RU2691536C1 - Способ определения трехосной ориентации космического аппарата - Google Patents
Способ определения трехосной ориентации космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2691536C1 RU2691536C1 RU2018105409A RU2018105409A RU2691536C1 RU 2691536 C1 RU2691536 C1 RU 2691536C1 RU 2018105409 A RU2018105409 A RU 2018105409A RU 2018105409 A RU2018105409 A RU 2018105409A RU 2691536 C1 RU2691536 C1 RU 2691536C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- vector
- time
- emf
- coordinate system
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 19
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims abstract description 40
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 27
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 claims description 9
- 230000007704 transition Effects 0.000 abstract description 12
- 230000006698 induction Effects 0.000 abstract description 9
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 3
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 3
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000005094 computer simulation Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
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
- B64G1/32—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using earth's magnetic field
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Geochemistry & Mineralogy (AREA)
- Geology (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к определению ориентации космических аппаратов (КА), преимущественно на низких орбитах с существенным наклонением, оснащенных магнитометром (ММ). ММ определяет вектор напряженности (индукции) магнитного поля Земли (МПЗ) в два разных момента времени. За время между ними вычисляют матрицу поворота связанной с КА системы координат, интегрируя уравнения Пуассона для измеренных угловых скоростей КА. По этой матрице пересчитывают сделанные ММ измерения из одного момента времени в другой. По паре векторов напряженности МПЗ в связанной с КА системе координат и паре векторов напряженности МПЗ в инерциальной системе координат определяют матрицу перехода из орбитальной системы координат в связанную систему координат, а затем - трехосную ориентацию КА. Техническим результатом является возможность определения трехосной ориентации КА только с помощью измерителя угловой скорости КА и ММ, что может быть использовано в резервном алгоритме (на случай отказа оптических датчиков). 1 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности, к способам определения ориентации космических аппаратов (КА).
Способ позволяет вычислять ориентацию КА, оснащенного магнитометром (ММ) и измерителем угловой скорости (ИУС).
Известны различные способы определения ориентации КА с использованием магнитометра. Наиболее часто для определения трехосной ориентации используются способы, основанные на измерении вектора напряженности магнитного поля Земли (МПЗ) и вектора направления на Солнце, как, например, способ, изложенный в книге «Контроль ориентации метеорологических спутников» (Барышев В. А., Крылов Г.Н., Л.: Гидрометеоиздат, 1968). Данный способ включает измерение напряженности МПЗ, измерение параметров орбиты и измерение направления на Солнце. Этот способ позволяет надежно определять трехосную ориентацию КА на участках полета по освещенной Солнцем орбите. Однако при полете КА в тени Земли, где отсутствуют измерения солнечного датчика, данный способ не может быть применен.
Способ, описанный в патенте Российской Федерации RU №2408508, включает измерение напряженности МПЗ и параметров орбиты КА, стабилизацию КА в инерциальном пространстве, фиксацию направления вектора напряженности МПЗ на момент стабилизации, измерение угла между фиксированным и текущим направлениями вектора напряженности МПЗ. Далее фиксируется и запоминается момент достижения измеряемым углом максимального значения и модуль напряженности МПЗ на этот момент. На текущее положение КА на орбите производится расчет модуля напряженности магнитного поля Земли. Выполняется сравнение данного значения модуля напряженности МПЗ с измеренным, и определяется значение магнитной помехи от КА. Ориентация КА определяется по значениям вектора напряженности МПЗ в момент стабилизации КА в инерциальном пространстве и в момент, когда измеряемый острый угол достигает максимального значения, с учетом определенного значения магнитной помехи. Данный способ выбран в качестве прототипа заявленному изобретению.
Техническим результатом данного способа является определение трехосной ориентации КА, предварительно стабилизированного в инерциальном пространстве, по показаниям магнитометра.
Указанный способ имеет следующий недостаток: перед началом измерений требуется производить стабилизацию аппарата в инерциальном пространстве, что не совместимо с ориентацией КА в орбитальной системе координат.
Задачей настоящего изобретения является исключение необходимости стабилизации КА в инерциальном пространстве, приводящее к периодической потере Земли, что недопустимо для спутников слежения и связи, требующих поддержание трехосной ориентации КА в орбитальной системе координат с сохранением постоянной требуемой точности ориентации аппарата на Землю и Солнце для выполнения его целевых функций.
Общими с прототипом признаками заявленного изобретения являются: Способ определения трехосной ориентации космического аппарата, включающий измерение вектора напряженности МПЗ, измерение параметров орбиты КА, запоминание вектора напряженности МПЗ в выбранный момент времени, запоминание углов между запомненным и текущим направлением вектора напряженности МПЗ, фиксацию момента достижения острым измеряемым углом максимального значения, фиксацию вектора напряженности МПЗ на момент достижения острым измеряемым углом максимального значения, определение ориентации КА по значениям вектора напряженности МПЗ на выбранный момент времени и на момент фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения.
Поставленная задача решается тем, что между выбранным моментом времени и моментом фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения измеряют угловые скорости КА, интегрируют систему уравнений Пуассона, по которой определяют матрицу поворота связанной с КА системы координат относительно инерциальной системы координат от выбранного момента времени к текущему моменту времени, вычисляют в момент фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения вектор напряженности МПЗ как произведение полученной матрицы поворота и измеренного в выбранный момент времени вектора напряженности МПЗ, вычисленный вектор напряженности МПЗ используют при определении ориентации КА в момент фиксации достижения острым измеренным углом максимального значения.
Техническим результатом заявленного способа является то, что он позволяет осуществлять определение трехосной ориентации КА по показаниям магнитометра, с использованием информации об угловых скоростях КА.
Суть предлагаемого способа состоит в определении углового положения КА по показаниям ММ и информации ИУС с использованием информации о положении вектора магнитной индукции в инерциальной системе координат (ИСК) и матрицы перехода из ИСК в орбитальную систему координат (ОСК), полученных по информации о параметрах орбиты.
Для определения углового положения КА необходимо не менее двух ориентиров. Магнитометр же дает лишь один ориентир в текущий момент времени, что недостаточно для определения ориентации. Угловое расстояние между ориентирами влияет на точность определения углового положения КА. Если модуль косинуса угла между ориентирами стремится к единице, то определение углов ориентации КА становится невозможным.
Техническая сущность заявленного способа поясняется фиг. 1.
На фиг. 1 штрихпунктирными линиями показаны линии магнитной индукции МПЗ, а также направления векторов магнитной индукции МПЗ В1 и В2 в разных точках орбиты А и Б.
Сущность изобретения заключается в том, что в разных точках орбиты векторы магнитной индукции не коллинеарны (на фиг. 1 угол между векторами В1 и В2, в точках А и Б соответственно, не стремится к нулю). Проблема состоит в том, что КА в точках А и Б находится в разные моменты времени. Она компенсируется интегрированием угловых скоростей КА по уравнениям Пуассона на интервале времени прохождения КА от точки А до точки Б, что позволяет получить в точке Б пару ориентиров в пространстве, для которых модуль косинуса углового расстояния между ними не стремится к единице. Критерием выбора точки Б являются соображения минимизации ошибки определения углового положения КА, величину которой определяет угол между векторами магнитной индукции.
Предложен следующий алгоритм определения углового положения КА (матрицы перехода от ОСК к связанной с КА системе координат).
В момент времени t1 соответствующий положению КА в точке А, производится запоминание в ОЗУ бортового вычислительного комплекса КА
(БЦВК) вектора магнитной индукции в связанной с КА системе координат (далее ССК) по показаниям ММ, а также вектора магнитной индукции в ИСК, получаемого из информации о параметрах орбиты.
Поскольку КА не стабилизирован в инерциальном пространстве, при определении ориентации КА необходимо учесть угловое движение КА в ИСК. Для этого в интервале времени от t1 до t2, соответствующего положению КА в точке Б, производится интегрирование уравнений Пуассона, определяющих эволюцию положения КА из момента времени t1 в момент времени t2 по следующим формулам:
где:
ωх, ωу, ωz- проекции абсолютной угловой скорости КА (по информации от ИУС);
dij - элементы матрицы Т12 (матрицы перехода из ССК в момент времени t1 в ССК в момент времени t2);
dij - производные элементов матрицы Т12.
Начальное значение матрицы Т12 на момент времени t1 принимается равным единичной матрице.
Точка Б на орбите КА выбирается исходя из соображений минимизации ошибки, то есть при достижении углом между измеренными векторами напряженности МПЗ в момент времени t1 и в текущий момент времени максимального значения. Момент достижения острым углом максимального значения t2 фиксируется.
В момент времени t2 (КА находится в точке Б, фиг. 1) производится вычисление матрицы перехода от ОСК к ССК (матрица ТOC) следующим образом (что однозначно определит ориентацию КА в ОСК):
где ТИО - матрица перехода от инерциальной системы координат в орбитальную, получаемая от ПО БЗ;
T1 - матрица перехода от промежуточной системы координат OX1Y1Z1 к ИСК;
Т2 - матрица перехода от промежуточной системы координат OX1Y1Z1 к ССК.
Для вычисления матрицы перехода T1 от промежуточной системы координат OX1Y1Z1 к ИСК рассмотрим два вектора напряженности МПЗ в ИСК, в момент времени t1 и t2 соответственно:
Введем промежуточную СК OX1Y1Z1, которая определяется следующим образом:
- ось OZ1 дополняет СК до правой.
Определим косинус и синус угла у:
Нетрудно видеть, что:
b1,1=n1,1; b2,1=n1,2; b3,1=n1,3
для перевода его из промежуточной СК в ИСК умножаем его на матрицу Т1.
Получим:
Из предыдущего уравнения выражаем второй столбец матрицы T1:
Так как матрица T1 ортогональная, то:
Матрица перехода от промежуточной СК OX1Y1Z1 к ССК (матрица Т2) вычисляется аналогично вычислению матрицы Т1, по векторам и
где: - вектор магнитной индукции в ССК из момента времени t1 пересчитанный в момент времени t2 при помощи матрицы T12:
Эффективность предложенного способа определения трехосной ориентации КА подтверждена имитационным моделированием системы ориентации и стабилизации, имеющей в составе магнитометр и измеритель угловой скорости.
Таким образом, предложенный способ позволяет определять трехосную ориентацию низкоорбитального КА по показаниям ММ при произвольных значениях угловой скорости КА.
Claims (1)
- Способ определения трехосной ориентации космического аппарата, включающий измерение вектора напряженности магнитного поля Земли (МПЗ), измерение параметров орбиты космического аппарата (КА), запоминание вектора напряженности МПЗ в выбранный момент времени, запоминание углов между запомненным и текущим направлением вектора напряженности МПЗ, фиксацию момента достижения острым измеряемым углом максимального значения, фиксацию вектора напряженности МПЗ на момент достижения острым измеряемым углом максимального значения, определение ориентации КА по значениям вектора напряженности МПЗ на выбранный момент времени и на момент фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения, отличающийся тем, что между выбранным моментом времени и моментом фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения измеряют угловые скорости КА, интегрируют систему уравнений Пуассона, по которой определяют матрицу поворота связанной с КА системы координат относительно инерциальной системы координат от выбранного момента времени к текущему моменту времени, вычисляют в момент фиксации достижения острым измеряемым углом максимального значения вектор напряженности МПЗ как произведение полученной матрицы поворота и измеренного в выбранный момент времени вектора напряженности МПЗ, вычисленный вектор напряженности МПЗ используют при определении ориентации КА в момент фиксации достижения острым измеренным углом максимального значения.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018105409A RU2691536C1 (ru) | 2018-02-13 | 2018-02-13 | Способ определения трехосной ориентации космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018105409A RU2691536C1 (ru) | 2018-02-13 | 2018-02-13 | Способ определения трехосной ориентации космического аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2691536C1 true RU2691536C1 (ru) | 2019-06-14 |
Family
ID=66947808
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018105409A RU2691536C1 (ru) | 2018-02-13 | 2018-02-13 | Способ определения трехосной ориентации космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2691536C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2779658C1 (ru) * | 2021-03-19 | 2022-09-12 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ ориентации околоземного орбитального космического аппарата |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6020956A (en) * | 1999-02-04 | 2000-02-01 | The Aerospace Corporation | Pseudo gyro |
US6311931B1 (en) * | 1999-12-17 | 2001-11-06 | The Boeing Company | Bi-directional momentum bias spacecraft attitude control |
US6685142B1 (en) * | 1999-05-31 | 2004-02-03 | Astrium Gmbh | Three-axis position control for low-orbiting satellites |
RU2236697C2 (ru) * | 1999-01-18 | 2004-09-20 | Сааб Аб | Резервная система для индикации курса и пространственного положения на самолете |
RU2408508C1 (ru) * | 2009-11-02 | 2011-01-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения трехосной ориентации космического аппарата |
RU2581281C2 (ru) * | 2014-04-01 | 2016-04-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции |
-
2018
- 2018-02-13 RU RU2018105409A patent/RU2691536C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2236697C2 (ru) * | 1999-01-18 | 2004-09-20 | Сааб Аб | Резервная система для индикации курса и пространственного положения на самолете |
US6020956A (en) * | 1999-02-04 | 2000-02-01 | The Aerospace Corporation | Pseudo gyro |
US6685142B1 (en) * | 1999-05-31 | 2004-02-03 | Astrium Gmbh | Three-axis position control for low-orbiting satellites |
US6311931B1 (en) * | 1999-12-17 | 2001-11-06 | The Boeing Company | Bi-directional momentum bias spacecraft attitude control |
RU2408508C1 (ru) * | 2009-11-02 | 2011-01-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения трехосной ориентации космического аппарата |
RU2581281C2 (ru) * | 2014-04-01 | 2016-04-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2779658C1 (ru) * | 2021-03-19 | 2022-09-12 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ ориентации околоземного орбитального космического аппарата |
RU2793977C1 (ru) * | 2022-03-15 | 2023-04-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ астроориентации орбитального космического аппарата (варианты) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Korobiichuk | Mathematical model of precision sensor for an automatic weapons stabilizer system | |
Chikovani et al. | Redundant information processing techniques comparison for differential vibratory gyroscope | |
Rad et al. | Optimal attitude and position determination by integration of INS, star tracker, and horizon sensor | |
Barmin et al. | Remote method of determining the coordinates of points on a planetary surface | |
RU2762143C2 (ru) | Система определения курса и углового пространственного положения, выполненная с возможностью функционирования в полярной области | |
CN109489661B (zh) | 一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法 | |
Larin et al. | On inertial-navigation system without angular-rate sensors | |
Ning et al. | Initial position and attitude determination of lunar rovers by INS/CNS integration | |
US3442140A (en) | Drift rate compensation for acceleration sensitivity of an inertial navigation platform | |
Avrutov | Autonomous determination of initial latitude with an inertial measuring unit | |
Pan et al. | Accurate calibration for drift of fiber optic gyroscope in multi-position north-seeking phase | |
Huang et al. | Theoretical research on full attitude determination using geomagnetic gradient tensor | |
Liu et al. | A compensation method of lever arm effect for tri-axis hybrid inertial navigation system based on fiber optic gyro | |
RU2691536C1 (ru) | Способ определения трехосной ориентации космического аппарата | |
RU2608337C1 (ru) | Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут | |
US3305671A (en) | System for bounding the radius coordinate of an orbiting vehicle | |
RU2566379C1 (ru) | Способ определения величины атмосферной рефракции в условиях космического полета | |
US3483746A (en) | Three-axis inertial reference sensor | |
RU2092402C1 (ru) | Способ калибровки гироинерциальных измерителей бесплатформенной инерционной навигационной системы ориентации космического аппарата | |
Emel’yantsev et al. | Initial alignment of SINS measuring unit and estimation of its errors using satellite phase measurements | |
US3232103A (en) | Navigation system | |
Emel’yantsev et al. | Vertical deflection determination in high latitudes using precision IMU and two-antenna GNSS system | |
RU2615032C1 (ru) | Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах высокой точности | |
Belyaev et al. | Estimating the accuracy of the technique of reconstructing the rotational motion of a satellite based on the measurements of its angular velocity and the magnetic field of the Earth | |
Zharkov et al. | Multiple antenna gyro-GNSS attitude determination system |