RU2620284C1 - Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее - Google Patents
Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее Download PDFInfo
- Publication number
- RU2620284C1 RU2620284C1 RU2015156844A RU2015156844A RU2620284C1 RU 2620284 C1 RU2620284 C1 RU 2620284C1 RU 2015156844 A RU2015156844 A RU 2015156844A RU 2015156844 A RU2015156844 A RU 2015156844A RU 2620284 C1 RU2620284 C1 RU 2620284C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- orientation
- sensors
- coordinate system
- determining
- sensor
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
- B64G1/361—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using star sensors
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C17/00—Compasses; Devices for ascertaining true or magnetic north for navigation or surveying purposes
- G01C17/34—Sun- or astro-compasses
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
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. Для определения углов между осями Д ориентации и основанием на каждом из Д установлено не менее шести Д расстояния точек Д ориентации от основания. Указанные углы определяются по показаниям Д расстояния из решения прямой задачи кинематики платформы Стюарта для каждого Д ориентации. 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 5 з.п. ф–лы, 3 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к космической и авиационной технике, а именно к технологии повышения точности определения ориентации космических или летательных аппаратов в инерциальной системе координат.
Уровень техники
Из уровня техники известны технические решения, обеспечивающие высокоточное определение ориентации космических или летательных аппаратов относительно инерциальной системы координат. 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 (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 - 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 и три звездных датчика БОКЗ, установленные на наружной поверхности служебного модуля «Звезда». Помимо этих датчиков система включает в себя еще датчик направления на Солнце БОКС. Обработка данных ГИВУС, датчиков БОКЗ и БОКС осуществляется компьютерами бортовой системы Российского сегмента МКС.
У некоторых из 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 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 снижение погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат.
Техническим результатом изобретения является снижение погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат 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 способ определения ориентации космических или летательных аппаратов включает следующие этапы:
- передачу показаний с датчиков измерения расстояния в блок обработки данных,
- определение углов ориентации каждого датчика ориентации относительно конструкционной системы координат устройства (т.е. направления осей конструкционной системы координат каждого из датчиков относительно конструкционной системы координат устройства) посредством решения математической прямой задачи кинематики платформы Стюарта для каждого датчика ориентации, параметрами которой являются показания не менее шести датчиков расстояния, установленных на этом датчике ориентации,
- преобразование полученных значений углов в матрицу Pi трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства,
- определение ориентации датчиков ориентации относительно инерциальной системы координат посредством показателей ориентации, снятых с упомянутых датчиков определения ориентации,
- передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных,
- преобразование показаний каждого из датчиков определения ориентации в матрицу трехмерного поворота Si, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат,
- получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат по формуле 
,
где N - число датчиков определения ориентации в устройстве,
i - номер датчика ориентации;
- определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, которую вычисляют по формуле A=Q×К,
где К - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата.
Поставленная задача решается тем, что устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит расположенные на основании устройства по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, а также по меньшей мере по шесть датчиков измерения расстояний, расположенных на каждом датчике определения ориентации, и блок обработки данных, при этом датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения, при этом один конец датчика измерения расстояния закреплен на основании устройства, а другой - на датчике определения ориентации, при этом для датчиков измерения расстояний, установленных на конкретном датчике ориентации, закрепление их концов реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков.
Датчики определения ориентации относительно инерциальной системы координат представляют собой гироскопические (инерциальные) и/или звездные датчики.
Датчики измерения расстояния представляют собой оптические или электромеханические или интерференционные датчики.
Предпочтительно устройство содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат и восемнадцать датчиков измерения расстояния.
Механический эталон выполнен из материала с малым коэффициентом теплового расширения и высокой механической жесткостью.
Часть датчиков измерения расстояния измеряют расстояния между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между парами датчиков ориентации в составе устройства.
Краткое описание чертежей
Изобретение поясняется чертежами, где
на фиг. 1 представлен прототип устройства определения ориентации - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с тремя оптическими головками;
на фиг. 2 представлен прототип устройства определения ориентации - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с четырьмя оптическими головками;
на фиг. 3 показана схема устройства определения ориентации.
Позициями на фигуре 3 обозначены: 1 - датчики определения ориентации, 2 - блок обработки данных, 3 - датчики измерения расстояний.
Осуществление изобретения
Устройство (система) определения ориентации космического или летательного аппарата содержит расположенные на основании устройства по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, по меньшей мере по шесть датчиков измерения расстояний, расположенных на каждом датчике определения ориентации, и блок обработки данных. 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.
Датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения. Механический эталон длины представляет 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 выбранной точке датчика и основания устройства или в выбранных точках двух датчиков. Отрезки, измеряемые датчиками измерения расстояния, установленными на одном датчике ориентации, не должны быть параллельны друг другу.
Один конец датчика измерения расстояния закреплен на основании устройства, а другой - на датчике определения ориентации.
При этом для датчиков измерения расстояний, установленных на конкретном датчике ориентации, закрепление их концов реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков.
С каждым датчиком определения ориентации связана своя конструкционная система координат. Обычно это декартова прямоугольная система. У оптических датчиков определения ориентации (звездные датчики) обычно одна из конструкционных осей координат совпадает с осью визирования оптической системы датчика. У одноосных гироскопических датчиков определения ориентации одна из осей обычно направляется параллельно оси гироскопа. Датчик определения ориентации относительно инерциальной системы координат может представлять собой гироскопический (инерциальный) и/или звездный датчик.
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 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.
Результатами функционирования устройства определения ориентации являются параметры разворота осей конструкционной системы координат устройства определения ориентации относительно инерциальной системы координат.
Для определения ориентации самого космического или летательного аппарата 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, а ее значение передается в блок обработки данных устройства.
Для получения результатов функционирования устройства определения ориентации помимо показаний датчиков определения ориентации, входящих в состав устройства, необходимо знать развороты (ориентацию) датчиков ориентации 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 гироскопы, а также звездные датчики ориентации. В ближайшие десятилетия ожидается появление датчиков определения ориентации с погрешностями около 0,1 угловой секунды. Для таких датчиков удержание взаимного положения датчиков в устройстве за счет жесткости механических конструкций будет совершенно недостаточным.
Таким образом, для решения поставленной задачи в устройстве определения ориентации содержащее несколько датчиков определения ориентации одинакового или разных типов дополнительно содержит датчики измерения расстояний между датчиком ориентации и устройством или между парами датчиков ориентации, на основе показаний которых в реальном времени будут определять разворот (ориентацию) систем координат датчиков относительно друг 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 определить ориентацию устройства с погрешностью близкой к погрешности входящих в нее датчиков.
Для корректного функционирования устройства определения ориентации необходимо знать только разворот датчиков определения ориентации относительно системы координат устройства, их линейное перемещение не изменяет показания датчиков определения ориентации и не сказывается на результате функционирования устройства. Поэтому нам важно только угловое положение датчиков определения ориентации относительно устройства. Эти углы вычисляются из показаний, снятых с датчиков измерения расстояний.
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 расстояния не имеет значения. Могут использоваться механические, интерференционные, электромеханические (емкостные, магнитные, индуктивные и т.д.), оптические и другие типы датчиков измерения расстояния, 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 определяется 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, т.е. (часть датчиков измерения расстояния измеряют расстояния между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между парами датчиков ориентации в составе устройства). При этом измерение расстояний относительно референсной части устройства определения ориентации должно быть выполнено хотя бы для одного датчика определения ориентации. На основе полученного набора измерений расстояний определяется разворот системы координат каждого из датчиков относительно системы координат устройства определения ориентации.
Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов включает следующие этапы:
а) передача показаний с датчиков измерения расстояния в блок обработки данных,
б) определение углов ориентации каждого датчика ориентации относительно конструкционной системы координат устройства (т.е. направления осей конструкционной системы координат каждого из датчиков относительно конструкционной системы координат устройства) посредством решения математической прямой задачи кинематики платформы Стюарта для каждого датчика ориентации, параметрами которой являются показания не менее шести датчиков расстояния, установленных на этом датчике ориентации;
определение ориентации каждого датчика ориентации относительно системы координат устройства определения ориентации, т.е. определение направления конструкционных осей датчиков в системе координат устройства. Один из возможных путей определения ориентации датчика относительно системы координат устройства состоит в следующем.
Для определения параметров ориентации датчика ориентации относительно устройства 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].
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 хуже 1,5 мкм, для регистрации поворотов на 0,1 угловую секунду - с погрешностью не хуже 150 нм. Смещения такой величины современном уровне техники регистрируются с помощью промышленно выпускаемых датчиков смещений, например, с помощью высокоточных емкостных датчиков смещений.
Описанная конструкция датчика измерения углов предназначена для регистрации небольших 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 в матрицу Pi трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где i - номер датчика ориентации;
д) передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных,
Датчики определения ориентации 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. Дополнительно, датчики ориентации типов могут выдавать оценку погрешности полученных параметров ориентации.
е) передача показаний датчиков определения ориентации в блок обработки данных; преобразование показаний каждого из датчиков определения ориентации в матрицу трехмерного поворота Si, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат,
ж) получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат, которая переводит оси конструкционной системы координат устройства в оси инерциальной системы координат, по формуле 
,
где N - число датчиков определения ориентации в устройстве,
i - номер датчика ориентации;
Один из способов вычисления использует следующую формулу
где N - число датчиков ориентации в устройстве. Эта формула используется, если погрешности измерений датчиков неизвестны, но примерно равны друг другу. Если результатом работы датчиков являются, как значения измеряемых параметров, так и их погрешности σi, то матрица Q вычисляется по формуле
Другими возможными способами вычисления ориентации устройства определения ориентации относительно инерциальной системы координат (т.е. матрицы Q) могут быть:
ж1) способ, 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];
ж2) способ 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].
з) определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, которую вычисляют по формуле А=Q×К,
где К - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата.
Для вычисления матрицы ориентации или летательного космического аппарата относительно инерциальной системы координат А необходимо матрицу ориентации устройства определения ориентации Q умножить на матрицу поворота K, переводящую оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата
A=Q×K.
Матрица К 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.
Данная группа изобретений позволяет снизить погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат 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.
Claims (19)
1. Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов, включающий
- передачу показаний с датчиков измерения расстояния в блок обработки данных;
- определение углов ориентации каждого датчика ориентации относительно конструкционной системы координат устройства определения ориентации указанных аппаратов посредством решения математической прямой задачи кинематики платформы Стюарта для каждого датчика ориентации, причём параметрами задачи являются показания не менее шести указанных датчиков измерения расстояния, установленных на этом датчике ориентации;
- преобразование полученных значений углов в матрицу Pi трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства;
- определение ориентации датчиков ориентации относительно инерциальной системы координат посредством показателей ориентации, снятых с упомянутых датчиков определения ориентации;
- передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных;
- преобразование показаний каждого из датчиков определения ориентации в матрицу трехмерного поворота Si, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат;
- получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат по формуле (ΣSi×Pi)/N,
где N - число датчиков определения ориентации в устройстве,
i - номер датчика ориентации;
- определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, которую вычисляют по формуле:
А=Q×K,
где K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата.
2. Устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов, содержащее расположенные на основании устройства по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, а также по меньшей мере по шесть датчиков измерения расстояний, расположенных на каждом датчике определения ориентации, и блок обработки данных, при этом датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения, при этом один конец датчика измерения расстояния закреплен на основании устройства, а другой - на датчике определения ориентации, при этом для датчиков измерения расстояний, установленных на конкретном датчике ориентации, закрепление их концов реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков.
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что датчики определения ориентации относительно инерциальной системы координат представляют собой гироскопические и/или звездные датчики.
4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что датчики измерения расстояния представляют собой оптические или электромеханические или интерференционные датчики.
5. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что устройство содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат и восемнадцать датчиков измерения расстояния.
6. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что механический эталон выполнен из материала с малым коэффициентом теплового расширения и высокой механической жесткостью.
7. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что часть датчиков измерения расстояния измеряют расстояния между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между парами датчиков ориентации в составе устройства.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015156844A RU2620284C1 (ru) | 2015-12-29 | 2015-12-29 | Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015156844A RU2620284C1 (ru) | 2015-12-29 | 2015-12-29 | Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2620284C1 true RU2620284C1 (ru) | 2017-05-24 |
Family
ID=58882627
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015156844A RU2620284C1 (ru) | 2015-12-29 | 2015-12-29 | Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2620284C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2790354C1 (ru) * | 2022-03-15 | 2023-02-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ восстановления орбитальной ориентации космического аппарата по показаниям датчика звезд |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6272432B1 (en) * | 1999-05-10 | 2001-08-07 | Hughes Electronics Corporation | System and method for correcting star tracker low spatial frequency error in stellar-inertial attitude determination systems |
| US20050192768A1 (en) * | 2004-03-01 | 2005-09-01 | Microsoft Corporation | System and method for improving the precision of localization estimates |
| RU2005120149A (ru) * | 2002-11-26 | 2006-01-27 | Соларен Корпорейшн (Us) | Космическая энергосистема |
| US7197829B2 (en) * | 2004-05-04 | 2007-04-03 | Acres John F | Laser guided celestial identification device |
| US20080163504A1 (en) * | 2007-01-05 | 2008-07-10 | Smith John E | Apparatus and methods for locating and identifying remote objects |
| US7558688B2 (en) * | 2007-04-20 | 2009-07-07 | Northrop Grumman Corporation | Angle calibration of long baseline antennas |
| US20120227273A1 (en) * | 2011-03-09 | 2012-09-13 | Christopher John Morcom | Digital solar compass |
| MX2013014689A (es) * | 2013-12-03 | 2015-06-03 | Univ De Sonora | Metodo de compensación dinámica de deriva para heliostatos. |
-
2015
- 2015-12-29 RU RU2015156844A patent/RU2620284C1/ru active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6272432B1 (en) * | 1999-05-10 | 2001-08-07 | Hughes Electronics Corporation | System and method for correcting star tracker low spatial frequency error in stellar-inertial attitude determination systems |
| RU2005120149A (ru) * | 2002-11-26 | 2006-01-27 | Соларен Корпорейшн (Us) | Космическая энергосистема |
| US20050192768A1 (en) * | 2004-03-01 | 2005-09-01 | Microsoft Corporation | System and method for improving the precision of localization estimates |
| US7197829B2 (en) * | 2004-05-04 | 2007-04-03 | Acres John F | Laser guided celestial identification device |
| US20080163504A1 (en) * | 2007-01-05 | 2008-07-10 | Smith John E | Apparatus and methods for locating and identifying remote objects |
| US7558688B2 (en) * | 2007-04-20 | 2009-07-07 | Northrop Grumman Corporation | Angle calibration of long baseline antennas |
| US20120227273A1 (en) * | 2011-03-09 | 2012-09-13 | Christopher John Morcom | Digital solar compass |
| MX2013014689A (es) * | 2013-12-03 | 2015-06-03 | Univ De Sonora | Metodo de compensación dinámica de deriva para heliostatos. |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2790354C1 (ru) * | 2022-03-15 | 2023-02-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ восстановления орбитальной ориентации космического аппарата по показаниям датчика звезд |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111102978B (zh) | 一种车辆运动状态确定的方法、装置及电子设备 | |
| US7979231B2 (en) | Method and system for estimation of inertial sensor errors in remote inertial measurement unit | |
| CN103913181A (zh) | 一种基于参数辨识的机载分布式pos传递对准方法 | |
| KR100898169B1 (ko) | 관성항법시스템의 초기정렬 방법 | |
| CN105973268B (zh) | 一种基于共基座安装的传递对准精度定量评估方法 | |
| RU2762143C2 (ru) | Система определения курса и углового пространственного положения, выполненная с возможностью функционирования в полярной области | |
| CN108458709B (zh) | 基于视觉辅助测量的机载分布式pos数据融合方法和装置 | |
| CN103884340A (zh) | 一种深空探测定点软着陆过程的信息融合导航方法 | |
| CN114510076A (zh) | 基于无迹变换的目标协同探测与制导一体化方法及系统 | |
| CN111189442A (zh) | 基于cepf的无人机多源导航信息状态预测方法 | |
| RU2620854C1 (ru) | Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее | |
| RU2620288C1 (ru) | Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов | |
| Guangcai et al. | An iterative Doppler velocity log error calibration algorithm based on Newton optimization | |
| RU2382988C1 (ru) | Бесплатформенная инерциальная система ориентации на "грубых" чувствительных элементах | |
| RU2661446C1 (ru) | Способ определения навигационных параметров объекта и бесплатформенная инерциальная навигационная система для осуществления способа | |
| CN111141285B (zh) | 一种航空重力测量装置 | |
| RU2620284C1 (ru) | Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее | |
| Gong et al. | An innovative distributed filter for airborne distributed position and orientation system | |
| CN108387246B (zh) | 多节点分布式时空基准方法和装置 | |
| RU2620448C1 (ru) | Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов | |
| CN110006455A (zh) | 用于冗余惯导系统中加速度计误差参数的快速标定方法 | |
| CN114526729A (zh) | 一种基于冗余技术的mems惯性定位系统航向优化方法 | |
| KR102064254B1 (ko) | 이동체용 스트랩다운 장치의 정렬 오차 보정장치, 보정시스템 및 보정방법 | |
| CN102135431B (zh) | 一种惯性测量单元精度补偿的方法 | |
| RU2620149C1 (ru) | СПОСОБ И УСТРОЙСТВО (варианты) ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ИЛИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ |