Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее

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 (гироскопические или звёздные) аппарата относительно инерциальной системы координат. На каждом из указанных Д установлено по два или более Д измерения углов между Д ориентации и основанием. Д измерения углов включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Учёт указанных углов (в блоке обработки данных) позволяет исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости их конструкции. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к космической и авиационной технике, а именно к технологии повышения точности определения ориентации космических или летательных аппаратов в инерциальной системе координат.

Уровень техники

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

Из уровня техники известно решение - прибор для звездной ориентации Hydra фирмы Sodern (Франция), в котором установлены 3 или 4 высокоточных звездных датчика ориентации с погрешностями порядка 1,5 угловой секунды и блок обработки данных (Фиг. 1 и 2).

Из уровня техники известно решение, представленное в патенте US 6272432 В1 - (опубликовано 07.08.2011, кл. G01C 21/02), в котором предложено устройство определения ориентации, включающее в себя звездный датчик ориентации и три одноосных гироскопических датчика.

Из уровня техники известно решение - распределенная система определения ориентации, установленная на Российском сегменте Международной космической станции (МКС). Она включает в себя гироскопический измеритель вектора угловой скорости (ГИВУС), установленный внутри гермоотсека МКС, и три звездных датчика БОКЗ, установленные на наружной поверхности служебного модуля «Звезда». Помимо этих датчиков система включает в себя еще датчик направления на Солнце БОКС. Обработка данных ГИВУС, датчиков БОКЗ и БОКС осуществляется компьютерами бортовой системы Российского сегмента МКС.

У некоторых из вышеперечисленных устройств определения ориентации была обнаружена проблема, связанная с высокой точностью датчиков ориентации. Наличие этой проблемы было подтверждено в ряде лабораторных и натурных экспериментов [А.В. Никитин, Б.С. Дунаев, В.А. Красиков, Механика, управление и информатика №2. С. 62-69 (2011) и А.Ю. Карелин, Ю.Н. Зыбин, В.О. Князев, А.А. Поздняков, Механика, управление и информатика №19, С. 120-128 (2015)]. Эксперименты имели следующий вид: рядом друг с другом устанавливались два или несколько звездных датчиков, оптические системы которых были направлены примерно одинаково. С этих датчиков одновременно снимались показания. Результаты экспериментов показали, что погрешность измерений каждого из датчиков в ходе всего эксперимента оставалась соответствующей их техническим характеристикам (т.е. 1-3 секунды дуги), но их взаимная ориентация изменялась на несколько угловых секунд, а некоторых экспериментах на 10-20 угловых секунд. Наиболее вероятной причиной этих отклонений являются тепловые деформации и механические воздействия. Результаты экспериментов означают, что устройства определения ориентации, содержащие датчики с погрешностями меньше 3-5 угловых секунд, выдают неверные показания с существенной систематической ошибкой из-за недостаточной механической жесткости конструкций, на которых установлены датчики.

Известен способ решения этой проблемы за счет повышения жесткости конструкций. Такое решение позволяет уменьшить величину описанной систематической ошибки, но приводит к существенному увеличению массы устройства определения ориентации, что во многих космических и летательных аппаратах является неприемлемым. При ожидаемом в ближайшие десятилетия переходе к датчикам определения ориентации с субсекундными погрешностями решение указанной проблемы за счет увеличения жесткости механической конструкции оказывается совершенно неэффективным.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является снижение погрешности определения ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат.

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

Поставленная задача решается тем, что способ определения ориентации космических или летательных аппаратов включает:

- определение ориентации каждого датчика ориентации относительно конструкционной системы координат устройства, посредством измерения углов между конструкционными системами координат каждого из датчиков и устройства с помощью датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации,

- передачу показаний углов ориентации каждого датчика относительно устройства в блок обработки данных;

- преобразование полученных значений углов в матрицу Pi трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства;

- определение ориентации датчиков ориентации относительно инерциальной системы координат путем снятия показателей ориентации с упомянутых датчиков определения ориентации,

- передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных,

- преобразование показаний каждого из датчиков определения ориентации в матрицу трехмерного поворота Si, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат,

- получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат по формуле: ,

где N - число датчиков определения ориентации в устройстве,

i - номер датчика ориентации;

- определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, которую вычисляют по формуле:

А=Q×К,

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

Поставленная задача решается тем, что устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов содержит расположенные на основании устройства по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, а также по меньшей мере по два датчика измерения углов, расположенные на каждом датчике определения ориентации и блок обработки данных, при этом датчик измерения углов включает источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент, при этом источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства, а отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации с обеспечением приема отраженного от отражающего элемента пучка излучения, при этом для датчиков измерения углов, установленных на конкретном датчике определения ориентации, установка их упомянутых конструктивных элементов осуществлена с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.

Датчики определения ориентации относительно инерциальной системы координат могут представлять собой гироскопические (инерциальные) и/или звездные датчики.

Датчики измерения углов могут представлять собой оптические, или электромеханические, или интерференционные датчики.

Предпочтительно устройство содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат и шесть датчиков измерения углов.

Часть датчиков измерения углов измеряют углы между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между разными датчиками ориентации в составе устройства.

Краткое описание чертежей

Изобретение поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 представлен прототип устройства определения ориентации - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с тремя оптическими головками;

на фиг. 2 представлен прототип устройства определения ориентации - звездный датчик Hydra фирмы Sodern (Франция) с четырьмя оптическими головками;

на фиг. 3 показана схема устройства определения ориентации.

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

Осуществление изобретения

Устройство (система) определения ориентации космического или летательного аппарата содержит по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, по меньшей мере по два датчика измерения углов на каждый датчик определения ориентации и блок обработки данных. Конструктивно устройство определения ориентации может представлять собой моноблок - единое устройство или быть распределенным устройством, части которого устанавливаются в различных местах космического или летательного аппарата. Датчики определения ориентации закреплены в конструкции устройства определения ориентации, но из-за механических, тепловых и других нагрузок могут отклоняться от штатного положения на небольшие углы.

Датчик измерения углов включает источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент. Источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства определения ориентации космического или летательного аппарата. Отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации, обеспечивая прием отраженного от отражающего элемента пучка излучения.

Для датчиков измерения углов, установленных на конкретном датчике определения ориентации, установка их упомянутых конструктивных элементов (источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент) осуществлена с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.

В случае наличия нескольких датчиков измерения углов на устройстве часть датчиков измерения углов могут измерять углы между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между разными датчиками ориентации в составе устройства.

Датчиком определения ориентации относительно инерциальной системы координат могут быть гироскопические (инерциальные) и/или звездные датчики.

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

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 проведения измерений датчиками определения ориентации относительно инерциальной системы координат служат параметры разворота осей конструкционной системы координат датчика относительно инерциальной системы координат. Эти параметры могут быть представлены в виде трех углов Эйлера, кватерниона поворота, матрицы трехмерного поворота и т.п. Все эти представления содержат три независимых параметра и любое из них может быть получено из других.

Результатами функционирования устройства определения ориентации являются параметры разворота осей конструкционной системы координат устройства определения ориентации относительно инерциальной системы координат.

Для определения ориентации самого космического или летательного аппарата необходимо знать матрицу перехода между конструкционными системами координат устройства определения ориентации и космического аппарата. Эта матрица либо считается неизменной за время функционирования космического или летательного аппарата и известной (она определяется при монтаже устройства определения ориентации на борт), либо определяется и контролируется бортовыми системами аппарата, не относящимися к устройству определения ориентации, а ее значение передается в блок обработки данных устройства.

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

Однако, как показали (указанные выше) испытания, механическая жесткость конструкций позволяет удерживать взаимную ориентацию датчиков внутри устройства определения ориентации с погрешностью не менее 3-5 угловых секунд. Если в устройстве определения ориентации устанавливаются более точные датчики, то механические и тепловые деформации конструкций устройства вызывают систематическую ошибку величиной 3-5 угловых секунд или больше. Сегодня такой малой погрешностью обладают наиболее точные гироскопы, а также звездные датчики ориентации. В ближайшие десятилетия ожидается появление датчиков определения ориентации с погрешностями около 0,1 угловой секунды. Для таких датчиков удержание взаимного положения датчиков в устройстве за счет жесткости механических конструкций будет совершенно недостаточным.

Таким образом, для решения поставленной задачи устройство определения ориентации, содержащее несколько датчиков определения ориентации одинакового или разных типов, также содержит дополнительные датчики измерения углов, которые в реальном времени будут определять разворот (ориентацию) систем координат датчиков относительно друг друга или относительно конструкционной системы координат устройства определения ориентации. Знание реальной геометрической конфигурации устройства определения ориентации (т.е. угловое положение входящих в нее датчиков определения ориентации) позволяет на основе показаний датчиков определить ориентацию устройства с погрешностью, близкой к погрешности входящих в нее датчиков.

Для корректного функционирования устройства определения ориентации необходимо знать только разворот датчиков определения ориентации относительно системы координат устройства, их линейное перемещение не изменяет показания датчиков определения ориентации и не сказывается на результате функционирования устройства. Поэтому нам важно только угловое положение датчиков определения ориентации относительно устройства. Эти углы измеряются с помощью датчиков измерения углов.

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

Тип датчиков измерения углов не имеет значения. Могут использоваться механические, интерференционные, электромеханические (емкостные, магнитные, индуктивные и т.д.), оптические и другие типы датчиков измерения углов, обладающих необходимой величиной погрешности. На выбор типа датчика могут повлиять требования функционирования в космических или полетных условиях, массогабаритные или энергозатратные ограничения, а также влияние датчиков на другую бортовую аппаратуру.

Для измерения могут быть выбраны углы между отдельным датчиком определения ориентации и референсной частью устройства ориентации (например, основанием устройства), в этом случае по результатам этих измерений непосредственно определяется разворот системы координат этого датчика относительно системы координат устройства. Другой вариант определения ориентации датчиков в системе координат устройства определения ориентации состоит в измерении как углов между датчиками и референсной частью устройства определения ориентации, так и между парами датчиков. При этом измерение углов относительно референсной части устройства определения ориентации должно быть выполнено хотя бы для одного датчика определения ориентации. На основе полученного набора измерения углов определяется разворот системы координат каждого из датчиков относительно системы координат устройства определения ориентации.

Предпочтительно, чтобы устройство содержало три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат и шесть датчиков измерения углов.

Осуществление способа определения ориентации космических или летательных аппаратов включает следующие этапы:

а) определение ориентации каждого датчика ориентации относительно конструкционной системы координат устройства (т.е. направления осей конструкционной системы координат каждого из датчиков относительно конструкционной системы координат устройства), посредством измерения углов между конструкционными системами координат каждого из датчиков и устройства с помощью датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации;

Один из возможных путей определения ориентации датчика относительно системы координат устройства состоит в следующем. На датчике определения ориентации устанавливают два отражательных элемента (зеркала, отражательные призмы и т.п.). На основании устройства определения ориентации устанавливают два источника излучения (лазеры, лазерные диоды и др.), испускающих узкие коллимированные пучки излучения («лучи»), и два двумерных координатно-чувствительных приемника излучения (например, матричные ПЗС или КМОП приемники излучения. ПЗС - прибор с зарядовой связью или КМОП матрицы - комплементарный металл-окисел полупроводник). Луч от первого источника излучения направляют так, чтобы он попадал на первый отражательный элемент, а после отражения от него падал примерно в центр первого приемника излучения. Аналогично второй луч отражается от второго отражательного элемента и попадает в примерно центр второго приемника излучения. При изменении углового положения датчика определения ориентации точки попадания лучей на приемники излучения смещаются. Если расстояние от отражательного элемента до приемника излучения составляет 0,3 м, то поворот датчика на 1 угловую секунду приводит к смещению изображения луча на 1,5 мкм. Это смещение составляет 1/10-1/3 пикселя промышленно выпускаемых ПЗС и КМОП матриц и легко регистрируется при современном уровне техники.

Если плоскости, которые задают лучи (до и после отражения) не параллельны друг другу, то по смещению изображения двух лучей на двух координатно-чувствительных приемниках излучения можно определить изменения всех трех параметров ориентации датчика относительно системы координат устройства определения ориентации.

Описанная конструкция датчика измерения углов предназначена для регистрации малых смещений датчиков определения ориентации относительно некоторого начального положения, что полностью соответствует решению поставленной задачи. Положения датчиков задаются конструкцией устройства определения ориентации, начальные значения параметров ориентации датчиков определяются при сборке устройства.

б) передачу показаний углов ориентации каждого датчика относительно устройства в блок обработки данных;

в) преобразование полученных значений углов в матрицу Pi трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где i - номер датчика ориентации;

г) определение ориентации датчиков ориентации относительно инерциальной системы координат путем снятия показателей ориентации с упомянутых датчиков определения ориентации;

Датчики определения ориентации относительно инерциальной системы координат определяют параметры ориентации датчика относительно инерциальной системы координат. Эти параметры могут быть представлены несколькими эквивалентными способами, например в виде матрицы трехмерного поворота, который переводит оси конструкционной системы координат в оси инерциальной системы координат. Дополнительно, датчики ориентации типов могут выдавать оценку погрешности полученных параметров ориентации.

д) передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных;

е) преобразование показаний каждого из датчиков определения ориентации в матрицу трехмерного поворота Si, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат, где i - номер датчика ориентации;

ж) получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат по формуле: ,

где N - число датчиков определения ориентации в устройстве.

Один из способов вычисления использует следующую формулу

,

где N - число датчиков ориентации в устройстве. Эта формула используется, если погрешности измерений датчиков неизвестны, но примерно равны друг другу. Если результатом работы датчиков являются как значения измеряемых параметров, так и их погрешности σi, то матрица Q вычисляется по формуле

.

Другими возможными способами вычисления ориентации устройства определения ориентации относительно инерциальной системы координат (т.е. матрицы Q) могут быть:

ж1) способ, основанный на Калмановской фильтрации [Zhang Н., Sang Н., Shen X., Adaptive Federated Kalman Filtering Attitude Estimation Algorithm for Double-FOV Star Sensor, Journal of Computational Information Systems 6:10 (2010) 3201-3208];

ж2) способ на основе метода «data fusion» [Chiang Y.-T., Chang F.R., Wang L.S., Jan Y.W., Ting L.H., Data fusion of three attitude sensors, SICE 2001. Proceedings of the 40th SICE Annual Conference. International Session Papers, P. 234-239 (2001) и Uhlmann J. K., General Data Fusion for Estimates with Unknown Cross Covariances, Society of Photo-Optical Instrumentation Engineers (SPIE) Conference Series, V. 2755, 1996, P. 536-547];

з) определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, которую вычисляют по формуле

А=Q×К,

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

Для вычисления матрицы ориентации или летательного космического аппарата относительно инерциальной системы координат А необходимо матрицу ориентации устройства определения ориентации Q умножить на матрицу поворота К, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси конструкционной системы координат космического или летательного аппарата

A=Q×К.

Матрица К считается известной или передается устройству определения ориентации бортовыми системами аппарата, на котором установлено устройство. Информация о матрице поворота К зависит от того, на какой именной аппарат и в какое его место установлено устройство, причем эта матрица не может быть автономно определена собственными средствами устройства определения ориентации. Поэтому последнее действие не является типичным для устройств определения ориентации и на большинстве космических и летательных аппаратов выполняется средствами бортовых систем.

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

1. Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов, включающий:

- определение ориентации каждого датчика ориентации относительно конструкционной системы координат устройства определения ориентации указанных аппаратов посредством измерения углов между конструкционными системами координат каждого из датчиков ориентации и данного устройства с помощью датчиков измерения углов, установленных на каждом датчике определения ориентации;

- передачу показаний каждого датчика измерения углов об ориентации датчика ориентации относительно устройства в блок обработки данных;

- преобразование полученных значений углов в матрицу Pi трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы координат датчика в оси конструкционной системы координат устройства;

- определение ориентации датчиков ориентации относительно инерциальной системы координат путем снятия показателей ориентации с упомянутых датчиков определения ориентации;

- передачу показаний датчиков ориентации в блок обработки данных;

- преобразование показаний каждого из датчиков определения ориентации в матрицу трехмерного поворота Si, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат;

- получение матрицы Q трехмерного поворота системы координат устройства относительно инерциальной системы координат по формуле: (ΣSi×Pi)/N,

где N - число датчиков определения ориентации в устройстве,

i - номер датчика ориентации;

- определение ориентации космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат в форме матрицы А, которую вычисляют по формуле:

А=Q×K,

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

2. Устройство определения ориентации космических или летательных аппаратов, содержащее расположенные на основании устройства по меньшей мере два датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, а также по меньшей мере по два датчика измерения углов, расположенные на каждом датчике определения ориентации, и блок обработки данных, при этом датчик измерения углов включает источник излучения, приемник излучения и отражающий элемент, при этом источник излучения и приемник излучения установлены на основании устройства, а отражающий элемент установлен на датчике определения ориентации с обеспечением приема отраженного от отражающего элемента пучка излучения, при этом для датчиков измерения углов, установленных на конкретном датчике определения ориентации, установка их упомянутых конструктивных элементов осуществлена с обеспечением отсутствия параллельности плоскостей, определяемых падающим и отраженным пучком излучения.

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что датчики определения ориентации относительно инерциальной системы координат представляют собой гироскопические и/или звездные датчики.

4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что датчики измерения углов представляют собой оптические, или электромеханические, или интерференционные датчики.

5. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что устройство содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат и шесть датчиков измерения углов.

6. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что часть датчиков измерения углов измеряют углы между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные - между разными датчиками ориентации в составе устройства.



 

Похожие патенты:

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 КА относительно астрономических объектов.

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.

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.

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 (гироскопические или звёздные) аппарата относительно инерциальной системы координат.

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.

Изобретение относится к оборудованию, применяемому при кратковременных экспериментальных исследованиях движения мобильных машин, например, при оценке устойчивости, управляемости, во время которого изменяется курсовой угол.

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 КА относительно астрономических объектов.

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.

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 (гироскопические или звёздные) аппарата относительно инерциальной системы координат.

Изобретение относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА) с силовыми гироскопами (СГ) и солнечными батареями (СБ), установленными на взаимно противоположных сторонах КА.

Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат включает в себя определение силы, действующей на рабочую поверхность от давления поглощённого и отражённого света.

Группа изобретений относится к космической технике. В способе контроля нештатных ситуаций на пилотируемом КА определяют параметры относительного положения излучателей инфракрасных импульсных сигналов, размещенных на подвижных частях космонавтов, осуществляют измерение параметров, определяют значения координат местоположений излучателей инфракрасных импульсных сигналов в системе координат КА, определяют параметры текущего положения космонавтов, перемещаемых элементов относительно КА, осуществляют определение необходимых для выполнения операций на КА в случае выявления нештатной ситуации с учетом значений параметров текущего и прогнозируемого положения космонавтов.

Группа изобретений относится к космической технике. В способе определения положения объекта преимущественно относительно КА определяют параметры относительного положения излучателей инфракрасных импульсных сигналов, осуществляют формирование управляющих воздействий на излучатели, осуществляют измерение параметров, генерируемых позиционно-чувствительными детекторами инфракрасного излучения.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает ориентацию КА и стабилизацию в инерциальной системе координат (ИСК) его строительной оси, ближайшей к оси максимального момента инерции.

Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Согласно способу при совпадении направления на Солнце с плоскостью орбиты КА совмещают строительную ось КА, отвечающую его максимальному моменту инерции, с этим направлением.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов, преимущественно пико- и наноспутников (класса CubeSat). Способ осуществляется устройством, включающим в себя оптическую систему с фотоприемниками каналов тангажа и рысканья, а также средство определения отклонения продольной оси наноспутника от местной вертикали. Это отклонение устанавливается по анализу изображений линии горизонта планеты (Земли) группой фотоприемников, размещенных на боковых гранях корпуса наноспутника. Техническим результатом является создание легкого малогабаритного построителя местной вертикали с низким энергопотреблением и точностью, сравнимой с инфракрасными построителями местной вертикали. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических и авиационных летательных аппаратов с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики ориентации аппарата относительно инерциальной системы координат. На каждом из указанных Д установлено по два или более Д измерения углов между Д ориентации и основанием. Д измерения углов включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Учёт указанных углов позволяет исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости их конструкции. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх