Способ и устройство (варианты) для определения ориентации космических или летательных аппаратов - RU2620149C1

Чертежи

Описание

Область техники, к которой относится изобретение

Группа изобретений относится к космической и авиационной технике, а именно к технологии повышения точности определения ориентации космических (КА) или летательных аппаратов (ЛА) относительно определенных небесных тел - астрономических космических объектов, в частности таких как таких как Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн и т.д.

Уровень техники

Из уровня техники известны технические решения, обеспечивающие высокоточное определение ориентации космических или летательных аппаратов относительно определенных астрономических космических объектов. Эти устройства содержат несколько датчиков определения ориентации одного или различных типов. Конструктивно эти устройства могут иметь вид моноблоков, в которых все датчики и блок обработки данных объединены в единую конструкцию, так и представлять распределенные системы, где датчики ориентации устанавливаются в различных местах космического или летательного аппарата и соединяются с блоком обработки данных с помощью кабельной сети.

Из уровня техники известно решение - прибор для ориентации относительно Солнца (определения направления на Солнце) БОКС-01, разработанный фирмой «Оптэкс» (Россия), в котором установлены два высокоточных двухкоординатных щелевых датчика направления на Солнце и общий блок обработки данных (Вторая Всероссийская научно-техническая конференция «Современные проблемы ориентации и навигации космических аппаратов», Россия, Таруса, 13-16 сентября 2010 года, стр. 22-23 http://ofo.ikiweb.ru/publ/conf_2010_tez.pdf) (фиг. 1).

Однако у 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. Указанные эксперименты проводились на звездных датчиках ориентации, но сегодня точность датчиков определения ориентации относительно Солнца (датчиков определения направления на Солнце) приближается к единицам угловых секунд.

Известен способ решения этой проблемы за счет повышение 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 решению указанной проблемы за счет увеличения жесткости механической конструкции оказывается совершенно неэффективным.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является разработка способа и устройства для определения ориентации космических или летательных аппаратов, обеспечивающих точное определение ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов, в частности таких как планеты, спутники и астероиды, (например, Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн и т.д.)

Под астрономическим объектом понимается небесное тело - материальный объект, естественным образом сформировавшийся в космическом пространстве.

Техническим результатом изобретения является снижение погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов за счет устранения систематической ошибки, связанной с изменением взаимного положения датчиков определения ориентации под действием механических, тепловых и других деформаций конструкций на которых устанавливаются датчики.

Поставленная задача решается тем, что устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит основание, по меньшей мере, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенный на основании, а также, взятые на датчик определения ориентации, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояний, и блок обработки полученных данных с упомянутых датчиков, при этом датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения, один из концов каждого датчика измерения расстояний шарнирно закреплен на датчике определения ориентации, а другой - шарнирно закреплен на основании устройства, при этом закрепление концов датчиков измерения расстояний реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков.

Датчик определения ориентации относительно астрономических объектов может представлять собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.

Датчик измерения расстояния может представлять собой оптический или электромеханический, или интерференционный датчик.

Предпочтительно устройство содержит два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и двенадцать датчиков измерения расстояний.

Концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, могут быть расположены в одной плоскости, а противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, также могут быть расположены в одной плоскости.

Предпочтительно устройство содержит, по меньшей мере, по семь датчиков измерения расстояний, взятых на датчик определения ориентации.

Также концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, могут быть расположены в разных плоскостях и/или противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, могут быть расположены в разных плоскостях.

Поставленная задача решается тем, что устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит основание, по меньшей мере, два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенных на основании, а также, взятые на каждый датчик определения ориентации, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояний, и блок обработки полученных данных с упомянутых датчиков, при этом датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения, один из концов каждого датчика измерения расстояний шарнирно закреплен на одном из датчиков определения ориентации, а другой - шарнирно закреплен на основании устройства или на другом датчике определения ориентации, закрепление концов датчиков измерения расстояний реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков, при этом, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояний выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками определения ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками определения ориентации.

Датчик определения ориентации относительно астрономических объектов может представлять собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.

Датчик измерения расстояния может представлять собой оптический или электромеханический, или интерференционный датчик.

Предпочтительно устройство содержит два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и двенадцать датчиков измерения расстояний.

Поставленная задача решается также тем, что способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутых устройств включает:

- измерение и передачу показаний датчиков определения ориентации и датчиков измерения расстояний в блок обработки данных;

- определение значений углов ориентации датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения расстояний;

- преобразование полученных значений углов для датчика определения ориентации относительно астрономических объектов в матрицу трехмерного поворота R_j, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j - номер датчика ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;

- преобразование показаний датчика определения ориентации относительно астрономических объектов в единичный вектор направления на объект в конструкционной системе координат датчика V_j, где j - номер датчика определения ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;

- определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства U_j по формуле

- получение векторов направлений, по которым определяют ориентацию космических и летательных аппаратов, на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата O_j по формуле

где К - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата.

Значения углов ориентации для датчика определения ориентации можно определить путем решения математической прямой задачи кинематики платформы Стюарта, параметрами которой являются показания шести датчиков измерения расстояния, закрепленных на этом датчике определения ориентации.

Значения углов ориентации для датчика определения ориентации можно определить путем решения математической обобщенной прямой задачи кинематики платформы Стюарта, параметрами которой являются показания всех датчиков измерения расстояния, закрепленных на этом датчике определения ориентации.

Значения углов ориентации для датчика определения ориентации можно определить путем решения линеаризованной системы уравнений взаимного расположения датчиков определения ориентации.

Краткое описание чертежей

Изобретение поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 представлен прототип устройства определения ориентации - солнечный датчик БОКС-01, разработанный фирмой «Оптэкс» (Россия), с двумя оптическими головками;

на фиг. 2 показана схема устройства определения ориентации.

Позициями на фигуре 2 обозначены: 1 - датчики определения ориентации, 2 - блок обработки данных, 3 - датчики измерения расстояний.

Осуществление изобретения

Устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов, содержит основание, по меньшей мере, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов (таких как Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн и т.д), расположенный на основании, а также, по меньшей мере по шесть датчиков измерения расстояний, взятых на датчик определения ориентации и блок обработки полученных данных с упомянутых датчиков.

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.

Обычно важной бывает ориентация космического или летательного аппарат относительно крупных небесных объектов: Солнца, Земли, Луны, Венеры, Марса, Юпитера, Сатурна и т.д. Перечисленные объекты сильно различаются по своим характеристикам. Поэтому для определения направления на них с малых расстояний, когда они выглядят протяженными телами, при этом с высокой точностью необходимы приборы различной конструкции. Из-за этого направление на каждый объект определяет особый датчик (или группа датчиков). Датчик определения ориентации относительно астрономических объектов может представлять собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.

С каждым датчиком определения ориентации связана своя конструкционная система координат. Обычно это декартова прямоугольная система. У оптических датчиков определения ориентации (звездные датчики, датчики направления на Солнца, Землю или Луну) обычно одна из конструкционных осей координат совпадает с осью визирования оптической системы датчика. У одноосных гироскопических датчиков одна из осей обычно направляется параллельно оси гироскопа.

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.

Результатом измерений датчиками определения ориентации относительно астрономического объекта служит направление на некоторую точку соответствующего астрономического объекта (обычно на его центр) в конструкционной системе координат датчика. Это направление может быть представлено двумя углами, тремя направляющими косинусами и т.п. Все эти представления содержат два независимых параметра.

Помимо значений показаний датчики определения ориентации могут выдавать оценки их погрешностей. Сопровождать каждый акт выполнения измерения оценкой погрешностей важно, если погрешность существенно меняется в зависимости от положения или состояния космического объекта, от направления датчика в пространстве или меняется со временем. В случаях, когда погрешность показаний датчика определения ориентации изменяется мало, ее можно определить заранее и считать известной характеристикой датчика.

Результатами функционирования устройства определения ориентации является определение направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства определения ориентации, конструкционной системы координат космического или летательного аппарата и в инерциальной системе координат.

Для определения направлений на астрономические объекты в системе координат космического 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.

Для получения результатов функционирования устройства определения ориентации помимо показаний датчиков определения ориентации, входящих в состав устройства, необходимо знать развороты (ориентацию) датчиков относительно конструкционной системы координат устройства. В современных устройствах определения ориентации эти развороты считаются известными и определяются во время сборки устройства или при установке его на борт. Предполагается, что положение и ориентация датчиков внутри устройств определения ориентации не меняются за время эксплуатации, и что эта неизменность обеспечивается механической жесткостью конструкций моноблочных устройств определения ориентации или жесткостью конструкций самого космического или летательного аппарата для распределенных устройств.

Однако, как показали 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 и солнечные датчики ориентации. В ближайшие десятилетия ожидается появление датчиков определения ориентации с погрешностями около 0,1 угловой секунды. Для таких точностей удержание взаимного положения датчиков в устройстве за счет жесткости механических конструкций будет совершенно недостаточным.

Для решения поставленной задачи устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов, содержит основание, по меньшей мере, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенный на основании, а также, по меньшей мере по шесть датчиков измерения расстояний, взятых на датчик определения ориентации и блок обработки полученных данных с упомянутых датчиков.

Датчики измерения расстояний в реальном времени будут измерять расстояния между выбранными точками конструкций устройства и датчиков определения ориентации, по этим измерениям будет определяться разворот (ориентация) систем координат датчиков друг относительно 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 определять направления на космические объекты относительно устройства и космического или летательного аппарата с погрешностью близкой к погрешности входящих в нее датчиков.

При этом датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения. Один из концов каждого датчика измерения расстояния шарнирно закреплен на датчике определения ориентации, а другой шарнирно закреплен на основании устройства. Механический эталон длины может быть выполнен из материала с малым коэффициентом теплового расширения и высокой механической жесткостью.

Для датчиков измерения расстояний, установленных на конкретном датчике определения ориентации, закрепление их концов реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков.

Концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, могут быть расположены в одной плоскости, а противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, также могут быть расположены в одной плоскости.

При этом также концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, могут быть расположены в разных плоскостях и/или противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, могут быть расположены в разных плоскостях.

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. Для определения этих углов можно измерить расстояния между несколькими выбранными контрольными точками с помощью датчиков измерения расстояний и вычислить углы на основе этих показаний. Например, можно выбрать три точки, образующие треугольник, измерить расстояния между его вершинами (между тремя парами точек) и вычислить углы этого треугольника по формулам триангуляции.

Погрешность вычисленных углов должна быть порядка погрешности датчиков определения ориентации, т.е. не больше 1-3 угловых секунд для современных датчиков и не более 0,1-0,3 угловой секунды для высокоточных датчиков определения ориентации следующего поколения. Эти значения определяют допустимые погрешности датчиков измерения расстояний.

Тип датчиков измерения расстояний не имеет значения. Могут использоваться механические, интерференционные, электромеханические (емкостные, магнитные, индуктивные и т.д.), оптические и другие типы датчиков измерения расстояний, 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.

Для измерения могут быть выбраны расстояния между точками на отдельном датчике определения ориентации и референсной частью устройства ориентации (например, основанием устройства), в этом случае по результатам этих измерений непосредственно получается положение и разворот системы координат этого датчика относительно системы координат устройства.

Другой вариант определения ориентации датчиков в системе координат устройства определения ориентации состоит в измерении как расстояний между датчиками и референсной частью устройства определения ориентации, так и между парами датчиков. При этом измерение расстояний относительно референсной части устройства определения ориентации должно быть выполнено хотя бы шести датчиков измерения расстояний. На основе полученного набора измерений расстояний определяется разворот системы координат каждого из датчиков относительно системы координат устройства определения ориентации. Т.е. часть датчиков измерения расстояния выполнена с возможностью измерения расстояния между датчиками ориентации и основанием устройства (не менее шести), а остальные - выполнены с возможностью измерения расстояния между парами датчиков ориентации в составе устройства.

Предпочтительно в одном из вариантов выполнения устройства определения ориентации космических или летательных аппаратов, чтобы оно содержало два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и двенадцать датчиков измерения расстояний, что позволит уменьшить погрешность определения ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов.

Также предпочтительно в одном из вариантов выполнения устройства определения ориентации космических или летательных аппаратов, чтобы оно содержало по меньшей мере по семь датчиков измерения расстояний, взятых на датчик определения ориентации, что позволит уменьшить погрешность определения ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов.

Поставленная задача также может решаться за счет второго устройства определения ориентации космических или летательных аппаратов, которое содержит основание, по меньшей мере, два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенных на основании, а также, взятые на каждый датчик определения ориентации, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояний, и блок обработки полученных данных с упомянутых датчиков, при этом датчик измерения расстояния включает механический эталон длины и датчик смещения, один из концов каждого датчика измерения расстояний шарнирно закреплен на одном из датчиков определения ориентации, а другой - шарнирно закреплен на основании устройства или на другом датчике определения ориентации, закрепление концов датчиков измерения расстояний реализовано с обеспечением отсутствия параллельности измеряемых отрезков, при этом, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояний выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками определения ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками определения ориентации.

Отличием от первого устройства является наличие, по меньшей мере, двух датчиков определения ориентации и возможная установка концов датчиков измерения расстояний на другом (втором) датчике определения ориентации.

При этом соответственно датчик определения ориентации относительно астрономических объектов может представлять собой датчик направления на Солнце и/или датчик направления на центр Земли.

При этом соответственно датчик измерения расстояния может представлять собой оптический или электромеханический, или интерференционный датчик.

Предпочтительно в одном из вариантов выполнения устройства определения ориентации космических или летательных аппаратов, чтобы оно содержало два датчика определения ориентации относительно астрономических объектов и двенадцать датчиков измерения расстояний, что позволит уменьшить погрешность определения ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов.

Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутых устройств включает

А) измерение и передачу показаний датчиков определения ориентации и датчиков измерения расстояний в блок обработки данных;

Показания с датчиков определения ориентации и датчиков измерения расстояний, измеряют и передают в блок обработки данных. Датчики определения ориентации относительно астрономического объекта определяют направление на некоторую точку соответствующего астрономического объекта (обычно на его центр) в конструкционной системе координат датчика. Дополнительно, датчики обоих типов могут выдавать оценку погрешности полученных параметров ориентации.

Б) определение значений углов ориентации датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения расстояний;

Один из возможных путей определения ориентации датчика относительно системы координат устройства состоит в следующем. На датчике определения ориентации устанавливают не менее шести датчиков измерения расстояния. Каждый датчик измерения расстояния включает в себя механический эталон длины, представляющий собой стержень из материала с малым коэффициентом теплового расширения и высокой механической жесткостью. Для уменьшения теплового расширения может быть использована термостабилизация механического эталона. Длина эталона несколько меньше измеряемого расстояния. Один из концов эталона совпадает с одним из концов датчика измерения расстояния, между вторым концом эталона и вторым концом концов датчика измерения расстояния устанавливается высокоточный датчик сдвига (емкостный, индукционный, магнитный, интерференционный и т.д.). Концы датчика шарнирно закрепляются в выбранных точках датчика определения ориентации и основания устройства или в выбранных точках двух датчиков определения ориентации. Отрезки, измеряемые датчиками измерения расстояния, установленными на одном датчике определения ориентации, не должны быть параллельны друг другу.

Для определения углов ориентации каждого датчика определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства могут использоваться следующие методы:

i) Если концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, расположены в одной плоскости, а противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, также расположены в одной плоскости, значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения математической прямой задачи кинематики платформы Стюарта, параметрами которой являются показания шести датчиков измерения расстояния, закрепленных на этом датчике определения ориентации (т.е. углы ориентации для каждого датчика определения ориентации получаются независимо по показаниям закрепленных на нем датчиков измерения расстояний) [X.S. Gao, D. Lei, Q. Liao, G.-F. Zhang, Generalized Stewart Platforms and Their Direct Kinematics. IEEE Transactions on Robotics. V. 21. P. 141-151. 2005].

ii) Если к каждому датчику определения ориентации крепятся концы шести или более датчиков измерения расстояний, а концы датчиков измерения расстояний, закрепленных на датчике определения ориентации, расположены в разных плоскостях и/или противоположные концы датчиков определения расстояний, закрепленных на основании устройства, расположены в разных плоскостях, то значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения математической обобщенной прямой задачи кинематики платформы Стюарта, параметрами которой являются показания всех датчиков измерения расстояния, закрепленных на этом датчике определения ориентации (т.е. углы ориентации для каждого датчика определения ориентации получаются независимо по показаниям закрепленных на нем датчиков измерения расстояний).

iii) Если посредством системы датчиков измерения расстояний определяются как расстояния между некоторыми датчиками определения ориентации и основанием устройств, так и расстояния между парами датчиков определения ориентации, (т.е. при использовании второго устройства), то значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения линеаризованной системы уравнений взаимного расположения датчиков определения ориентации (углы ориентации определяются одновременно для всех датчиков определения ориентации путем решения системы уравнений взаимного расположения датчиков определения ориентации). Вид этой системы зависит от конкретного взаимного расположения датчиков определения ориентации и точек крепления датчиков измерения расстояний и не может быть записана в общем виде. Для малых смещений датчиков определения ориентации относительно начального положения исходная система может быть сведена к системе линейных уравнений.

Если расстояние от датчика ориентации до основания устройства составляет 0,3 м, то для регистрации поворотов датчика на 1 угловую секунду необходимо регистрировать измерения расстояний с погрешностью не менее 1,5 мкм, для регистрации поворотов на 0,1 угловую секунду - с погрешностью не менее 150 нм. Смещения такой величины на современном уровне техники регистрируются с помощью промышленно выпускаемых датчиков смещений, например, с помощью высокоточных емкостных датчиков смещений.

Описанная конструкция датчика измерения расстояний 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.

В) преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно астрономических объектов в матрицу трехмерного поворота R_j, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j - номер датчика ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;

Датчики определения ориентации относительно астрономического объекта определяют направление на некоторую точку соответствующего астрономического объекта (обычно на его центр) в конструкционной системе координат датчика. Дополнительно, датчики обоих типов могут выдавать оценку погрешности полученных параметров ориентации.

Г) преобразование показаний датчика определения ориентации относительно астрономических объектов в единичный вектор направления на объект в конструкционной системе координат датчика V_j, где j - номер датчика определения ориентации и номер соответствующего астрономического объекта;

Д) определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства U_j по формуле

Е) получение векторов направлений, по которым определяют ориентацию космических и летательных аппаратов, на астрономические объекты в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата O_j по формуле

где K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата.

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.

Данная группа изобретений позволяет уменьшить погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат и/или относительно астрономических объектов за счет устранения систематической ошибки, связанной с изменением взаимного положения датчиков определения ориентации под действием механических, тепловых и других деформаций конструкций на которых устанавливаются датчики.

Математическое обоснование способа

Пусть устройство содержит М датчиков определения ориентации относительно космических тел, j=1…M - номера датчиков. В исходном невозмущенном состоянии устройства угловое положение j-го датчика определения ориентации относительно космических тел описывается матрицей трехмерного поворота

Показания датчиков определения ориентации относительно космических тел можно представить в виде единичного вектора V_j направления на космический объект (для протяженных объектов - на какую-то их точку, чаще всего - на центр). Погрешность датчика приводит к тому, что направление вектора V_j отличается от истинного направления на объект на малый угол ψ_j.

Матрица R_j позволяет определить координаты единичного вектора направления на j-й космический объект в конструкционной системе координат устройства по формуле

В этой системе координат направление на объект будет отклоняться от истинного направления на объект в среднем на угол

Если угол отклонения датчика определения ориентации от исходного положения α_j велик, то повышение точности датчика ориентации не будет приводить к росту точности устройства в целом. Датчики измерения расстояний, включенные с состав устройства, позволяют с некоторой погрешностью измерить отклонения датчика и определить матрицу поворота ΔR_j, являющуюся приближением матрицы

Описанный в изобретении способ предлагает подставлять в формулу (1) не R_j, a

В этом случае погрешности (углы отклонения) векторов U_j будут составлять

ПРИМЕРЫ

Пример 1. Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов

Устройство определения ориентации включает в себя основание устройства, два датчика направления на Солнце, установленные на основании, двенадцать датчиков измерения расстояний, каждый из которых измеряет расстояние между заданной точной на одном из датчиков ориентации и заданной точкой на основании устройства, и блок обработки полученных данных. Показаниями датчиков направления на Солнце являются два сферических угла, определяющих компоненты направление на Солнце в конструкционной системе координат датчика. Показания датчиков определения ориентации сопровождаются оценками погрешностей измерений. Датчики измерения расстояний включает в себя механический эталон длины и датчик смещения. Один конец датчика измерения расстояния шарнирно закреплен на датчике определения ориентации, а другой шарнирно закреплен на основании устройства. Механический эталон длины представляет собой стержень из материала с малым коэффициентом теплового расширения и высокой механической жесткостью длина которого измерена с высокой точностью. К каждому датчику ориентации крепятся концы шести датчиков измерения расстояния. При этом установка датчиков измерения расстояния выполнена таким образом, чтобы обеспечить отсутствие параллельности измеряемых отрезков.

В исходном недеформированном состоянии датчики определения ориентации занимают определенное начальное положение. Это положение определяется тремя углами Эйлера, характеризующими разворот конструкционной системы координат датчика относительно конструкционной системы координат устройства, связанной с основанием устройства. В исходном состоянии датчики измерения расстояний показывают определенные начальные расстояния между концами измеряемых ими отрезков. Изменение положения датчика ориентации относительно основания устройства приводит к измерению длин контролируемых отрезков, которое регистрируется датчиками измерения расстояний. Значения длин шести контролируемых отрезков, концы которых расположены на определенном датчике ориентации, позволяют определить (малые) изменения углов Эйлера этого датчика ориентации. Погрешности датчиков измерения расстояния должны позволять регистрировать изменения углов Эйлера не превышают нескольких угловых секунд.

Начальные значения углов Эйлера для каждого датчика ориентации и исходные длины контролируемых отрезков для всех датчиков измерения расстояний определяются в ходе предполетных калибровок устройства и запоминаются в блоке обработки данных. Коэффициенты перехода от изменения длин контролируемых отрезков к поправкам углов Эйлера вычисляются исходя из взаимного расположения элементов датчиков измерения расстояний на основании устройства и на датчиках определения ориентации (т.е. исходя из конструкции устройства), уточняются в ходе предполетных калибровок устройства и также запоминаются в блоке обработки данных.

Во время эксплуатации устройство испытывает механические и тепловые воздействия, которые приводят к деформации устройства. В результате этих деформаций датчики определения ориентации отклоняются от исходных положений. Одновременно с изменением положений датчиков меняются длины контролируемых отрезков, что приводит к изменению показаний датчиков измерения расстояний. Показания всех датчиков измерения расстояний и двух датчиков направления на Солнце измеряют и передают в блок обработки данных.

Затем, по этим показаниям с использованием коэффициентов, определенных в ходе предполетной калибровки, вычисляются поправки к углам Эйлера для каждого датчика ориентации. Поправки прибавляются к исходным углам Эйлера, что определяет текущее положение датчиков ориентации относительно основания устройства. Для каждого датчика направления на Солнце по его углам Эйлера вычисляется матрица трехмерного поворота Rj, переводящая оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где j=1 или 2 - номер датчика ориентации.

В свою очередь, показания каждого датчика направления на Солнце преобразуются в единичный вектор Vj направления на Солнце в конструкционной системе координат датчика. Затем определяется единичный вектор направления на Солнце Uj в системе конструкционных координат устройства путем перемножения вектора Vj и матрицы R по формуле

Затем выполняется вычисление векторов направления на Солнце Oj в конструкционной системе координат космического или летательного аппарата по формуле

Здесь K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата;

После завершения этих действий блок обработки данных передает вектора Oj в блок управления космического или летательного аппарата.

Пример 2. Испытания и проверки с использованием компьютерного моделирования

Перед тем как изготовить действующую систему проводятся испытания и проверка работы устройства для определения ориентации космических или летательных с использованием компьютерного моделирования. Средства компьютерного моделирования могут также использоваться как часть процесса планирования реального движения КА или ЛА в пространстве.

Для компьютерного моделирования потребуется разработать виртуальную модель устройства определения ориентации в целом, а также входящих в него датчиков направления на Солнце и двумерных датчиков измерения углов. Дополнительно нужна минимальная модель КА или ЛА, на котором установлено устройство, а также модель внешних условий (включая силовые и тепловые воздействия), позволяющая задать или определить деформации устройства.

Компьютерное моделирование используется для испытаний и проверки работоспособности устройства определения ориентации и его отдельных подсистем, а также эффективности способа его использования.

Пример 3. Испытания и проверки с использованием физического моделирования

Испытания и проверка работы устройства определения ориентации КА или ЛА выполняются с использованием физических моделей или реального оборудования для проверки результатов компьютерного моделирования. Испытания на физических моделях проводятся на специальных наземных лабораторных стендах.

Лабораторный испытательный стенд включает в себя имитаторы космических объектов, используемых в качестве ориентиров, а один или два имитатора Солнца.

Имитатор Солнца представляет собой мощный источник света с угловыми размерами 0,5°. Имитатор солнца устанавливается на подвижном кронштейне, позволяющем устанавливать его в различных точках верхней полусферы над устройством определения ориентации. Изменение положения Солнца относительно испытываемого устройства осуществляется путем перемещения имитатора.

Помимо имитаторов в состав лабораторного стенда входят устройства теплового и механического нагружения. Тепловое нагружение осуществляется путем несимметричного (одностороннего) облучения испытываемого устройства видимым или инфракрасным излучением. Для механического нагружения используется изменение положения устройства в поле тяготения Земли (наклоны устройства) и подвеска малых калиброванных грузов к различным частям устройства.

Был собран лабораторный макет устройства определения ориентации, в состав которого входили два датчика направления на Солнце, двенадцать датчиков измерения расстояний (по шесть на каждый из датчиков направления на Солнце) и блок обработки полученных данных. Макет был собран на оптическом столе, который играл роль основания устройства. Расстояния измерялись между элементами конструкций датчиков ориентации и выбранными точками на оптическом столе. На этом же столе были установлен имитатор Солнца. Положение имитатора было выбрано таким, чтобы он попадал в поля зрения обоих датчиков направления на Солнце.

Измерения показали, что случайные погрешности датчиков направления на Солнце составляют 5 угловых секунд, а взаимная ориентация этих приборов в ненагруженном состоянии сохраняется с погрешностью 1,5 угловой секунды, которая соответствует погрешности датчиков измерения расстояний. В результате в ненагруженном состоянии случайная погрешность определения направления на Солнце относительно системы координат устройства составила 6 угловых секунд.

Нагружение макета выполнялось путем подвеса к элементам конструкции малых грузов так, чтобы среднее отклонение звездных и солнечного датчика от исходного положения составляло 15 угловых секунд. В результате, в нагруженном состоянии без учета показаний датчиков измерения расстояний средняя погрешность определения направления на Солнце относительно инерциальной системы координат - 15,8 угловых секунд.

При учете показаний датчиков измерения расстояний по способу, предложенному в настоящем изобретении, погрешность определения направления на Солнце относительно системы координат устройства снизилась до 6,2 угловой секунды, что позволяет сделать вывод о достижении технического результата.

Реферат

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов. При этом каждый из указанных Д снабжён несколькими Д измерения расстояний между этим Д ориентации и основанием (не менее 6 Д), а также (в варианте) между этим Д и другим (или несколькими) Д ориентации. Шарнирное закрепление концов Д расстояний выполнено с обеспечением непараллельности измеряемых отрезков. Д расстояний включает в себя механический эталон дины и Д смещения. Учёт этих смещений (в блоке обработки данных) имеет целью исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях КА или ЛА (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости и термостабильности их конструкции. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 2 ил.

Формула