RU2793977C1 - Method of celestial orientation of the orbital spacecraft (variants) - Google Patents

Method of celestial orientation of the orbital spacecraft (variants) Download PDF

Info

Publication number
RU2793977C1
RU2793977C1 RU2022106699A RU2022106699A RU2793977C1 RU 2793977 C1 RU2793977 C1 RU 2793977C1 RU 2022106699 A RU2022106699 A RU 2022106699A RU 2022106699 A RU2022106699 A RU 2022106699A RU 2793977 C1 RU2793977 C1 RU 2793977C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
relative
program
ssc
orientation
Prior art date
Application number
RU2022106699A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Илья Николаевич Абезяев
Павел Евгеньевич Величко
Игорь Анатольевич Поцеловкин
Original Assignee
Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" filed Critical Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Application granted granted Critical
Publication of RU2793977C1 publication Critical patent/RU2793977C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: orbital spacecraft (SC).
SUBSTANCE: orientation of an orbital spacecraft (SC) using a star tracker. Proposed method uses an algorithm that uses the Euler finite rotation vector (FRV). Based on ballistic data, the readings of the star tracker and the block of gyroscopic sensors of angular speeds, the components of the FRV and its derivatives are calculated, which are transmitted directly to the executive bodies of the spacecraft. This provides high-quality control of the rotation of the spacecraft to combine the associated and orbital coordinate systems (OCS). For program rotation of the spacecraft relative to the OCS, a program coordinate system (PCS) is introduced in the form of program angles and program angular velocities of the spacecraft relative to the OCS, providing an improvement in the quality of transients. In this variant, the components of the FRV are calculated relative to the PCS.
EFFECT: increase in the accuracy of the orientation of the spacecraft relative to the OCS.
1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для ориентирования космического аппарата (КА) относительно орбитальной (ОСК) и программной (ПСК) систем координат с использованием датчика звезд (ДЗ).The invention relates to the field of space technology and can be used to orient a spacecraft (SC) relative to the orbital (OSK) and program (PSK) coordinate systems using a star sensor (RS).

Известены способы орбитальной ориентации КА, приведенные в книге авторов В.Н. Бранец, И.П. Шмыглевский «Применение кватернионов в задачах ориентации твердого тела». Москва, Наука 1973 г., 320 с. (см. стр. 205-226), где рассматриваются только общетеоретические аспекты ориентации КА.Known methods of orbital orientation of the spacecraft, given in the book of the authors V.N. Branets, I.P. Shmyglevsky "Application of quaternions in problems of orientation of a rigid body". Moscow, Nauka 1973, 320 p. (see pp. 205-226), where only general theoretical aspects of spacecraft orientation are considered.

Известен способ, изложенный в статье «Система ориентации и стабилизации космического аппарата по информации с астродатчиков», Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск №38, в котором изложены результаты летных испытаний, но не недостаточно раскрыты существенные признаки способа.The known method is described in the article "The system of orientation and stabilization of the spacecraft according to information from astrosensors", Electronic journal "Proceedings of the MAI". Issue No. 38, which outlines the results of flight tests, but does not sufficiently disclose the essential features of the method.

В книге авторов О.Н. Анучин, И.Э. Комарова, Л.Ф. Перфильев «Бортовые системы навигации и ориентации искусственных спутников Земли» - СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2004 г. приводится большое количество методов ориентации твердого тела без конкретизации рабочего алгоритма астроориентации.In the book of the authors O.N. Anuchin, I.E. Komarova, L.F. Perfiliev "On-board systems for navigation and orientation of artificial satellites of the Earth" - St. Petersburg: State Scientific Center of the Russian Federation Central Research Institute "Elektropribor", 2004. A large number of methods for orienting a rigid body without concretizing the working astroorientation algorithm are given.

В книге Системы астрономической ориентации космических аппаратов/ В.И. Кочетков - Москва.: Машиностроение, 1980 рассматриваются способы астрокоррекции для систем с гиростабилизированными платформами, что малопригодно для систем ориентации современных КА.In the book Systems of Astronomical Orientation of Spacecraft / V.I. Kochetkov - Moscow.: Mashinostroenie, 1980 considers methods of astro-correction for systems with gyro-stabilized platforms, which is of little use for attitude control systems of modern spacecraft.

Наиболее близким способом, который может быть принять за прототип, является способ, изложенный в патенте RU 2610766. Способ содержит общие признаки с предлагаемым техническим решение, которые заключаются в расчете по данным аппаратуры спутниковой навигации матрицы А положения ОСК относительно инерциальной системы координат (ИСК), фиксированное измерение датчиком звезд (ДЗ) положения связанной системы координат (ССК) относительно ИСК и получение от блока гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) данных о проекциях абсолютной угловой скорости КА ωg(p,q,r) на оси ССК.The closest method that can be taken as a prototype is the method described in patent RU 2610766. The method contains common features with the proposed technical solution, which consist in calculating the position of the USC relative to the inertial coordinate system (ISC), according to the satellite navigation equipment matrix A, fixed measurement by a star sensor (RS) of the position of the associated coordinate system (CCS) relative to the CCS and obtaining from the block of gyroscopic angular velocity meters (CICS) data on the projections of the absolute angular velocity of the spacecraft ω g (p, q, r) on the CCS axis.

Недостатком способа является то, что ДЗ измеряет положение КА относительно ИСК только вначале процесса ориентации, а сама ориентация выполняется относительно «замороженной» ОСК, что приводит к большим ошибкам ориентации КА относительно изменяющейся во времени ОСК по завершению процесса ориентации. Ошибки могут достигать десятков градусов, т.к. ошибка на одном цикле включения пропорциональна величине орбитальной угловой скорости КА и расчетного времени приведения КА к ОСК. По этой причине применяют повторные включения режима приведения, что снижает общую погрешность ориентации, но все же не достигают требуемой точности, которая для современных систем ориентации должна находиться на уровне нескольких угловых секунд по углу и на уровне 0,001-0,0001°/с по угловой скорости в номинальном и программном положениях.The disadvantage of this method is that the remote sensing measures the position of the spacecraft relative to the ISC only at the beginning of the orientation process, and the orientation itself is performed relative to the “frozen” SSC, which leads to large errors in the orientation of the spacecraft relative to the time-varying SSC at the end of the orientation process. Errors can reach tens of degrees, because the error in one switching cycle is proportional to the value of the orbital angular velocity of the spacecraft and the estimated time of bringing the spacecraft to the USC. For this reason, repeated switching on of the reduction mode is used, which reduces the overall orientation error, but still does not achieve the required accuracy, which for modern orientation systems should be at the level of several arc seconds in angle and at the level of 0.001-0.0001 ° / s in angular speeds in the nominal and program positions.

Техническим результатом предлагаемого технического решения является повышение точности ориентации КА относительно ОСК.The technical result of the proposed technical solution is to improve the accuracy of the orientation of the spacecraft relative to the USC.

В отличие от известного способа астроориентации, который включает расчет по данным аппаратуры спутниковой навигации (АСН) матрицы А положения орбитальной системы координат (ОСК) относительно инерциальной системы координат (ИСК), фиксированное определение датчиком звезд (ДЗ) матрицы - Мro ориентации связанной системы координат (ССК) относительно ИСК и измерение блоком гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) текущей абсолютной угловой скорости КА в проекциях на оси связанной системы координат (ССК) - ωg(p,q,r) с последующей корректировкой положения ССК относительно ОСК, выполняют новые операции. Принимают данные баллистического расчета о скорости вращения ОСК относительно ИСК ωo(ωхо, ωуо, ωzo), измеряют датчиком звезд текущие значения матрицы (кватерниона) Мro ориентации ССК относительно ИСК, рассчитывают в бортовом вычислителе скорость вращения ССК относительно ОСК по формуле

Figure 00000001
(Т - знак транспонирования) и ее интегрированием матрицу S - ориентации ССК относительно ОСК, из полученных решений находят компоненты вектора конечного поворота Эйлера и его производные в соответствии с выражениями:In contrast to the known method of astro-orientation, which includes the calculation of the position of the orbital coordinate system (OSC) relative to the inertial coordinate system (ISC) according to the satellite navigation equipment (ASN) matrix A, the fixed determination of the star sensor (RS) of the matrix - M ro orientation of the associated coordinate system (SCS) relative to the ISC and measurement by the block of gyroscopic angular velocity meters (CIMS) of the current absolute angular velocity of the spacecraft in projections on the axis of the associated coordinate system (CCS) - ω g (p, q, r) with subsequent correction of the position of the CCA relative to the CCS, perform new operations. Ballistic calculation data on the speed of rotation of the SSC relative to the ISC ω o (ω ho , ω yo , ω zo ) are received, the current values of the matrix (quaternion) M ro of the orientation of the SSC relative to the ISC are measured by the star sensor, the speed of rotation of the SSC relative to the ISC is calculated in the on-board computer using the formula
Figure 00000001
(T is the sign of transposition) and its integration of the matrix S - the orientation of the SSC relative to the SSC, from the solutions obtained, the components of the Euler final rotation vector and its derivatives are found in accordance with the expressions:

θx=S23 - S32, θy=S31-S13, θz=Sn-S2l,θ x \u003d S 23 - S 32 , θ y \u003d S 31 -S 13 , θ z \u003d S n -S 2l ,

Figure 00000002
где
Figure 00000003
- элементы матриц
Figure 00000004
создают моменты управления на корпус КА по соответствующим осям ССК как функции от компонент векторов конечного поворота
Figure 00000005
и поворачивают КА до совмещения связанной и орбитальной систем координат.
Figure 00000002
Where
Figure 00000003
- matrix elements
Figure 00000004
create moments of control on the spacecraft body along the corresponding SSC axes as functions of the components of the final rotation vectors
Figure 00000005
and rotate the spacecraft until the associated and orbital coordinate systems coincide.

На фиг. 1 приведена иллюстрация способа ориентации, где показано приведение КА в ОСК из начального положения относительно ОСК по курсу ψ(0)=+70°, тангажу ϑ(0)=-70° и по крену γ(0)=+120° при начальных нулевых скоростях относительно ИСК ωg(p,q,r)=0 (с погрешностью до собственного дрейфа гироскопов БИУС).In FIG. 1 shows an illustration of the orientation method, which shows bringing the spacecraft to the OSK from the initial position relative to the OSK along the course ψ(0)=+70°, pitch ϑ(0)=-70° and roll γ(0)=+120° at initial zero speeds relative to the ISC ω g (p, q, r)=0 (with an error up to the intrinsic drift of the CICS gyroscopes).

Параметры КА:KA parameters:

- масса 350 кг,- weight 350 kg,

- орбита околокруговая, высота 500 км,- circumcircular orbit, altitude 500 km,

- закон стабилизации - пропорциональный:

Figure 00000006
- stabilization law - proportional:
Figure 00000006

где kx=0,562 н/рад,

Figure 00000007
where k x \u003d 0.562 n / rad,
Figure 00000007

ky=8,310 н/рад,

Figure 00000008
k y \u003d 8.310 n / rad,
Figure 00000008

kz=8,600 н/рад,

Figure 00000009
k z \u003d 8.600 n / rad,
Figure 00000009

Из приведенных графиков наглядно виден переходный процесс приведения КА в ОСК, который завершается за время менее 50 с.The graphs clearly show the transient process of bringing the spacecraft to the USC, which is completed in less than 50 s.

На фиг. 2 показан тот же процесс в увеличенном масштабе. Как следует из приведенных графиков, погрешность ориентации в конце приведения не хуже 10 угловых секунд. Переходные процессы приведения КА в ОСК по скорости приведены на фиг. 3, погрешность приведения КА по скорости не превышает значений 0,0002°/с, что соответствует требованиям высокоточной ориентации КА.In FIG. 2 shows the same process on an enlarged scale. As follows from the graphs, the orientation error at the end of the reduction is no worse than 10 arc seconds. The transient processes of bringing the spacecraft into the OSC in terms of speed are shown in Fig. 3, the error of spacecraft reference in terms of velocity does not exceed 0.0002°/s, which meets the requirements of high-precision spacecraft orientation.

В способе по п. 2 достигается обратная задача - угловое перемещение КА в заранее предписанное (программное) положение относительно ОСК.In the method according to claim 2, the inverse problem is achieved - the angular movement of the spacecraft to a predetermined (program) position relative to the USC.

Этот способ отличается тем, что задают программное движение КА относительно ОСК в форме программных углов по курсу ψp{t), тангажу ϑ(t) и крену γp{t) и соответствующих им программных угловых скоростей -

Figure 00000010
рассчитывают в бортовом вычислителе скорость вращения ССК относительно программной системы координат (ИСК) по формуле
Figure 00000011
и ее интегрированием - матрицу С ориентации ССК относительно ПСК, где ωр, ωo, ωg - кососимметрические матрицы, причем текущие компоненты программной скорости ωр(ωpx, ωpy, ωpz) непрерывно рассчитываются в бортовом вычислителе по формуле
Figure 00000012
- векторы столбцы, а Р=РψРϑРγ - матрицы плоских программных поворотов КА по курсу, тангажу и крену, вычисляют компоненты вектора конечного поворота Эйлера и их производные по формулам:This method differs in that the program motion of the spacecraft relative to the USC is set in the form of program angles along the course ψ p {t), pitch ϑ (t) and roll γ p {t) and their corresponding program angular velocities -
Figure 00000010
calculate in the on-board computer the speed of rotation of the SSC relative to the program coordinate system (CCS) according to the formula
Figure 00000011
and its integration - the matrix C of the SSC orientation relative to the PSC, where ω p , ω o , ω g are skew-symmetric matrices, and the current components of the program speed ω p (ω px , ω py , ω pz ) are continuously calculated in the on-board computer according to the formula
Figure 00000012
- column vectors, and Р=Р ψ Р ϑ Р γ - matrices of planar programmatic turns of the spacecraft along the course, pitch and roll, calculate the components of the Euler final turn vector and their derivatives according to the formulas:

ϕx=C23-C32, ϕy=С31-С13, ϕz=С12-С21,ϕ x \u003d C 23 -C 32 , ϕ y \u003d C 31 -C 13 , ϕ z \u003d C 12 -C 21 ,

Figure 00000013
- элементы матриц
Figure 00000014
создают моменты управления на корпус КА по соответствующим осям ССК как функции от компонент вектора конечного поворота
Figure 00000015
и поворачивают КА до совмещения связанной и программной систем координат.
Figure 00000013
- matrix elements
Figure 00000014
create moments of control on the spacecraft body along the corresponding SSC axes as functions of the components of the final turn vector
Figure 00000015
and rotate the spacecraft until the associated and program coordinate systems are aligned.

На фиг. 4 показан пример программного поворота КА относительно ОСК по курсу ψ(0)=+170°, тангажу ϑ(0)=-80° и крену γ(0)=+95°.In FIG. Figure 4 shows an example of a programmatic turn of the spacecraft relative to the USC along the course ψ(0)=+170°, pitch ϑ(0)=-80° and roll γ(0)=+95°.

КА выполнил качественный и точный программный поворот. Время переходного процесса составило 1700 с, погрешность программного поворота по углу составила ≤40 угловых секунд, по угловой скорости ≤0,001°/с (фиг. 5).The spacecraft performed a high-quality and precise program turn. The time of the transition process was 1700 s, the error of the program rotation in the angle was ≤40 arc seconds, in the angular velocity ≤0.001°/s (Fig. 5).

Таким образом, предлагаемая система астроориентации позволяет выполнять функции приведения КА в ОСК из неориентированного положения и переводить КА в требуемое программное положение относительно ОСК. Обе функции выполняются с высоким качеством переходного процесса и высокой точностью ориентации КА относительно ОСК и ПСК как по углу, так и по угловой скорости.Thus, the proposed astro-orientation system makes it possible to perform the functions of bringing the spacecraft to the USC from an unoriented position and transfer the spacecraft to the required program position relative to the USC. Both functions are performed with a high quality of the transient process and a high accuracy of the spacecraft orientation relative to the USC and USC both in terms of angle and angular velocity.

Claims (5)

Способ астроориентации орбитального космического аппарата (КА), включающий расчет по данным аппаратуры спутниковой навигации (АСН) матрицы А положения орбитальной системы координат (ОСК) относительно инерциальной системы координат (ИСК), фиксированное определение датчиком звезд (ДЗ) матрицы - Мro ориентации связанной системы координат (ССК) относительно ИСК и измерение блоком гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС) текущей абсолютной угловой скорости КА в проекциях на оси связанной системы координат (ССК) - ωg(p,q,r) с последующей корректировкой положения ССК относительно ОСК, отличающийся тем, что принимают данные баллистического расчета о скорости вращения ОСК относительно ИСК ωo(ωxo, ωyo, ωzo), измеряют датчиком звезд текущие значения матрицы (кватерниона) Мro ориентации ССК относительно ИСК, рассчитывают в бортовом вычислителе скорость вращения ССК относительно ОСК по формуле
Figure 00000016
(Т - знак транспонирования), и ее интегрированием матрицу S - ориентации ССК относительно ОСК, из полученных решений находят компоненты вектора конечного поворота Эйлера и его производные в соответствии с выражениями:A method for astro-orientation of an orbiting spacecraft (SC), including the calculation of the position of the orbital coordinate system (OSC) relative to the inertial coordinate system (ISC) according to the satellite navigation equipment (ASN) matrix A, the fixed determination by the sensor of stars (RS) of the matrix - M ro of the orientation of the associated system coordinates (CCS) relative to the ISC and measurement by the block of gyroscopic angular velocity meters (CIMS) of the current absolute angular velocity of the spacecraft in projections on the axis of the associated coordinate system (CCS) - ω g (p, q, r) with subsequent correction of the position of the CCS relative to the CCS, which differs by the fact that they receive ballistic calculation data on the speed of rotation of the SSC relative to the ISC ω o (ω xo , ω yo , ω zo ), measure the current values of the matrix (quaternion) M ro of the orientation of the SSC relative to the ISC with a star sensor, calculate in the onboard computer the speed of rotation of the SSC relative to OSK by formula
Figure 00000016
(T is the transposition sign), and by integrating the matrix S - orientation of the SSC relative to the SSC, from the obtained solutions, the components of the Euler final rotation vector and its derivatives are found in accordance with the expressions: θx=S23-S32, θу=S31-S13, θz=S12-S21 θ x \u003d S 23 -S 32 , θ y \u003d S 31 -S 13 , θ z \u003d S 12 -S 21
Figure 00000017
где
Figure 00000018
- элементы матриц
Figure 00000019
создают моменты управления на корпус КА по соответствующим осям ССК как функции от компонент векторов конечного поворота
Figure 00000020
и поворачивают КА до совмещения связанной и орбитальной систем координат, или задают программное движение КА относительно ОСК в форме программных углов по курсу ψp(t), тангажу ϑp(t) и крену γp(t) и соответствующих им программных угловых скоростей -
Figure 00000021
рассчитывают в бортовом вычислителе скорость вращения ССК относительно программной системы координат (ПСК) по формуле
Figure 00000022
и ее интегрированием - матрицу С ориентации ССК относительно ПСК, где ωр, ωo, ωg - кососимметрические матрицы, причем текущие компоненты программной скорости ωр(ωpx, ωpy, ωpz) непрерывно рассчитываются в бортовом вычислителе по формуле
Figure 00000023
- векторы столбцы, а Р=РψPϑРγ - матрицы плоских программных поворотов КА по курсу, тангажу и крену, вычисляют компоненты вектора конечного поворота Эйлера и их производные по формулам:
Figure 00000017
Where
Figure 00000018
- matrix elements
Figure 00000019
create moments of control on the spacecraft body along the corresponding SSC axes as functions of the components of the final rotation vectors
Figure 00000020
and rotate the spacecraft until the associated and orbital coordinate systems coincide, or set the program movement of the spacecraft relative to the USC in the form of program angles along the course ψ p (t), pitch ϑ p (t) and roll γ p (t) and their corresponding program angular velocities -
Figure 00000021
calculate in the on-board computer the speed of rotation of the SSC relative to the program coordinate system (PSC) according to the formula
Figure 00000022
and its integration - the matrix C of the SSC orientation relative to the PSC, where ω p , ω o , ω g are skew-symmetric matrices, and the current components of the program speed ω p (ω px , ω py , ω pz ) are continuously calculated in the on-board computer according to the formula
Figure 00000023
- column vectors, and Р=Р ψ P ϑ Р γ - matrices of planar program turns of the spacecraft along the course, pitch and roll, calculate the components of the Euler final turn vector and their derivatives by the formulas: ϕx=С23-С32, ϕу=С31-С13, ϕz=С12-С21,ϕ x \u003d C 23 -C 32 , ϕ y \u003d C 31 -C 13 , ϕ z \u003d C 12 -C 21 ,
Figure 00000024
- элементы матриц
Figure 00000025
создают моменты управления на корпус КА по соответствующим осям ССК как функции от компонент вектора конечного поворота и поворачивают КА до совмещения связанной и программной систем координат.
Figure 00000024
- matrix elements
Figure 00000025
create moments of control on the body of the spacecraft along the corresponding axes of the SSC as a function of the final rotation vector components and turn the spacecraft until the associated and program coordinate systems are combined.
RU2022106699A 2022-03-15 Method of celestial orientation of the orbital spacecraft (variants) RU2793977C1 (en)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2793977C1 true RU2793977C1 (en) 2023-04-11

Family

ID=

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6020956A (en) * 1999-02-04 2000-02-01 The Aerospace Corporation Pseudo gyro
RU2150412C1 (en) * 1999-03-11 2000-06-10 Конструкторское бюро "Полет" ГУДП ГП "Производственное объединение "Полет" Method of orientation and attitude control system for realization of this method
US6685142B1 (en) * 1999-05-31 2004-02-03 Astrium Gmbh Three-axis position control for low-orbiting satellites
RU2610766C1 (en) * 2015-12-23 2017-02-15 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method to recover orientation of orbital space vehicle
RU2691536C1 (en) * 2018-02-13 2019-06-14 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of determining three-axis orientation of spacecraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6020956A (en) * 1999-02-04 2000-02-01 The Aerospace Corporation Pseudo gyro
RU2150412C1 (en) * 1999-03-11 2000-06-10 Конструкторское бюро "Полет" ГУДП ГП "Производственное объединение "Полет" Method of orientation and attitude control system for realization of this method
US6685142B1 (en) * 1999-05-31 2004-02-03 Astrium Gmbh Three-axis position control for low-orbiting satellites
RU2610766C1 (en) * 2015-12-23 2017-02-15 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method to recover orientation of orbital space vehicle
RU2691536C1 (en) * 2018-02-13 2019-06-14 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of determining three-axis orientation of spacecraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Lu et al. An all-parameter system-level calibration for stellar-inertial navigation system on ground
CN109823571A (en) A kind of multistage attitude control method of remote sensing micro-nano satellite
CN110296719B (en) On-orbit calibration method
CN109708663B (en) Star sensor online calibration method based on aerospace plane SINS assistance
CN110285815A (en) It is a kind of can in-orbit whole-process application micro-nano satellite multi-source information attitude determination method
Wang et al. A high accuracy multiplex two-position alignment method based on SINS with the aid of star sensor
Avrutov et al. Gyrocompassing mode of the attitude and heading reference system
CN116105730A (en) Angle measurement-only optical combination navigation method based on cooperative target satellite very short arc observation
US9217639B1 (en) North-finding using inertial navigation system
CN114111771A (en) Dynamic attitude measurement method of double-shaft stable platform
RU2793977C1 (en) Method of celestial orientation of the orbital spacecraft (variants)
Wise et al. A dual-spinning, three-axis-stabilized cubesat for earth observations
RU2678959C1 (en) Cardanless inertial positioning system electrostatic gyroscopes errors calibration method under conditions of orbital space craft
Xue et al. MEMS-based multi-sensor integrated attitude estimation technology for MAV applications
Ward et al. A Combined Filter for GPS‐Based Attitude and Baseline Estimation
Wise Design, analysis, and testing of a precision guidance, navigation, and control system for a dual-spinning Cubesat
CN114802818A (en) Morning and evening orbit satellite and sun attitude calculation method and guidance method thereof
Fontanella et al. Exploiting low-cost compact sensor configurations performance by redundancy
Xiangming et al. Gyrocompassing mode of the strapdown inertial navigation system
Challa et al. Effects of magnetometer calibration and maneuvers on accuracies of magnetometer-only attitude-and-rate determination
RU2615032C1 (en) Strapdown inertial heading reference on high accuracy sensors
Somov et al. Alignment verification of a star tracker cluster and a space telescope for land-survey satellite
RU213778U1 (en) DEVICE FOR AUTONOMOUS AIRCRAFT HEADING ANGLE CORRECTION
CN113503882B (en) Vehicle-mounted inertial/geomagnetic integrated navigation method and device
RU2590287C1 (en) Method of determining angular position of movable object relative to centre of mass