RU2620854C1 - Method for determining orientation of space or air crafts and device for its implementation - Google Patents
Method for determining orientation of space or air crafts and device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2620854C1 RU2620854C1 RU2015156841A RU2015156841A RU2620854C1 RU 2620854 C1 RU2620854 C1 RU 2620854C1 RU 2015156841 A RU2015156841 A RU 2015156841A RU 2015156841 A RU2015156841 A RU 2015156841A RU 2620854 C1 RU2620854 C1 RU 2620854C1
- 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
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Изобретение относится к космической и авиационной технике, а именно к технологии повышения точности определения ориентации космических или летательных аппаратов в инерциальной системе координат.The invention relates to space and aviation technology, and in particular to a technology for improving the accuracy of determining the orientation of spacecraft or aircraft in an inertial coordinate system.
Уровень техникиState of the art
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.The prior art technical solutions that provide high-precision determination of the orientation of spacecraft or aircraft relative to the inertial coordinate system. 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 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).A solution is known from the prior art - a Hydra stellar orientation device from Sodern (France), in which 3 or 4 high-precision stellar orientation sensors are installed with errors of the order of 1.5 arc seconds and a data processing unit (Figs. 1 and 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.The prior art solution is presented in patent US 6272432 B1 - (published on 08/07/2011, CL G01C 21/02), which proposed a device for determining the orientation, which includes a stellar orientation sensor and three uniaxial gyroscopic sensors.
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.The prior art solution is known - a distributed orientation determination system installed on the Russian segment of the International Space Station (ISS). It includes a gyroscopic angular velocity vector meter (GIVUS) installed inside the ISS pressurized compartment, and three BOKZ star sensors installed on the outer surface of the Zvezda service module. In addition to these sensors, the system also includes a directional sensor on the Sun BOXING. GIVUS data, BOKZ and BOKS sensors are processed by computers of the onboard system of the ISS Russian segment.
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.Some of the above orientation detection 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
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 снижение погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат.The objective of the present invention is to reduce the error in determining the orientation of a spacecraft or aircraft relative to an inertial coordinate system.
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.The technical result of the invention is to reduce the error in determining the orientation of a spacecraft or aircraft relative to the inertial coordinate system 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 deformations of the structures on which the sensors are mounted.
Поставленная задача решается тем, что способ определения ориентации космических или летательных аппаратов включает:The problem is solved in that the method for determining the orientation of spacecraft or aircraft includes:
- определение ориентации каждого датчика ориентации относительно конструкционной системы координат устройства, посредством измерения углов между конструкционными системами координат каждого из датчиков и устройства с помощью датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации,- determining the orientation of each orientation sensor relative to the structural coordinate system of the device, by measuring the angles between the structural coordinate systems of each of the sensors and the device using the angle measurement sensors installed on each orientation determination sensor,
- передачу показаний углов ориентации каждого датчика относительно устройства в блок обработки данных;- transmitting the readings of the orientation angles of each sensor relative to the device to the data processing unit;
- преобразование полученных значений углов в матрицу Pi трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства;- the conversion of the obtained values of the angles in the matrix P i three-dimensional rotation, translating the axis of the structural coordinate system of the sensor in the axis of the structural coordinate system of the device;
- определение ориентации датчиков ориентации относительно инерциальной системы координат путем снятия показателей ориентации с упомянутых датчиков определения ориентации,- determining the orientation of the orientation sensors relative to the inertial coordinate system by taking orientation indicators from said orientation determination sensors,
- передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных,- transmitting the readings of the orientation sensors to the data processing unit,
- 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,- converting the readings of each of the sensors for determining the orientation in the matrix of a three-dimensional rotation Si, translating the axis of the structural coordinate system of the sensor for determining the orientation in the axis of the inertial coordinate system,
- получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат по формуле: 
где N - число датчиков определения ориентации в устройстве,where N is the number of sensors for determining the orientation in the device,
i - номер датчика ориентации;i is the number of the orientation sensor;
- определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, которую вычисляют по формуле:- determining the orientation of the spacecraft or aircraft relative to the inertial coordinate system in the form of matrix A, which is calculated by the formula:
А=Q×К,A = Q × K,
где К - 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 a space or aircraft.
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 два датчика измерения углов, расположенные на каждом датчике определения ориентации и блок обработки данных, при этом датчик измерения углов включает источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент, при этом источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства, а отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации с обеспечением приема отраженного от отражающего элемента пучка излучения, при этом для датчиков измерения углов, установленных на конкретном датчике определения ориентации, установка их упомянутых конструктивных элементов осуществлена 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 located on the basis of the device at least two sensors for determining orientation relative to the inertial coordinate system, as well as at least two sensors for measuring angles located on each sensor for determining the orientation and processing unit data, while the angle measurement sensor includes a radiation source, a radiation receiver and a reflective element, while the radiation source and the radiation receiver they are installed on the basis of the device, and the reflecting element is mounted on the orientation detection sensor to ensure that a radiation beam reflected from the reflecting element is received, while for the angle measurement sensors installed on the specific orientation determination sensor, the aforementioned structural elements are installed to ensure that there is no parallelism of planes, determined by the incident and reflected beam of radiation.
Датчики определения ориентации относительно инерциальной системы координат могут представлять собой гироскопические (инерциальные) и/или звездные датчики.Sensors for determining orientation relative to an inertial coordinate system can be gyroscopic (inertial) and / or star sensors.
Датчики измерения углов могут представлять собой оптические, или электромеханические, или интерференционные датчики.Angle sensors may be optical, or electromechanical, or interference sensors.
Предпочтительно устройство содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат и шесть датчиков измерения углов.Preferably, the device comprises three sensors for determining orientation relative to the inertial coordinate system and six sensors for measuring angles.
Часть датчиков измерения углов измеряют углы между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между разными датчиками ориентации в составе устройства.Some of the angle measurement sensors measure the angles between the orientation sensors and the base of the device, and the rest - between different orientation sensors in 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 - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с тремя оптическими головками;in FIG. 1 shows a prototype device for determining the orientation of the star sensor Hydra company Sodern (France) with three optical heads;
на фиг. 2 представлен прототип устройства определения ориентации - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с четырьмя оптическими головками;in FIG. 2 shows a prototype of an orientation determining device - a Hydra star sensor from Sodern (France) with four optical heads;
на фиг. 3 показана схема устройства определения ориентации.in FIG. 3 shows a diagram of an orientation determining apparatus.
Позициями на фигуре 3 обозначены: 1 - датчики определения ориентации, 2 - блок обработки данных, 3 - датчики измерения углов.The positions in figure 3 indicate: 1 - sensors for determining orientation, 2 - data processing unit, 3 - sensors for measuring angles.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Устройство (система) определения ориентации космического или летательного аппарата содержит по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, по меньшей мере по два датчика измерения углов на каждый датчик 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.The device (system) for determining the orientation of a spacecraft or aircraft contains at least two sensors for determining the orientation relative to the inertial coordinate system, at least two sensors for measuring angles for each sensor for determining the orientation and the data processing unit. 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. Sensors for determining the orientation are fixed in the design of the device for determining the orientation, but due to mechanical, thermal and other loads, they can deviate from the normal position by small angles.
Датчик измерения углов включает источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент. Источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства определения ориентации космического или летательного аппарата. Отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации, обеспечивая прием отраженного от отражающего элемента пучка излучения.The angle measurement sensor includes a radiation source, a radiation receiver, and a reflective element. The radiation source and radiation receiver are installed on the basis of a device for determining the orientation of a spacecraft or aircraft. The reflecting element is mounted on the sensor for determining the orientation, providing reception of the radiation beam reflected from the reflecting element.
Для датчиков измерения углов, установленных на конкретном датчике определения ориентации, установка их упомянутых конструктивных элементов (источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент) осуществлена с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.For angle measurement sensors mounted on a specific orientation determination sensor, the installation of the mentioned structural elements (radiation source, radiation receiver and reflective element) was carried out with the absence of parallelism of the planes determined by the incident and reflected radiation beam.
В случае наличия нескольких датчиков измерения углов на устройстве часть датчиков измерения углов могут измерять углы между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между разными датчиками ориентации в составе устройства.If there are several angle sensors on the device, some of the angle sensors can measure the angles between the orientation sensors and the base of the device, and the rest between different orientation sensors in the device.
Датчиком определения ориентации относительно инерциальной системы координат могут быть гироскопические (инерциальные) и/или звездные датчики.Gyroscopic (inertial) and / or stellar sensors can be used to determine orientation with respect to an inertial coordinate system.
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.Each orientation sensor has its own structural coordinate system. This is usually a Cartesian rectangular system. In optical sensors for determining orientation (star sensors), usually one of the structural coordinate axes coincides with the axis of sight of the optical system of the sensor. For uniaxial gyroscopic sensors for determining orientation, one of the axes is usually directed parallel to the axis of the gyroscope.
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 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.The result of measurements by sensors to determine the orientation relative to the inertial coordinate system are the parameters of the rotation of the axes of the structural coordinate system of the sensor relative to the inertial coordinate system. These parameters can be represented in the form of three Euler angles, a quaternion of rotation, a matrix of three-dimensional rotation, etc. All these representations contain three independent parameters and any of them can be obtained from others.
Результатами функционирования устройства определения ориентации являются параметры разворота осей конструкционной системы координат устройства определения ориентации относительно инерциальной системы координат.The results of the operation of the device for determining the orientation are the parameters of the rotation of the axes of the structural coordinate system of the device for determining the orientation relative to the inertial coordinate system.
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.To determine the orientation of the spacecraft or aircraft itself, 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 known (it is determined during installation of the device for determining orientation on board), or it is determined and controlled by the on-board systems of the device that are not related to the device for determining orientation, and its value is transmitted to the data processing unit of the device .
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.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 orientation 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 monoblock devices for determining the orientation or structural rigidity of the spacecraft or aircraft itself 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 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.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 gyroscopes, as well as stellar orientation sensors, have such a small error. In the coming decades, the appearance of orientation sensors is expected with errors of about 0.1 arc second. For such sensors, maintaining the relative position of the sensors in the device due to the rigidity of the mechanical structures will be completely insufficient.
Таким образом, для решения поставленной задачи устройство определения ориентации, содержащее несколько датчиков определения ориентации одинакового или разных типов, также содержит дополнительные датчики измерения углов, которые 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 на основе показаний датчиков определить ориентацию устройства с погрешностью, близкой к погрешности входящих в нее датчиков.Thus, to solve the problem, an orientation determining device, containing several sensors for determining the orientation of the same or different types, also contains additional angle measurement sensors, which in real time will determine the rotation (orientation) of the coordinate systems of the sensors relative to each other or relative to the structural coordinate system of the device determination of orientation. 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.
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 измеряются с помощью датчиков 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 for us only the angular position of the sensors to determine the orientation relative to the device. These angles are measured using angle sensors.
Погрешность измерения или вычисления 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 or calculating the angles should be on the order of the error of 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 определяется разворот системы координат этого датчика относительно системы координат устройства. Другой вариант определения ориентации датчиков в системе координат устройства определения ориентации состоит в измерении как углов между датчиками и референсной частью устройства определения ориентации, так и между парами датчиков. При этом измерение углов относительно референсной части устройства определения ориентации должно быть выполнено хотя бы для одного датчика определения ориентации. На основе полученного набора измерения углов определяется разворот системы координат каждого из датчиков относительно системы координат устройства определения ориентации.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. 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. In this case, the measurement of angles relative to the reference part of the device for determining the orientation must be performed for at least one sensor for determining the orientation. 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.
Предпочтительно, чтобы устройство содержало три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат и шесть датчиков измерения углов.Preferably, the device contains three sensors for determining orientation relative to the inertial coordinate system and six sensors for measuring angles.
Осуществление способа определения ориентации космических или летательных аппаратов включает следующие этапы:The implementation of the method for determining the orientation of spacecraft or aircraft includes the following steps:
а) определение 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 измерения углов между конструкционными системами координат каждого из датчиков и устройства с помощью датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации;a) determining the orientation of each orientation sensor relative to the structural coordinate system of the device (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), by measuring the angles between the structural coordinate systems of each of the sensors and the device using angle measurement sensors, installed on each sensor to determine the orientation;
Один из возможных путей определения ориентации датчика относительно системы координат устройства состоит в следующем. На датчике определения ориентации устанавливают два отражательных элемента (зеркала, отражательные призмы и т.п.). На основании устройства определения ориентации устанавливают два источника излучения (лазеры, лазерные диоды и др.), испускающих узкие коллимированные пучки излучения («лучи»), и два двумерных координатно-чувствительных приемника излучения (например, матричные ПЗС или КМОП приемники излучения. ПЗС - прибор с зарядовой связью или КМОП матрицы - комплементарный металл-окисел полупроводник). Луч 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 второй луч отражается от второго отражательного элемента и попадает в примерно центр второго приемника излучения. При изменении углового положения датчика определения ориентации точки попадания лучей на приемники 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 и легко регистрируется при современном уровне техники.One of the possible ways to determine the orientation of the sensor relative to the coordinate system of the device is as follows. Two reflective elements (mirrors, reflective prisms, etc.) are mounted on the orientation detection sensor. Based on the orientation determining device, two radiation sources (lasers, laser diodes, etc.) are installed that emit narrow collimated radiation beams ("rays"), and two two-dimensional coordinate-sensitive radiation receivers (for example, CCD or CMOS matrix radiation detectors. CCD - charge-coupled device or CMOS matrix - complementary metal-oxide semiconductor). The 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, the second beam is reflected from the second reflective element and enters approximately the center of the second radiation receiver. When the angular position of the sensor determines the orientation of the point of impact of the rays on the radiation receivers shift. 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 commercially available CCD and CMOS sensors 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 координатно-чувствительных приемниках излучения можно определить изменения всех трех параметров ориентации датчика относительно системы координат устройства определения ориентации.If the planes that specify the rays (before and after reflection) are not parallel to each other, then by shifting the image of two rays on two coordinate-sensitive radiation detectors, you can determine the changes in all three parameters of the sensor orientation relative to the coordinate system of the orientation determination device.
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.
б) передачу показаний углов ориентации каждого датчика относительно устройства в блок обработки данных;b) transmitting the readings of the orientation angles of each sensor relative to the device to the data processing unit;
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;c) converting the obtained values of the angles into a matrix Pi of a three-dimensional rotation translating the axis of the structural coordinate system of the sensor into the axis of the structural coordinate system of the device, where i is the number of the orientation sensor;
г) определение ориентации датчиков ориентации относительно инерциальной системы координат путем снятия показателей ориентации с упомянутых датчиков определения ориентации;d) determining the orientation of the orientation sensors with respect to the inertial coordinate system by taking orientation indicators from said orientation determination sensors;
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.Sensors for determining the orientation relative to the inertial coordinate system determine the orientation parameters of the sensor relative to the inertial coordinate system. These parameters can be represented in several equivalent ways, for example, in the form of a three-dimensional rotation matrix, which translates the axes of the structural coordinate system in the axis of the inertial coordinate system. Additionally, type orientation sensors can provide an error estimate of the obtained orientation parameters.
д) передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных;e) transmitting the readings of the orientation sensors to the data processing unit;
е) 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, где i - номер датчика ориентации;f) converting the readings of each of the orientation determination sensors into a three-dimensional rotation matrix Si translating the axis of the structural coordinate system of the orientation determination sensor in the axis of the inertial coordinate system, where i is the number of the orientation sensor;
ж) получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат по формуле: 
где N - число датчиков определения ориентации в устройстве.where N is the number of sensors for determining the orientation in the device.
Один из способов вычисления использует следующую формулуOne of the calculation methods uses the following formula
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 формулеwhere N is the number of orientation sensors in the device. This formula is used if the measurement errors of the sensors are unknown, but approximately equal to each other. If the result of the sensors are both the values of the measured parameters and their errors σ i , then the matrix Q is calculated by the formula
Другими возможными способами вычисления ориентации устройства определения ориентации относительно инерциальной системы координат (т.е. матрицы Q) могут быть:Other possible ways of calculating the orientation of an orientation determining device with respect to an inertial coordinate system (i.e., matrix Q) can be:
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];g1) a method based on Kalman filtering [Zhang N., Sang N., 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];g2) a method based on the "data fusion" method [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) and Uhlmann JK, 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 формулеh) determining the orientation of the spacecraft or aircraft relative to the inertial coordinate system in the form of matrix A, which is calculated by the formula
А=Q×К,A = Q × K,
где К - 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 a space or aircraft.
Для вычисления матрицы ориентации или летательного космического аппарата относительно инерциальной системы координат А необходимо матрицу ориентации устройства определения ориентации Q умножить на матрицу поворота К, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппаратаTo calculate the orientation matrix or the spacecraft with respect to the inertial coordinate system A, it is necessary to multiply the orientation matrix of the orientation determination device Q by the rotation matrix K, which translates the axes of the structural coordinate system of the device in the axis of the structural coordinate system of the space or aircraft
A=Q×К.A = Q × K.
Матрица К считается известной или передается устройству определения ориентации бортовыми системами аппарата, на котором установлено устройство. Информация о матрице поворота К 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.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 independently determined by the own 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 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.This group of inventions allows to reduce the errors in determining the orientation of a spacecraft or aircraft relative to the inertial coordinate system 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 deformations of the structures on which the sensors are installed.
Claims (18)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015156841A RU2620854C1 (en) | 2015-12-29 | 2015-12-29 | Method for determining orientation of space or air crafts and device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015156841A RU2620854C1 (en) | 2015-12-29 | 2015-12-29 | Method for determining orientation of space or air crafts and device for its implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2620854C1 true RU2620854C1 (en) | 2017-05-30 |
Family
ID=59032282
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015156841A RU2620854C1 (en) | 2015-12-29 | 2015-12-29 | Method for determining orientation of space or air crafts and device for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2620854C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2723199C1 (en) * | 2019-07-31 | 2020-06-09 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) | Method and system for determining orientation of spacecraft in space with autonomous correction of light aberration effect |
| CN111572819A (en) * | 2020-04-30 | 2020-08-25 | 上海卫星工程研究所 | Installing support suitable for spacecraft integration high stability bull star sensor |
| CN114269648A (en) * | 2019-07-22 | 2022-04-01 | 帝奥瑞波特有限公司 | Satellite module for attitude determination |
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 (en) * | 2002-11-26 | 2006-01-27 | Соларен Корпорейшн (Us) | SPACE ENERGY SYSTEM |
| 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 (en) * | 2013-12-03 | 2015-06-03 | Univ De Sonora | Method for the dynamic compensation of drift in heliostats. |
-
2015
- 2015-12-29 RU RU2015156841A patent/RU2620854C1/en 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 (en) * | 2002-11-26 | 2006-01-27 | Соларен Корпорейшн (Us) | SPACE ENERGY SYSTEM |
| 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 (en) * | 2013-12-03 | 2015-06-03 | Univ De Sonora | Method for the dynamic compensation of drift in heliostats. |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114269648A (en) * | 2019-07-22 | 2022-04-01 | 帝奥瑞波特有限公司 | Satellite module for attitude determination |
| RU2723199C1 (en) * | 2019-07-31 | 2020-06-09 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) | Method and system for determining orientation of spacecraft in space with autonomous correction of light aberration effect |
| CN111572819A (en) * | 2020-04-30 | 2020-08-25 | 上海卫星工程研究所 | Installing support suitable for spacecraft integration high stability bull star sensor |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Huang et al. | Accurate 3-D position and orientation method for indoor mobile robot navigation based on photoelectric scanning | |
| Jafari et al. | Optimal redundant sensor configuration for accuracy and reliability increasing in space inertial navigation systems | |
| RU2314553C1 (en) | System for estimation of onboard radar accuracy characteristics | |
| RU2620854C1 (en) | Method for determining orientation of space or air crafts and device for its implementation | |
| RU2620288C1 (en) | Method and device for determining orientation of space or air crafts | |
| CN114510076A (en) | Target collaborative detection and guidance integrated method and system based on unscented transformation | |
| US7745768B2 (en) | Absolute target system enhanced by combining a star sensor and a formation flight optical metrological sensor | |
| CN113804185A (en) | Novel inertial navigation system based on MEMS array | |
| Jafari et al. | Inertial navigation accuracy increasing using redundant sensors | |
| CN107727118B (en) | Method for calibrating GNC subsystem equipment attitude measurement system in large aircraft | |
| CN109581523B (en) | Method and system for calibrating accelerometer by satellite tracking satellite device | |
| CN101819216A (en) | Testing device for orthogonal double high-precision accelerometers | |
| KR20110080394A (en) | Method for navigation of an aircraft, intertial navigation system filter using the same, and navigation system using the same | |
| Guangcai et al. | An iterative Doppler velocity log error calibration algorithm based on Newton optimization | |
| RU2723199C1 (en) | Method and system for determining orientation of spacecraft in space with autonomous correction of light aberration effect | |
| RU2620284C1 (en) | Method for determining orientation of space or air crafts and device for its implementation | |
| RU2620448C1 (en) | Method and device for determining orientation of space or air crafts | |
| US8676490B1 (en) | Geoposition determination from star and satellite observations | |
| RU2348011C1 (en) | Navigation system | |
| KR102252826B1 (en) | Device for estimating line of sight rate using acceleration of sight angle and air vehicle including the same | |
| EP2120013A2 (en) | Inertial sensor misalignment and compensation | |
| US20190286167A1 (en) | Systems and methods for providing multiple strapdown solutions in one attitude and heading reference system (ahrs) | |
| Yuan et al. | Computer Simulation Research on the Evaluation of Star Point Positioning Accuracy of Star Sensor | |
| RU2620853C1 (en) | Method and device (versions) for determining orientation of space or air crafts | |
| RU220141U1 (en) | Linear acceleration measuring device |