, что задача системы ориентации состоит в совмещении осей связанной системы координат X1, Y1, Z1 с осями ПОСК τ, b, n соответственно, т.е. в поддержании нулевых значений углов ориентации .
Рассмотрим “плоскую” задачу, когда движение происходит в плоскости XY (фиг.2).
Пусть Ср - расчетная точка местоположения КА с координатами Хр, Yp; Сф - фактическая точка местоположения с координатами Хф, Уф. Положение подвижных осей τ, n в расчетной точке Ср устанавливается по измерениям зенитного угла βр звезды S (известной). В точке Сф фактического местоположения КА появляется погрешность Δϑ≠0 угла тангажа, величина которой определяется ошибками координат центра масс:
ΔХ=Хф-Хр;
ΔY=Yp-Уф.
Расчетное значение зенитного угла β1 определяется формулой [3]:
Совместим для упрощения расчетов ось Y с направлением на звезду S. Тогда
a0=c0=0, b0=1.
При этом получим:
В предположении достаточной малости отклонений ΔX, ΔY, Δβ, Δϑ получаем:
Для высоты полета Н≈200 км:
r=R3+Н=6570 км, где R3 радиус Земли;
При β1=0, Х=0, Y=r получаем
Если аппаратура потребителя СНС “ГЛОНАСС” определяет местоположение с ошибкой ΔX=10 м, то Δ=1,5·10-6 рад = 0,3 угловой сек.
Тогда как ошибка ориентации у прототипа по углу тангажа составляет 25 угловых мин [2].
Таким образом, предлагаемый способ позволит существенно повысить точность ориентации КА за счет использования при решении навигационной задачи более точных измерений координат центра масс КА с использованием СНС “ГЛОНАСС”.
Источники информации
1. А.П.Разыграев. Основы управления полетом космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1990.
2. В.В.Смирнов, А.А.Казько, Ю.П.Маковецкий. Основы автономной навигации космических аппаратов. М.: МО СССР, 1982.
3. Л.Ф.Порфирьев, В.В.Смирнов, В.И.Кузнецов. Аналитические оценки точности автономных методов определения орбит. М.: Машиностроение, 1987.
4. В.И.Кочетков. Системы астрономической ориентации космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1980.
5. Математическое и программное обеспечение системы автономной навигации КА “Янтарь”. М.: МО СССР, 1986.
6. Ю.М.Устинов, B.C.Кан. Среднеорбитальные спутниковые радионавигационные системы “ГЛОНАСС” и “GPS”. М.: Петропавловск-Камчатский, 2002.
7. Е.А.Ткачев, В.Ф.Фатеев. Спутниковые навигационные системы. М.: МО СССР, 1990.
Claims (1)
- Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в вычислении зенитных расстояний двух звезд на основе измерений углов положения оптических осей астровизирующих устройств, следящих за звездами, относительно связанной системы координат, отличающийся тем, что для вычислений используют координаты центра масс космического аппарата в геоцентрической экваториальной системе координат, которые определяют с помощью высокоточной глобальной спутниковой навигационной системы.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003117285/28A RU2247945C1 (ru) | 2003-06-09 | 2003-06-09 | Способ ориентации космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003117285/28A RU2247945C1 (ru) | 2003-06-09 | 2003-06-09 | Способ ориентации космического аппарата |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003117285A RU2003117285A (ru) | 2004-12-10 |
RU2247945C1 true RU2247945C1 (ru) | 2005-03-10 |
Family
ID=35364664
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003117285/28A RU2247945C1 (ru) | 2003-06-09 | 2003-06-09 | Способ ориентации космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2247945C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105424048A (zh) * | 2015-11-03 | 2016-03-23 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种基于周期变星的航天器自主导航方法 |
CN106525001A (zh) * | 2016-11-16 | 2017-03-22 | 上海卫星工程研究所 | 地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法 |
RU2735120C1 (ru) * | 2020-02-23 | 2020-10-28 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата |
-
2003
- 2003-06-09 RU RU2003117285/28A patent/RU2247945C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Ботуз С.П. Позиционные системы программного управления подвижными объектами. М. ИПРЖ "Радиотехника", 1998, с.28. * |
Математическое и программное обеспечение системы автономной навигации КА "Янтарь". М. МО СССР, 1986. с.65. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов. М. "Машиностроение", 1990, с.125. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105424048A (zh) * | 2015-11-03 | 2016-03-23 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种基于周期变星的航天器自主导航方法 |
CN105424048B (zh) * | 2015-11-03 | 2018-12-21 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种基于周期变星的航天器自主导航方法 |
CN106525001A (zh) * | 2016-11-16 | 2017-03-22 | 上海卫星工程研究所 | 地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法 |
CN106525001B (zh) * | 2016-11-16 | 2019-05-03 | 上海卫星工程研究所 | 地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法 |
RU2735120C1 (ru) * | 2020-02-23 | 2020-10-28 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Способ ориентации космического аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8213803B2 (en) | Method and system for laser based communication | |
US5109346A (en) | Autonomous spacecraft navigation system | |
US11168984B2 (en) | Celestial navigation system and method | |
US7142981B2 (en) | Laser range finder closed-loop pointing technology of relative navigation, attitude determination, pointing and tracking for spacecraft rendezvous | |
US9791278B2 (en) | Navigating with star tracking sensors | |
US5546309A (en) | Apparatus and method for autonomous satellite attitude sensing | |
US20080120031A1 (en) | Tracking method | |
EP1019862B1 (en) | Method and apparatus for generating navigation data | |
US4954833A (en) | Method for determining astronomic azimuth | |
CN111427002B (zh) | 地面测控天线指向卫星的方位角计算方法 | |
US5463402A (en) | Motion measurement system and method for airborne platform | |
RU2318188C1 (ru) | Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов | |
Vetrella et al. | Cooperative UAV navigation based on distributed multi-antenna GNSS, vision, and MEMS sensors | |
US20110112767A1 (en) | Systems and Methods for Determining Heading | |
Christensen et al. | Terrain-relative and beacon-relative navigation for lunar powered descent and landing | |
Hablani | Autonomous inertial relative navigation with sight-line-stabilized sensors for spacecraft rendezvous | |
CN115343743A (zh) | 一种不依赖水平基准和卫星信号的天文卫星组合导航定位系统及方法 | |
US6216983B1 (en) | Ephemeris/attitude reference determination using communications links | |
US9217639B1 (en) | North-finding using inertial navigation system | |
RU2692350C1 (ru) | Способ высокоточного позиционирования аппарата на поверхности Луны и устройство для его осуществления | |
CN102607563B (zh) | 利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统 | |
RU2462690C1 (ru) | Интегрированная инерциально-спутниковая система ориентации и навигации | |
RU2247945C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата | |
Kozorez et al. | Integrated navigation system for a space vehicle on a geostationary or highly elliptic orbit operating in the presence of active jam | |
CN113820733B (zh) | 一种基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050610 |