SU428211A1 - Система астроориентации и слежения - Google Patents
Система астроориентации и слеженияInfo
- Publication number
- SU428211A1 SU428211A1 SU1714079A SU1714079A SU428211A1 SU 428211 A1 SU428211 A1 SU 428211A1 SU 1714079 A SU1714079 A SU 1714079A SU 1714079 A SU1714079 A SU 1714079A SU 428211 A1 SU428211 A1 SU 428211A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- axis
- coordinate
- astrovizir
- telescope
- star
- Prior art date
Links
Landscapes
- Telescopes (AREA)
Description
1
Изобретение относитс к оптико-электронным приборам астроориентации и наведени и может быть использовано дл ориентации различных летательных аппаратов по небесным светилам и дл наведени бортового астрофизического прибора на исследуемое небесное тело или участок неба.
Известные системы астроориентации и слежени за астрономическим спутником, содержащие несколько астровизиров, дающих направление на выбранные звезды, запоминающее устройство и вычислительное устройство, выдающее сигналы на органы управлени положением телескопа, обладают большой инерционностью и низкой точностью.
Дл повышени быстродействи ориентации и точности слежени в предлагаемой системе один из астровизиров выполнен двухкоординатньш , а второй - однокоординатным, причем астровизиры кинематически св заны друг с другом так, что наружна ось двустепепного подвеса однокоординатного астровизира, параллельна оптической оси двухкоординатног астровизира, наружна ось подвеса которого , в свою очередь, соосна с внутренней осью поворота двустепенного телескопа астрофизического прибора.
На фиг. 1 изображена кинематическа схема описываемой системы, содержащей телескоп 1, двухкоординатный астровизир 2, однокоординатный астровизир 3, внешнюю полураму 4 подвески астровизиров, среднюю раму 5, внутреннюю раму 6. Система установлена на летательном аппарате 7 с органами управлени 8 последним. - система координат , св занна с ос ми подвески телескопа, а - инерциальна система координат.
На фиг. 2 показана структурна схема системы , где ABi - первый астровизир, двухкоординатный , визирующий опорную звезду 5i по координатам р и а,
9 - усилительные устройства,
ИМа , ИМр - исполнительные механизмы астровизира АВь
10 - запоминающее устройство, хран щее координаты искомой звезды и опорных звезд,
11 - счетно-решающее устройство, вычисл ющее сигналы управлени телескопом.
, ИМ-( - исполнительные механизмы автовизира ABg.
ИМс,, ИМз - исполнительные механизмы телескопа,
АВ2 - второй астровизир, однокоординатиый , след щий за звездой 52 на координате Y. ДП - встроенные в исполнительные механизмы датчики поворотов вокруг соответствующих осей.
На борту летательного аппарата, предварительно соориентированного в нужном направлении в трех плоскост х, находитс телескоп 1, поворот которого осуществл етс при помощи исполпительных механизмов ИМ(5 и ИМс,. На внутренней оси Z.f телескопа 1 кинематически установлена подвеска двухкоординатного астровизира 2 и однокоординатного астровизира 3, состо ща из внешней полурамы 4 с приводом поворота ИМр вокруг оси ZT, средней рамы 5 с приводом поворота относительно оси Уд и внутренней полурамы 6 с приводом HMf поворота ее вокруг оси, параллельной оптической оси астровизира 2. Астровизир 3, кроме того, имеет привод поворота вокруг оси УИ дл изменени относительного положени оптических осей обоих астровизиров . На фиг. 3, а точками Si, Sa обозначены две опорных звезды и точкой 5з - искома ; Т. А. - первоначальное положение оптических осей летательного аппарата, телескопа и двух астровизиров; а, ip - углы поворота и слежени первого астровизира 2; ф - угол выставка-второго астровизира относительно первого; ; Y - цоворота рамки 5 вокруг направле|ни нйпервую звезду. I 5Н :фиг. 3, б отрезки Х, УИ, ZH изображают проекции единичного вектора О5з на оси инерциальной системы координат Х, УИ, 2и, в свою очередь, Х, УТ, ZT - проекции того же вектора на оси системы координат Х, УТ, ZT телескопа. Согласно структурной схеме, показанной на фиг. 2, выходные сигналы двухкоординатного астровизира АВь пропорциональные угловым рассогласовани м звезды Si относительно его оптической оси, проход через усилители, поступают на исполнительные механизмы ИМр , ИМа обработки углов рассогласовани . Выходной сигнал астровизира АВг, проход через усилитель также поступает на свой исполнительный механизм ИМ, обрабатывающий угол Лф рассогласовани звезды S2 относительно оптической оси астровизира ABj. Далее сигналы sin р, cos р с датчика поворота ДП(з вокруг оси ZT, сигналы sin ее, cos а. с датчика поворота ДПа, сигналы sin у cos 7 с датчика поворота ДП поступают на вход счетно-решающего устройства 11. На входы устройства 11 одновременно поступают из устройства 10 координаты Х, УИ, ZH звезды SzВыходные сигналы Рт и «т, проход через усилители мощности, поступают на исполнительные механизмы ИМр, ИМ поворота телескопа дл наведени на звезду 8з. Смена координат объектов излучени на выходе запоминающего устройства происходит по командам программно-командного устройства 12. В устройстве 10 кроме координат искомого объекта также хран тс величины установок ро, «о, Фо, YO астровизиров дл различных пар опорных звезд. Работает система следующим образом. На фиг. 3, а точкой А на небесной сфере обозначен след от оптической оси телескопа 1, совпадающей в начальный момент с ОДЕЮЙ из осей грубо стабилизированного в этом положении летательного аппарата. По команде программного устройства производитс разворот первого астровизира 2 по двум ос м на заданные из запоминающего устройства углы ро и ио в район опорной звезды Si. Затем узкоканальным астровизиром 2 по программе производитс сканирование области звезды Si до ее захвата, после чего с датчиков поворота ДПз и ДПа будут поступать текущие значени углов р и а в режиме слежени . Астровизир ABs заранее выставл етс под углом фа относительно астровизира АВь После захвата звезды Si включаетс поиск звезды S2 поворотом второго астровизира относительно линии визировани OS на угол с последующим захватом звезды Ss,. После перехода на слежение за звездой 8 в счетно-решающем устройстве производитс обработка текущих углов а, р и Y относительно телескопа и координат X-if, УИ, Zn из запоминающего устройства с целью выработки сигналов рт и «т дл совмещени оптической оси телескопа с направлением на искомую звезду Ss. Перед выведением навигационных уравнений рассмотрим примен емые системы координат . Па фиг. 3 изображены выбранные системы координат, при этом прин ты следующие допущени . Все звезды бесконечно удалены от Земли и располол ены на небесной сфере. Земл и движущийс в ее районе летательный аппарат наход тс в центре небесной сферы. Оптические оси телескопа, астровизиров ABi и АВ2, нулевые точки систем координат совмещены в центре небесной сферы. Направление на искомой невидимый объект задаетс единичным вектором OSz, и.меющим три проекции по ос м инерциальной системы координат Хк, УИ, ZR. Одна из плоскостей инерциональной системы координат об зательно проходит через пару опорных звезд и центр небесной сферы так, чтобы ось JH проходила через заранее определенную первуюопорную звезУ Si. Построение осей координат на борту происходит так. Первоначально все оптические оси астровииров и телескопа параллельны между собой совмещены с одной из осей летательного апарата , соориентированного грубо в направении искомой звезды Sz. В этом состо нии ы имеем систему координат Х, УТ, ZT, св анную с ос ми телескопа. Поиск и захват везды Si производитс поворотом карданноо подвеса на углы р и а. После захвата звезы S имеем вторую систему координат Х, Уд, д, при этом считаем, что ось Xp() (оптичека ось астровизира ABi) проходит через везду Si с точностью слежени . Захват звезды Sz обеспечивает построение 5 осей У„ (ось рамки 5) и Zn (показание датчика поворота ДП ). Нетрудно проследить вывод навигационных уравнен й: т f ( и т), «т - ( И и « т)5
arc sin ( j-Qc-I arc sin + ( + и f) т / к т :.--- arcsin I -- arctg
Пред M e т и з о б p e т e н и
Система астроориентации и слежени бортовым астрофизическим прибором за небесными объектами, содержаща астроблок с двум след щими астровизирами, один из которых - двухкоординатиыр, установленный на двухстепеиных подвесах, двухстепенный телескоп астрофизического прибора, вычислительное и запоминающее устройства, отличающа с тем, что, с целью повышени
быстродействи ориентации и точности слежени , второй из упом нутых астровизиров выполнен однокоординатным и кинематически св зан с первым, двухкоординатным, так
что наружна ось его подвеса параллельна оптической оси двухкоординатного астровизира , наружна ось подвеса которого, в свою очередь, соосна с внутренней осью поворота двухстепенного телескопа астрофизического
прибора. X соз т smpj + (и COSY- и si ny) - (Z cosT + K, s| n) s| n a. si npj ЛГи COS°j. - (Гц COSf-Z S| nf) Sj n - (и COSTf + K S П) Sl Па COS 6 получаемых путем приведени проекций Ли, У, Z и вектора направлени звезды 5з из системы координат Х„, У„, Z« в Х, Y, Z последовательных поворотов на углы -у, а и р
Л
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU1714079A SU428211A1 (ru) | 1971-11-15 | 1971-11-15 | Система астроориентации и слежения |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU1714079A SU428211A1 (ru) | 1971-11-15 | 1971-11-15 | Система астроориентации и слежения |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU428211A1 true SU428211A1 (ru) | 1974-05-15 |
Family
ID=20492892
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU1714079A SU428211A1 (ru) | 1971-11-15 | 1971-11-15 | Система астроориентации и слежения |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU428211A1 (ru) |
-
1971
- 1971-11-15 SU SU1714079A patent/SU428211A1/ru active
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5396326A (en) | Two gimbal error averaging astro-inertial navigator | |
US3741500A (en) | A cmg fine attitude control system | |
RU2033949C1 (ru) | Автономная бортовая система управления космического аппарата "гасад" | |
JPH06510499A (ja) | 地球を指向する3軸安定化衛星および付属する太陽と地球を捕捉する方法 | |
JPS62263407A (ja) | 宇宙船カメラ像整合装置 | |
US3924824A (en) | Cross track strapdown inertial quidance system | |
CN107389968A (zh) | 一种基于光流传感器和加速度传感器的无人机定点实现方法和装置 | |
US4883347A (en) | Stabilized pointing mirror | |
US3488504A (en) | Spacecraft attitude detection system by stellar reference | |
US4687161A (en) | Pointing compensation system for spacecraft instruments | |
US4159419A (en) | Three axis stellar sensor | |
US3491228A (en) | Stellar-inertial platform system | |
SU428211A1 (ru) | Система астроориентации и слежения | |
GB1069266A (en) | Apparatus for detecting a moving object | |
Hong et al. | Application of EKF for missile attitude estimation based on “SINS/CNS” integrated guidance system | |
US5669579A (en) | Method for determining the line-of-sight rates of turn with a rigid seeker head | |
RU2021173C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата на планету | |
US3439884A (en) | Space vehicle guidance system | |
US20040133381A1 (en) | Control scheme for spatial and level searching of a panoramic stabilized periscope | |
US3310877A (en) | Vehicle optical alignment device | |
RU2282816C1 (ru) | Способ формирования команд управления вращающейся вокруг продольной оси двухканальной ракетой | |
US3499156A (en) | Celestial matching system for attitude stabilization and position determination | |
US3327539A (en) | Inertial reference platform | |
US4306691A (en) | Stellar corrector | |
US3281094A (en) | Self-contained guidance system |