RU2620853C1

RU2620853C1 - Method and device (versions) for determining orientation of space or air crafts

Info

Publication number: RU2620853C1
Application number: RU2016105783A
Authority: RU
Inventors: Андрей Игоревич Захаров; Михаил Евгеньевич Прохоров; Олег Юрьевич Стекольщиков; Максим Сергеевич Тучин; Наталия Леонидовна Крусанова; Марат Керимович Абубекеров
Priority date: 2016-02-19
Filing date: 2016-02-19
Publication date: 2017-05-30

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: group of inventions relates to orientation control of the space (SC) and air crafts (AC) by means of sensing elements. The device comprises sensors (S) of SC orientation relative to the astronomical objects positioned on the base. One-dimensional or two-dimensional (or their combinations) S of angular measurement are provided for each of the mentioned S. S of angular measurement comprises a radiation source and a radiation receiver mounted on the base, and a reflective element - at one of the S of determining orientation. In a version, the radiation sources and the radiation receivers of angular measurement S can be mounted on another orientation S. These elements are mounted so that the planes of the incident and reflected radiation beams are not parallel. Management of measured angular direction S (in the data processing unit) allows to eliminate the influence of errors in orientation S position in body-fixed coordinate axes (e.g., due to deformation of the structure) on the measured parameters of the craft orientation.

EFFECT: increased orientational accuracy of the spacecraft or aircraft without increasing the rigidity of their structure.

10 cl, 2 dwg, 1tbl

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

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.The group of inventions relates to space and aeronautical engineering, and in particular, to technology for improving the accuracy of determining the orientation of space (SC) or aircraft (LA) relative to certain celestial bodies - astronomical objects, in particular such as the Sun, Earth, Moon, Venus, Mars, Jupiter, Saturn, etc.

Уровень техникиState of the art

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.The prior art technical solutions that provide highly accurate determination of the orientation of spacecraft or aircraft relative to certain astronomical space objects. These devices contain several sensors for determining the orientation of one or various types. Structurally, these devices can be in the form of monoblocks, in which all the sensors and the data processing unit are combined into a single design, and represent distributed systems where orientation sensors are installed in various places of the spacecraft or aircraft and are connected to the data processing unit using a cable network.

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).A solution is known from the prior art - a device for orientation with respect to the Sun (determining the direction to the Sun) BOX-01, developed by Opteks (Russia), in which two high-precision two-coordinate slotted direction sensors for the Sun and a common data processing unit are installed (Second All-Russian Scientific -technical conference "Modern problems of orientation and navigation of spacecraft", Tarusa, Russia, September 13-16, 2010, pp. 22-23 http://ofo.ikiweb.ru/publ/conf_2010_tez.pdf) (Fig. 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.However, all of the above orientation determining devices have been found to have a problem with the high accuracy of the orientation sensors. The presence of this problem was confirmed in a number of laboratory and field experiments [A.V. Nikitin, B.S. Dunaev, V.A. Krasikov, Mechanics, control and informatics №2. S. 62-69 (2011) and A.Yu. Karelin, Yu.N. Zybin, V.O. Knyazev, A.A. Pozdnyakov, Mechanics, Management, and Computer Science No. 19, P. 120-128 (2015)]. The experiments were as follows: two or more stellar sensors were installed next to each other, the optical systems of which were directed in approximately the same way. These sensors were simultaneously taken readings. The experimental results showed that the measurement error of each of the sensors during the entire experiment remained consistent with their technical characteristics (i.e. 1-3 seconds of arc), but their relative orientation changed by several angular seconds, and in some experiments by 10-20 angular seconds. The most likely cause of these deviations are thermal deformation and mechanical stress. The experimental results mean that orientation determining devices containing sensors with errors of less than 3-5 arc seconds give incorrect readings with a significant systematic error due to insufficient mechanical rigidity of the structures on which the sensors are installed. These experiments were carried out on stellar orientation sensors, but today the accuracy of orientation sensors relative to the Sun (sensors determining the direction to the Sun) is approaching units of arc seconds.

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.A known method of solving this problem by increasing the rigidity of structures. This solution allows to reduce the magnitude of the described systematic error, but leads to a significant increase in the mass of the device for determining orientation, which in many space and aircraft is unacceptable. With the transition to orientation sensors with subsecond errors expected in the coming decades, solving this problem by increasing the rigidity of the mechanical structure is completely ineffective.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

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.)The present invention is to develop a method and device for determining the orientation of spacecraft or aircraft, providing accurate determination of the orientation of the spacecraft or aircraft relative to astronomical objects, in particular such as planets, satellites and asteroids, (for example, the Sun, Earth, Moon, Venus, Mars , Jupiter, Saturn, etc.)

Под астрономическим объектом понимается небесное тело - материальный объект, естественным образом сформировавшийся в космическом пространстве.An astronomical object is understood to mean a celestial body - a material object that naturally formed in outer space.

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.The technical result of the invention is to reduce the error in determining the orientation of a spacecraft or aircraft relative to astronomical objects by eliminating the systematic error associated with a change in the relative position of the orientation sensors under the influence of mechanical, thermal and other structural deformations on which the sensors are installed.

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.The problem is solved in that the device for determining the orientation of spacecraft or aircraft contains a base, at least one sensor for determining orientation relative to astronomical objects located on the base, as well as at least three one-dimensional measurement sensors taken for each orientation sensor angles or at least two two-dimensional angle measurement sensors, or a combination of at least one one-dimensional and at least one two-dimensional angle measurement sensor, and a processing unit for receiving data from said sensors, wherein the angle measurement sensors include a radiation source, a radiation receiver and a reflecting element, where the radiation source and radiation receiver are mounted on the device’s base, and the reflecting element is mounted on the orientation determination sensor, ensuring that the radiation beam is received from the reflecting element while the radiation source, the radiation receiver and the reflecting element of the angle measurement sensors are installed with the lack of parallelism of the planes, determined proxy incident and reflected radiation beam.

Датчик определения ориентации относительно астрономических объектов может представлять собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.The sensor for determining the orientation relative to astronomical objects may be a sensor of direction to the Sun and / or a sensor of direction to the center of the Earth.

Датчик измерения углов может представлять собой оптический или электромеханический, или интерференционный датчик.The angle measurement sensor may be an optical or electromechanical or interference sensor.

Предпочтительно устройство содержит два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и четыре двумерных или шесть одномерных датчиков измерения углов.Preferably, the device comprises two sensors for determining orientation relative to astronomical objects and four two-dimensional or six one-dimensional sensors for measuring angles.

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.The problem is also solved in that the device for determining the orientation of spacecraft or aircraft contains a base, at least two sensors for determining orientation relative to astronomical objects located on the base, as well as at least three one-dimensional measurement sensors taken for each orientation sensor angles or at least two two-dimensional angle measurement sensors, or a combination of at least one one-dimensional and at least one two-dimensional angle measurement sensor s, and a processing unit for receiving data from said sensors, wherein the angle measuring sensors include a radiation source, a radiation receiver and a reflecting element, where the reflecting elements of the angle measuring sensors are mounted on orientation sensors, at least three radiation sources and, according to at least three radiation receivers of one-dimensional angle measurement sensors, or at least two radiation sources and at least two radiation receivers of two-dimensional angle measurement sensors, or radiation sources radiation receivers of at least one one-dimensional and at least one two-dimensional angle measurement sensors are mounted on the base, and the remaining radiation sources and radiation sensors of angle measurement sensors are mounted on another orientation detection sensor, wherein the radiation source, radiation receiver, and the reflective element of the angle measurement sensors are installed to ensure that the radiation beam is received from the reflective element, as well as to ensure the absence of parallelism of the planes determined by the incident and by a narrow beam of radiation.

Поставленная задача решается также тем, что способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутых устройств включает:The problem is also solved by the fact that the method of determining the orientation of spacecraft or aircraft using the above devices includes:

- измерение и передачу показаний датчиков определения ориентации и датчиков измерения углов в блок обработки данных;- measuring and transmitting readings of orientation sensors and angle measurement sensors to a data processing unit;

- определение значений углов ориентации датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения углов;- determination of the orientation angle values of the orientation determination sensor relative to the structural coordinate system of the device based on the readings of the angle measurement sensors;

- преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно астрономических объектов в матрицу трехмерного поворота R_j, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j - номер датчика ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;- converting the obtained angle values for the sensors for determining the orientation relative to astronomical objects into a three-dimensional rotation matrix R _j that translates the axis of the structural coordinate system of the corresponding sensor in the axis of the structural coordinate system of the device, where j is the number of the orientation sensor and the number of the corresponding astronomical object;

- преобразование показаний датчика определения ориентации относительно астрономических объектов в единичный вектор направления на объект в конструкционной системе координат датчика V_j, где j - номер датчика определения ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;- conversion of the readings of the sensor for determining the orientation relative to astronomical objects into a unit vector of direction to the object in the structural coordinate system of the sensor V _j , where j is the number of the sensor for determining the orientation and the number of the corresponding astronomical object;

- определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства U_j по формуле U_j=R_j×V_j;- determining the orientation of the device by obtaining direction vectors for astronomical objects in the structural coordinate system of the device U _j according to the formula U _j = R _j × V _j ;

- получение векторов направлений, по которым определяют ориентацию космических и летательных аппаратов, на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата O_j по формуле O_j=K×U_j,- obtaining direction vectors, which determine the orientation of spacecraft and aircraft, to astronomical objects in the structural coordinate system of a spacecraft or aircraft O _j according to the formula O _j = K × U _j ,

где K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата.where K is the known matrix of three-dimensional rotation translating the axis of the structural coordinate system of the device in the axis of the structural coordinate system of the spacecraft or aircraft.

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.Moreover, in the method for determining the orientation of spacecraft or aircraft using the second aforementioned device, the determination of the orientation angle values of each orientation determination sensor relative to the structural coordinate system of the device can be performed based on the readings of the angle measurement sensors by solving a system of linear equations of mutual orientation of the orientation determination sensors and the device.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Изобретение поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 представлен прототип устройства определения ориентации - солнечный датчик БОКС-01, разработанный фирмой «Оптэкс» (Россия), с двумя оптическими головками;in FIG. 1 shows a prototype of a device for determining orientation — the BOKS-01 solar sensor, developed by Opteks (Russia), with two optical heads;

на фиг. 2 показана схема устройства определения ориентации.in FIG. 2 shows a diagram of an orientation determining apparatus.

Позициями на фигуре 2 обозначены: 1 - датчики определения ориентации, 2 - блок обработки данных, 3 - датчики измерения углов.The positions in figure 2 indicate: 1 - sensors for determining orientation, 2 - data processing unit, 3 - sensors for measuring angles.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

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.A device for determining the orientation of spacecraft or aircraft relative to astronomical objects such as the Sun, Earth, Moon, Venus, Mars, Jupiter, Saturn, etc. contains a base, at least one sensor for determining orientation relative to astronomical objects such as planets, satellites and asteroids (for example, the Sun, Earth, Moon, Venus, Mars, Jupiter, Saturn) located on the base, as well as at least , three one-dimensional sensors for measuring angles or at least two two-dimensional sensors for measuring angles, or a combination of at least one one-dimensional and at least one two-dimensional sensors for measuring angles taken for each orientation sensor and unit image Processing data from said sensors.

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.Structurally, the device for determining the orientation can be a monoblock - a single device, or be a distributed device, parts of which are installed in various places of a space or aircraft. The sensor (s) for determining the orientation is fixed (s) in the design of the device for determining the orientation, but due to mechanical, thermal and other loads, they may deviate from the normal position by small angles.

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).Usually, the orientation of a spacecraft or an aircraft to relatively large celestial astronomical objects: the Sun, Earth, Moon, Venus, Mars, Jupiter, Saturn, etc. The listed objects vary greatly in their characteristics. Therefore, to determine the direction of them from small distances, when they look like extended bodies, at the same time, devices of various designs are required with high accuracy. Because of this, the direction to each object is determined by a specific sensor (or group of sensors).

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.Each orientation sensor has its own structural coordinate system. This is usually a Cartesian rectangular system. In optical sensors for determining orientation (direction sensors for the Sun, Earth, or Moon), usually one of the structural coordinate axes coincides with the axis of sight of the optical system of the sensor.

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.With the device for determining the orientation as a whole associated with its own structural coordinate system. If the device is a monoblock, then usually the structural coordinate system is associated with the base of the device, with which it is attached to a spacecraft or aircraft. The structural coordinate system of a distributed orientation determining device may coincide with the structural coordinate system of the spacecraft or aircraft.

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.The result of measurements by the sensor to determine the orientation relative to a certain astronomical object is the direction to a certain point of the corresponding object (usually its center) in the structural coordinate system of the sensor. This direction can be represented by two angles, three guide cosines, three coordinates, etc. All these views contain two independent parameters. The sensor for determining the orientation relative to astronomical objects may be a sensor of direction to the Sun and / or a sensor of direction to the center of the Earth.

Результатами функционирования устройства определения ориентации являются направления на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства и в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата.The results of the operation of the device for determining the orientation are directions to astronomical objects in the structural coordinate system of the device and in the structural coordinate system of a space or aircraft.

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.To determine directions to astronomical objects in the coordinate system of a spacecraft or an aircraft, it is necessary to know the transition matrix between the structural coordinate systems of the orientation determination device and the spacecraft. This matrix is either considered unchanged during the functioning of the spacecraft or aircraft and is known (it is determined during installation of the device for determining orientation on board), or it is determined and controlled by the aircraft's onboard systems that are not related to the orientation determination device.

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.In order to obtain the results of the operation of the device for determining the orientation, in addition to the readings of the sensors for determining the orientation included in the device, it is necessary to know the turns (orientation) of the sensors relative to the structural coordinate system of the device. In modern devices for determining orientation, these turns are considered known and are determined during assembly of the device or when installing it on board. It is assumed that the position and orientation of the sensors inside the orientation determining devices do not change during operation, and that this invariability is ensured by the mechanical rigidity of the structures of monoblock orientation determining devices or the rigidity of the structures of the spacecraft or aircraft for distributed devices.

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.However, as shown (above) tests, the mechanical rigidity of the structures allows you to keep the relative orientation of the sensors inside the orientation determination device with an error of at least 3-5 arc seconds. If more accurate sensors are installed in the orientation determining device, then mechanical and thermal deformations of the device structures cause a systematic error of 3-5 arc seconds or more. Today, the most accurate solar orientation sensors, as well as gyroscopes and star sensors, have such a small margin of error. In the coming decades, the appearance of orientation sensors is expected with errors of about 0.1 arc second. For such precision, maintaining the relative position of the sensors in the device due to the rigidity of the mechanical structures will be completely insufficient.

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.Angle sensors can be one-dimensional or two-dimensional. A one-dimensional sensor measures one angle between certain structural elements of a device or orientation sensors. A two-dimensional sensor simultaneously measures two angles between the corresponding structural elements.

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.To solve this problem, the device must include at least three one-dimensional angle measurement sensors for each orientation sensor or at least two two-dimensional angle measurement sensors for each orientation sensor, or a combination of at least , one one-dimensional and at least one two-dimensional angle measurement sensors taken for each orientation determination sensor.

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.Using sensors for measuring angles in real time, the rotation (orientation) of the coordinate systems of the sensors relative to each other or relative to the structural coordinate system of the orientation determination device is determined. Knowing the real geometric configuration of the device for determining the orientation (i.e., the angular position of the sensors for determining the orientation included in it) allows, based on the sensors, to determine the orientation of the device with an error close to the error of the sensors included in it.

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.One of the possible design options for both a one-dimensional and a two-dimensional angle measuring sensor includes a radiation source, a radiation receiver and a reflecting element, a radiation source and a radiation receiver are installed on the basis of the device, and the reflecting element is installed on the orientation detection sensor.

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.The relative position of the radiation source and the reflecting element should ensure that the radiation beam from the reflecting element hits the receiver with all permissible changes in the position of the reflecting element. In a one-dimensional angle measurement sensor, both linear and matrix radiation detectors can be used; in a two-dimensional angle measurement sensor, only matrix ones.

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.For angle measurement sensors mounted on a particular orientation detection sensor, installation of their mentioned structural elements (i.e., a radiation source, a radiation receiver and a reflecting element of an angle measurement sensor) is installed to ensure that there is no parallelism of the planes determined by the incident and reflected radiation beam.

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.For the correct functioning of the device for determining the orientation, you only need to know the turn of the sensors for determining the orientation relative to the coordinate system of the device, their linear movement does not change the readings of the sensors for determining the orientation and does not affect the result of the operation of the device. Therefore, it is important to determine the angular position of the orientation sensors relative to the device. These angles are measured directly by angle sensors.

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.The error in measuring the angles should be on the order of the error in the sensors for determining the orientation, i.e. no more than 1-3 arc seconds for modern stellar sensors and gyroscopes and no more than 0.1-0.3 arc seconds for high-precision sensors for determining the orientation of the next generation. These values determine the permissible errors of the angle sensors.

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.The type of angle measurement sensor does not matter. Mechanical, interference, electromechanical (capacitive, magnetic, inductive, etc.), optical and other types of angle measuring sensors with the required error can be used. The choice of type of sensor may be affected by the requirements for operation in space or flight conditions, weight or energy restrictions, as well as the effect of sensors on other on-board equipment.

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.For measurement, the angles between the individual orientation determination sensor and the reference part of the orientation device (for example, the base of the device) can be selected, in which case the coordinate system of this sensor relative to the coordinate system of the device is directly determined from the results of these measurements.

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.Another option for determining the orientation of the sensors in the coordinate system of the device for determining the orientation is to measure both the angles between the sensors and the reference part of the device for determining the orientation, and between pairs of sensors. Moreover, the measurement of the angles relative to the reference part of the device for determining the orientation should be performed for at least three one-dimensional sensors for measuring angles or for at least two two-dimensional sensors for measuring angles, or a combination of at least one one-dimensional and, at least one two-dimensional angle measurement sensors. Based on the obtained set of measurement of the angles, the rotation of the coordinate system of each of the sensors relative to the coordinate system of the orientation determination device is determined. Thus, the angle measurement sensors are configured to measure the angles between the orientation sensors and the base of the device (at least the number indicated above for one- and two-dimensional angle measurement sensors), and the rest are made to measure the angles between different orientation sensors in the device.

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.Those. if the device contains at least two sensors for determining orientation relative to astronomical objects, then at least three one-dimensional sensors for measuring angles or at least two two-dimensional sensors for measuring angles, or at least one one-dimensional and one two-dimensional angle measurement sensor can be made with the possibility of measuring angles between orientation sensors and the base of the device, and the rest can be made with the possibility of measuring angles between orientation sensors and.

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.Preferably, the device for determining the orientation of spacecraft or aircraft contains two sensors for determining orientation with respect to astronomical objects and four two-dimensional or six one-dimensional sensors for measuring angles, which allows to reduce the error in determining the orientation of a spacecraft or aircraft with respect to astronomical objects.

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.The object of the invention can also be solved by using a device for determining the orientation of spacecraft or aircraft, which contains a base, at least two sensors for determining orientation relative to astronomical objects located on the base, as well as at least three one-dimensional sensors for measuring angles or at least two two-dimensional angle measurement sensors, or a combination of at least one one-dimensional and at least one two-dimensional angle measurement sensor, each sensor for determining the orientation, and the processing unit of the received data from the above-mentioned sensors, wherein the angle measuring sensors include a radiation source, a radiation receiver and a reflecting element, where the reflecting elements of the angle measuring sensors are mounted on the orientation determining sensors, at least three a radiation source and at least three radiation receivers of one-dimensional angle measuring sensors or at least two radiation sources and at least two radiation sensors of two-dimensional sensors measuring angles, or radiation sources and radiation receivers of at least one one-dimensional and at least one two-dimensional angle measurement sensors, are installed on the base, and the remaining radiation sources and radiation receivers of angle measurement sensors are installed on another orientation detection sensor, when the radiation source, the radiation receiver and the reflecting element of the angle measuring sensors are installed to ensure the reception of the radiation beam from the reflecting element, as well as ensuring the absence of parallelism and the plane defined by the incident and reflected radiation beam.

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.The difference from the first device is the presence of at least two sensors for determining orientation and the installation of radiation sources and radiation receivers of angle sensors based on the device and on the other (second) sensor for determining orientation with respect to astronomical objects.

При этом также датчик определения ориентации относительно астрономических объектов может представлять собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.Moreover, the sensor for determining the orientation relative to astronomical objects may be a sensor of direction to the Sun and / or a sensor to the center of the Earth.

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.Preferably, the device for determining the orientation of spacecraft or aircraft contains two sensors for determining the orientation relative to astronomical objects and four two-dimensional or six one-dimensional sensors for measuring angles, which allows to reduce the error in determining the orientation of the spacecraft or aircraft relative to astronomical objects.

Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутых устройств включает следующие этапы:The method for determining the orientation of spacecraft or aircraft using the above devices includes the following steps:

а) измерение и передачу показаний датчиков определения ориентации и датчиков измерения углов в блок обработки данных;a) measuring and transmitting the readings of orientation sensors and angle sensors to the data processing unit;

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.Indications from orientation sensors and angle sensors, measure and transmit to the data processing unit. Sensors for determining the orientation with respect to a specific astronomical object determine the direction to a certain point of the corresponding astronomical object (usually its center) in the structural coordinate system of the sensor. Additionally, both types of sensors can provide an error estimate of the obtained orientation parameters.

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);b) determining the orientation angle values of the orientation determination sensor relative to the structural coordinate system of the device based on the readings of the angle measurement sensors installed on each orientation determination sensor (i.e., the directions of the axes of the structural coordinate system of each of the sensors relative to the structural coordinate system of the device);

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.Reflection elements (mirrors, reflective prisms, etc.) are installed on each orientation detection sensor. Based on the device for determining the orientation or other sensors for determining the orientation, radiation sources (lasers, laser diodes, etc.) are installed that emit narrow collimated radiation beams, coordinate-sensitive radiation receivers (for example, matrix or linear CCDs or CMOS radiation detectors. CCDs are devices charge-coupled; CMOS - complementary metal-oxide semiconductor). The radiation beam from the first radiation source is directed so that it hits the first reflective element, and after reflection from it falls approximately at the center of the first radiation receiver. Similarly, in the second and subsequent angle measuring sensors, the beam is reflected from the corresponding reflective element and enters approximately the center of the corresponding radiation receiver. At least one one-dimensional angle measurement sensor, or at least two two-dimensional angle measurement sensors, or at least one one-dimensional and one two-dimensional angle measurement sensors must be installed on one orientation detection sensor. Each of these sensors includes one radiation source and receiver and one reflective element. When the angular position of the orientation determination sensor changes, the image of the beams at the radiation detectors is shifted. If the distance from the reflective element to the radiation receiver is 0.3 m, then the rotation of the sensor by 1 arc second leads to a displacement of the beam image by 1.5 μm. This offset is 1 / 10-1 / 3 pixels of industrially produced CCDs and CMOS matrices or rulers and is easily detected with the current level of technology.

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.If the planes that define the rays (before and after reflection) are not parallel to each other, then the change in all three parameters of the orientation of the sensor relative to the coordinate system of the orientation determination device is determined by the image displacement of two rays on two matrix radiation detectors.

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.The described design of the angle measurement sensor is designed to register small displacements of orientation sensors relative to a certain initial position, which is fully consistent with the solution of the problem. The positions of the sensors are determined by the design of the device for determining the orientation, the initial values of the orientation parameters of the sensors are determined during the assembly of the device.

в) преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно астрономических объектов в матрицу трехмерного поворота R_j, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j - номер датчика ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;c) converting the obtained values of the angles for the sensors for determining the orientation relative to astronomical objects into a three-dimensional rotation matrix R _j that translates the axis of the structural coordinate system of the corresponding sensor in the axis of the structural coordinate system of the device, where j is the number of the orientation sensor and the number of the corresponding astronomical object;

д) преобразование показаний датчика определения ориентации относительно астрономических объектов в единичный вектор направления на объект в конструкционной системе координат датчика V_j, где j - номер датчика определения ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;d) the conversion of the readings of the sensor for determining the orientation relative to astronomical objects into a unit vector of direction to the object in the structural coordinate system of the sensor V _j , where j is the number of the sensor for determining the orientation and the number of the corresponding astronomical object;

е) определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства U_j по формуле: U_j=R_j×V_j f) determining the orientation of the device by obtaining direction vectors for astronomical objects in the structural coordinate system of the device U _j according to the formula: U _j = R _j × V _j

ж) получение векторов направлений, по которым определяют ориентацию космических и летательных аппаратов, на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата O_j по формуле O_j=K×U_j,g) obtaining direction vectors in which the orientation of spacecraft and aircraft is determined to astronomical objects in the structural coordinate system of a spacecraft or aircraft O _j according to the formula O _j = K × U _j ,

где K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппаратаwhere K is the known matrix of three-dimensional rotation translating the axis of the structural coordinate system of the device in the axis of the structural coordinate system of a space or aircraft

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.The matrix K is considered known or transmitted to the device for determining the orientation by the on-board systems of the apparatus on which the device is installed. Information about the rotation matrix K depends on which name unit and in which place the device is installed, and this matrix cannot be autonomously determined by the proprietary means of the orientation determining device. Therefore, the latter action is not typical for orientation determining devices and is performed onboard systems by most space and aircraft.

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.This group of inventions allows to reduce errors in determining the orientation of a spacecraft or aircraft relative to certain astronomical objects by eliminating the systematic error associated with a change in the relative position of the sensors for determining orientation under the influence of mechanical, thermal and other structural deformations on which the sensors are installed.

Математическое обоснование способаThe mathematical justification of the method

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=R_j+δR_j, где δR_j - матрица малого трехмерного поворота, описывающая отклонение j-го датчика от невозмущенного положения. Угол этого поворота равен, соответственно, α_j.Let the device contain M sensors for determining orientation with respect to cosmic bodies, j = 1 ... M are the numbers of sensors. In the initial unperturbed state of the device, the angular position of the jth sensor for determining orientation with respect to space bodies is described by a three-dimensional rotation matrix R ⁽⁰⁾ _j translating the axes of the structural coordinate system of the corresponding sensor in the axis of the structural coordinate system of the device. The perturbed positions differ from the initial ones and have the form R ⁽⁰⁾ _j = R _j + δR _j , where δR _j is the small three-dimensional rotation matrix describing the deviation of the jth sensor from the unperturbed position. The angle of this rotation is, respectively, α _j .

Показания датчиков определения ориентации относительно космических тел можно представить в виде единичного вектора V_j направления на космический объект (для протяженных объектов - на какую-то их точку, чаще всего - на центр). Погрешность датчика приводит к тому, что направление вектора V_j отличается от истинного направления на объект на малый угол ψ_j.The readings of the sensors for determining the orientation with respect to space bodies can be represented as a unit vector V _{j of the} direction to the space object (for extended objects - to some point of them, most often - to the center). The error of the sensor leads to the fact that the direction of the vector V _j differs from the true direction to the object by a small angle ψ _j .

Матрица R_j позволяет определить координаты единичного вектора направления на j-й космический объект в конструкционной системе координат устройства по формулеThe matrix R _j allows you to determine the coordinates of a unit direction vector to the j-th space object in the structural coordinate system of the device according to the formula

В этой системе координат направление на объект будет отклоняться от истинного направления на объект в среднем на угол (α_j ²+ψ_j ²)^1/2.In this coordinate system, the direction to the object will deviate from the true direction to the object by an average angle (α _j ² + ψ _j ² ) ^1/2 .

Если угол отклонения датчика определения ориентации от исходного положения α_j велик, то повышение точности датчика ориентации не будет приводить к росту точности устройства в целом. Датчики измерения углов, включенные с состав устройства, позволяют с некоторой погрешностью измерить отклонения датчика и определить матрицу поворота ΔR_j являющуюся приближением матрицы δR_j. Разность этих двух матриц δR_j-ΔR_j=dR_j также является матрицей малого трехмерного поворота, а угол этого поворота приблизительно равен погрешности датчиков измерения углов ε.If the angle of deviation of the orientation determination sensor from the initial position α _{j is} large, then increasing the accuracy of the orientation sensor will not lead to an increase in the accuracy of the device as a whole. Angle measurement sensors included with the device make it possible to measure sensor deviations with some error and determine the rotation matrix ΔR _j which is an approximation of the matrix δR _j . The difference of these two matrices δR _j -ΔR _j = dR _{j is} also a small three-dimensional rotation matrix, and the angle of this rotation is approximately equal to the error of the angle measuring sensors ε.

Описанный в изобретении способ предлагает подставлять в формулу (1) не R_j, a (R_j-ΔR_j). В этом случае для векторов U_j получается следующее выражениеThe method described in the invention proposes to substitute in the formula (1) not R _j , but (R _j -ΔR _j ). In this case, for the vectors U _{j the} following expression is obtained

В этом случае погрешности (углы отклонения) векторов U_j будут составлять (ε²+ψ_j ²)^1/2 и не будут зависеть от величины отклонений датчиков от исходных положений α_j, если они превышают погрешность измерения угла отклонения датчиков ε.In this case, the errors (deviation angles) of the vectors U _j will be (ε ² + ψ _j ² ) ^1/2 and will not depend on the magnitude of the deviations of the sensors from the initial positions α _j if they exceed the error in measuring the angle of deviation of the sensors ε.

ПРИМЕРЫEXAMPLES

Пример 1. Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов.Example 1. A method and apparatus for determining the orientation of spacecraft or aircraft.

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.An orientation determining device includes a device base, two directional sensors to the Sun mounted on the base, four two-dimensional angle measurement sensors measuring angles between the orientation sensors and the base of the device, and a data processing unit. The readings of the direction sensors to the Sun are two spherical angles that determine the components of the direction to the Sun in the construction coordinate system of the sensor. The readings of the sensors for determining the orientation are accompanied by estimates of measurement errors. Angle measurement sensors consist of a reflective element, a source of a narrow beam of radiation and a matrix radiation receiver. The reflecting element is mounted on the orientation detection sensor (directional sensor on the Sun), and the radiation source and receiver - on the basis of the device. Each orientation sensor has two reflective elements. At the same time, their installation is made in such a way that: 1) the beam emitted by the radiation source after reflection from the reflecting element falls approximately in the middle of the radiation matrix receiver and 2) the planes defined by the reflected radiation beams directed to the reflecting element for two reflecting elements mounted on the same orientation sensor, were not parallel. The angular errors of orientation sensors and angle sensors do not exceed a few angular seconds.

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.In the initial undeformed state, orientation sensors occupy a certain initial position. This position is determined by three Euler angles characterizing the rotation of the structural coordinate system of the sensor relative to the structural coordinate system of the device associated with the base of the device. In the initial state, the radiation beams reflected from the reflecting elements fall into certain places of the matrix radiation detectors. A change in the position of the orientation sensor relative to the base of the device leads to a shift in the position of the reflected radiation beam at the matrix receiver in the general case simultaneously in two directions - along the rows and along the columns of the matrix. The shift of the position of the radiation beams at the receivers of two two-dimensional angle measurement sensors, the reflective elements of which are mounted on a specific orientation sensor, make it possible to determine (small) changes in the Euler angles of this orientation sensor.

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.The initial values of the Euler angles for each orientation sensor and the initial position of the radiation beams on the matrix receivers of all angle measurement sensors are determined during the pre-flight calibrations of the device and stored in the data processing unit. The transition coefficients from the displacements of the beam positions on the matrix radiation detectors to the Euler angle corrections are calculated based on the relative position of the elements of the angle measurement sensors on the basis of the device and on the orientation sensors (i.e., based on the device design), are refined during pre-flight device calibrations, and also stored in the data processing unit.

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.During operation, the device experiences mechanical and thermal influences that lead to deformation of the device. As a result of these deformations, orientation sensors deviate from their original positions. Simultaneously with the change in the positions of the sensors, the positions of the reflecting elements mounted on them change, which leads to a shift in the positions of the reflected radiation beams on the matrix radiation detectors. The readings of all angle measuring sensors, consisting in the values of the displacements of the positions of the radiation beams along the rows and along the columns of the matrix radiation detectors, are measured and transmitted to the data processing unit. Also, the readings from direction sensors on the Sun are measured (taken) and the readings are transmitted to the data processing unit.

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.Then, based on these offsets, using the coefficients determined during the pre-flight calibration, the corrections to the Euler angles for each orientation sensor are calculated. Corrections are added to the original Euler angles, which determines the current position of the orientation sensors relative to the base of the device. For each direction sensor on the Sun, a three-dimensional rotation matrix Rj is calculated from its Euler angles, which translates the axes of the structural coordinate system of the sensor in the axis of the structural coordinate system of the device, where j = 1 or 2 is the number of the orientation sensor.

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.In turn, the readings of each directional sensor on the Sun are converted into a unit direction vector Vj on the Sun in the structural coordinate system of the sensor. Then, the unit direction vector to the Sun Uj in the system of structural coordinates of the device is determined by multiplying the vector Vj and the matrix R by the formula Uj = R × Vj.

Затем выполняется вычисление векторов направления на Солнце Oj в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата по формулеThen, the direction vectors on the Sun Oj are calculated in the structural coordinate system of a spacecraft or aircraft according to the formula

Oj=K×Uj.Oj = K × Uj.

Здесь K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата;Here K is the well-known matrix of three-dimensional rotation translating the axis of the structural coordinate system of the device in the axis of the structural coordinate system of a space or aircraft;

После завершения этих действий блок обработки данных передает вектора Oj в блок управления космического или летательного аппарата.After completing these steps, the data processing unit transmits the vectors Oj to the control unit of the spacecraft or aircraft.

Пример 2. Испытания и проверки с использованием компьютерного моделирования.Example 2. Tests and verifications using computer simulation.

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.Before making the existing system, tests and verification of the operation of the device for determining the orientation of space or flying using computer simulation are carried out. Computer modeling tools can also be used as part of the process of planning the actual motion of a spacecraft or an aircraft in space.

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.For computer modeling, it will be necessary to develop a virtual model of the device for determining orientation in general, as well as its directional sensors to the Sun and two-dimensional angle measurement sensors. Additionally, we need a minimal model of the spacecraft or aircraft on which the device is installed, as well as a model of external conditions (including power and thermal effects) that allows you to set or determine the deformation of the device.

Компьютерное моделирование используется для испытаний и проверки работоспособности устройства определения ориентации и его отдельных подсистем, а также эффективности способа его использования.Computer simulation is used to test and verify the operability of the device for determining orientation and its individual subsystems, as well as the effectiveness of the method of its use.

Пример 3. Испытания и проверки с использованием физического моделирования.Example 3. Tests and verifications using physical modeling.

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.Tests and verification of the operation of the device for determining the orientation of the spacecraft or aircraft are performed using physical models or real equipment to verify the results of computer simulation. Tests on physical models are carried out on special ground-based laboratory stands.

Лабораторный испытательный стенд включает в себя имитаторы космических объектов, используемых в качестве ориентиров, а один или два имитатора Солнца.The laboratory test bench includes simulators of space objects used as landmarks, and one or two simulators of the Sun.

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.The Sun Simulator is a powerful light source with angular dimensions of 0.5 °. The sun simulator is mounted on a movable bracket, allowing it to be installed at various points in the upper hemisphere above the orientation determining device. Changing the position of the Sun relative to the device under test is carried out by moving the simulator.

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.In addition to simulators, the laboratory bench includes thermal and mechanical loading devices. Thermal loading is carried out by asymmetric (one-sided) irradiation of the tested device with visible or infrared radiation. For mechanical loading, a change in the position of the device in the Earth's gravitational field (device tilts) and the suspension of small calibrated loads to various parts of the device are used.

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.A laboratory model of an orientation determining device was assembled, which included two direction sensors to the Sun, four two-dimensional angle sensors (two for each of the direction sensors to the Sun) and a data processing unit. The layout was assembled on an optical table, which played the role of the base of the device. A simulator of the Sun was installed on the same table. The position of the simulator was chosen so that it fell into the field of view of both direction sensors on the Sun.

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.The measurements showed that the random errors of direction sensors on the Sun are 5 arc seconds, and the relative orientation of these devices in the unloaded state is preserved with an error of 1.5 arc seconds, which is equal to the error of two-dimensional angle measurement sensors. As a result, in the unloaded state, the random error in determining the direction to the Sun relative to the coordinate system of the device was 6 arc seconds.

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.The layout was loaded by suspending small loads from the structural elements so that the average deviation of the stellar and solar sensors from the initial position was 15 arc seconds. As a result, in the loaded state, without taking into account the readings of the angle measurement sensors, the average error in determining the direction to the Sun relative to the inertial coordinate system is 16 arc seconds.

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.When taking into account the readings of angle measurement sensors according to the method proposed in the present invention, the error in determining the direction to the Sun relative to the coordinate system of the device decreased to 6.3 arc seconds, which allows us to conclude that the technical result has been achieved.

Claims

1. A device for determining the orientation of spacecraft or aircraft, comprising a base, at least one sensor for determining orientation relative to astronomical objects located on the base, as well as at least three one-dimensional sensors for measuring the orientation or at least two two-dimensional sensors taken for each sensor for determining the orientation an angle measurement sensor, or a combination of at least one one-dimensional and at least one two-dimensional angle measurement sensor, and a data processing unit with removed sensors, while the angle measurement sensors include a radiation source, a radiation receiver and a reflecting element, where the radiation source and the radiation receiver are mounted on the basis of the device, and the reflecting element is mounted on the orientation determination sensor to ensure that the radiation beam is received from the reflecting element, while the radiation source , the radiation receiver and the reflecting element of the angle measurement sensors are installed to ensure the absence of parallelism of the planes determined by the incident and reflected beam of radiation of reading.

2. The device according to p. 1, characterized in that the sensor for determining the orientation relative to astronomical objects is a direction sensor to the Sun and / or a direction sensor to the center of the Earth.

3. The device according to p. 1, characterized in that the angle measurement sensor is an optical or electromechanical, or interference sensor.

4. The device according to claim 1, characterized in that it contains two sensors for determining orientation relative to astronomical objects and four two-dimensional or six one-dimensional sensors for measuring angles.

5. A device for determining the orientation of spacecraft or aircraft, containing a base, at least two sensors for determining orientation relative to astronomical objects located on the base, as well as at least three one-dimensional sensors for measuring the orientation or at least two two-dimensional sensors taken for each sensor for determining the orientation an angle measurement sensor, or a combination of at least one one-dimensional and at least one two-dimensional angle measurement sensor, and a data processing unit with removed sensors, wherein the angle measurement sensors include a radiation source, a radiation receiver and a reflective element, where the reflection elements of the angle measurement sensors are mounted on the orientation sensors, at least three radiation sources and at least three radiation sensors of one-dimensional angle measurement sensors or at least two radiation sources and at least two radiation receivers of two-dimensional angle measuring sensors, or radiation sources and radiation receivers of at least one dimensional and at least one two-dimensional angle measurement sensors are mounted on the base, and the remaining radiation sources and radiation sensors of the angle measurement sensors are installed on another orientation sensor, the radiation source, the radiation receiver and the reflecting element of the angle measurement sensors are installed to ensure beam reception radiation from the reflecting element, as well as ensuring the absence of parallelism of the planes determined by the incident and reflected radiation beam.

6. The device according to claim 5, characterized in that the sensor for determining orientation relative to astronomical objects is a direction sensor to the Sun and / or a direction sensor to the center of the Earth.

7. The device according to claim 5, characterized in that the angle measurement sensor is an optical or electromechanical, or interference sensor.

8. The device according to claim 5, characterized in that it contains two sensors for determining orientation relative to astronomical objects and four two-dimensional or six one-dimensional sensors for measuring angles.

9. A method for determining the orientation of spacecraft or aircraft using the device according to claim 1 or 5, including

- measuring and transmitting readings of orientation sensors and angle measurement sensors to a data processing unit;

- determination of the orientation angle values of the orientation determination sensor relative to the structural coordinate system of the device based on the readings of the angle measurement sensors;

- converting the obtained angle values for the sensors for determining the orientation relative to astronomical objects into a three-dimensional rotation matrix R _j that translates the axis of the structural coordinate system of the corresponding sensor in the axis of the structural coordinate system of the device, where j is the number of the orientation sensor and the number of the corresponding astronomical object;

- conversion of the readings of the sensor for determining the orientation relative to astronomical objects into a unit vector of direction to the object in the structural coordinate system of the sensor V _j , where j is the number of the sensor for determining the orientation and the number of the corresponding astronomical object;

- determining the orientation of the device by obtaining direction vectors for astronomical objects in the structural coordinate system of the device U _j according to the formula U _j = R _j × V _j ;

- receiving direction vectors, which define the orientation of the space and aircraft, astronomical objects in a structural system of the aircraft or space coordinate O by the formula _j O _j = K U × _j,

where K is the known matrix of three-dimensional rotation translating the axis of the structural coordinate system of the device in the axis of the structural coordinate system of a space or aircraft.

10. The method for determining the orientation of spacecraft or aircraft according to claim 9, characterized in that when using the device according to claim 5, the determination of the orientation angles of each orientation determination sensor relative to the structural coordinate system of the device is performed based on the readings of the angle measurement sensors by solving a system of linear equations relative orientation of orientation sensors and devices.