Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов

Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники, к которой относится изобретение

Группа изобретений относится к космической и авиационной технике, а именно к технологии повышения точности определения ориентации космических аппаратов (КА) и летательных аппаратов (ЛА) в инерциальной системе координат и относительно определенных небесных тел небесных тел - астрономических объектов, в частности 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 инерциальной системы координат и относительно определенных 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 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 (Всероссийская научно-техническая конференция современные проблемы определения ориентации и навигации космических аппаратов, Россия, Таруса, 22-25 сентября 2008 года, http://www.iki.rssi.ru/books/2008tarusa.pdf) (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 - 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) (см. фиг. 3).

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, три звездных датчика БОКЗ и один солнечный датчик БОКС, установленные на наружной поверхности служебного модуля «Звезда». Обработка данных ГИВУС, датчиков БОКЗ и БОКС осуществляется компьютерами бортовой системы Российского сегмента МКС.

Однако у всех 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 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 инерциальной системы координат и/или 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 инерциальной системы координат и, по меньшей мере, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенные на основании, а также, взятые на каждый датчик определения ориентации, по меньшей мере шесть датчиков измерения расстояний, и блок обработки 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 или на одном из датчиков определения ориентации, а 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.

Датчик определения ориентации относительно инерциальной системы координат может представлять собой гироскопический и/или звездный датчик.

Предпочтительно устройство содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, один датчик относительно астрономических объектов и двадцать четыре датчика измерения расстояний.

Датчики измерения расстояний могут быть выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками ориентации и основанием устройства.

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, семь датчиков измерения расстояний, взятых на датчик определения ориентации.

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.

По меньшей мере шесть датчиков измерения расстояний выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения расстояний между разными датчиками определения ориентации.

Поставленная задача решается также тем, что способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутого устройства включает следующие этапы:

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

- определение значений углов ориентации датчиков определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения расстояний, установленных на каждом датчике определения ориентации;

- преобразование полученных значений углов для датчиков определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота Pi, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где i - номер датчика ориентации;

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

- преобразование показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота S_i, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат, а погрешности показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в погрешности а матрицы трехмерного поворота S_i;

- 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

U_j=R_j×V_j;

- вычисление матрицы трехмерного поворота Q, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси инерциальной системы координат;

- 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

O_j=K×U_j,

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

- получение векторов направлений на астрономические космические объекты в инерциальной системе координат устройства E_j по формуле

E_j=Q×U_j;

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

A=K×Q.

Матрицу Q возможно вычислить по двум математическим формулам.

Матрицу Q возможно вычислить с помощью Калмановской фильтрации.

Матрицу Q возможно вычислить на основе метода «data fusion».

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.

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.

Значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют 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 - 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 представлен прототип устройства определения ориентации - солнечный датчик БОКС-01, разработанный фирмой «Оптэкс» (Россия), с двумя оптическими головками;

на фиг. 4 показана схема устройства определения ориентации.

Позициями на фигуре 4 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 инерциальной системы координат и, по меньшей мере, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов, расположенные на основании, а также, по меньшей мере по шесть датчиков измерения расстояний, взятых на каждый датчик определения ориентации и блок обработки 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.

Датчики определения ориентации, входящие в устройство, могут быть двух типов:

1) датчик(и) определения ориентации относительно инерциальной системы координат может представлять собой гироскопический (инерциальный) и/или звездный датчик(и);

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

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).

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 проведения измерений датчиками определения ориентации первого типа (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.

Результатом измерений датчиками определения ориентации второго типа (относительно астрономического объекта) служит направление на некоторую точку соответствующего космического 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 являются:

1) определение параметров разворота осей конструкционной системы координат устройства определения ориентации и конструкционной системы координат космического или летательного аппарата относительно инерциальной системы координат;

2) 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 ориентации самого космического или летательного аппарата и направлений на астрономические объекты в его системе координат 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 по меньшей мере один датчик определения ориентации относительно инерциальной системы координат и по меньшей мере один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов, таких как Солнце, Земля, Луна, Венера, Марс, Юпитер, Сатурн и т.д., расположенные на основании устройства, а также по меньшей мере по шесть датчиков измерения расстояний на каждый датчик определения ориентации и блок обработки данных.

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 расстояний шарнирно закреплен на датчике определения ориентации, а другой шарнирно закреплен на основании устройства или на одном из датчиков определения ориентации. 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.

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 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 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. датчики измерения расстояния выполнены 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. При этом 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.

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.

В таком случае предпочтительно, чтобы устройство содержало, по меньшей мере, семь датчиков измерения расстояний, взятых на датчик определения ориентации.

Предпочтительная конструкция устройства содержит три датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат, один датчик определения ориентации относительно астрономических объектов и двадцать четыре датчика измерения расстояния, что позволит уменьшить погрешность определения ориентации космического или летательного аппарата относительно астрономических объектов.

В одном из вариантов выполнения изобретения, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояний выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения расстояний между разными датчиками определения ориентации.

Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов с использованием вышеупомянутого устройства включает следующие этапы:

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 первого типа (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. Датчики определения ориентации второго типа (относительно астрономического объекта) определяют направление на некоторую точку соответствующего астрономического космического 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 датчиков определения ориентации относительно конструкционной системы координат устройства на основе показаний датчиков измерения расстояний, установленных на каждом датчике определения ориентации;

Один из возможных путей определения ориентации датчика относительно системы координат устройства состоит в следующем. На одном из датчиков определении ориентации устанавливают, по меньшей мере, шесть 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 к каждому датчику определения ориентации крепятся концы шести датчиков измерения расстояний, а противоположные их концы крепятся к основанию устройства, при этом концы датчиков измерения расстояний, закрепленные на датчике определения ориентации, лежат в одной плоскости и противоположные концы этих датчиков также лежат в одной плоскости, то углы ориентации для каждого датчика определения ориентации получаются независимо по показаниям закрепленных на нем датчиков измерения расстояний. Для этого необходимо решить математическую задачу, известную как прямая задача кинематики платформы Стюарта [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 противоположные их концы крепятся к основанию устройства, но при этом 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 каждого датчика определения ориентации получаются независимо по показаниям закрепленных на нем датчиков измерения расстояний. Для этого необходимо решить математическую задачу, известную как обобщенная прямая задача кинематики платформы Стюарта.

iii) В случае если устройство содержит, по меньшей мере, шесть датчиков измерения расстояний, которые выполнены с возможностью измерения расстояний между датчиками ориентации и основанием устройства, а остальные выполнены с возможностью измерения расстояний между разными датчиками определения ориентации, то значения углов ориентации определяются одновременно для всех датчиков определения ориентации путем решения системы уравнений взаимного расположения датчиков определения ориентации (значения углов ориентации для датчика определения ориентации определяют путем решения линеаризованной 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 инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота P_i, переводящего оси конструкционной системы координат соответствующего датчика в оси конструкционной системы координат устройства, где i - номер датчика ориентации;

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

д) преобразование показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в матрицу трехмерного поворота S_i, переводящего оси конструкционной системы координат датчика определения ориентации в оси инерциальной системы координат, а погрешности показаний датчика определения ориентации относительно инерциальной системы координат в погрешности а матрицы трехмерного поворота S_i;

е) 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;

ж) определение ориентации устройства путем получения векторов направлений на астрономические объекты в конструкционной системе координат устройства U_j по формуле U_j=R_j×V_j;

з) вычисление матрицы трехмерного поворота Q, переводящего оси конструкционной системы координат устройства в оси инерциальной системы координат;

Вычисление матрицы Q может выполняться следующими способами:

i) Если показания i-го датчика определения ориентации сопровождается оценкой погрешности измерения σ_i и величины этих погрешностей различны, то матрица Q вычисляется по формуле

где N - число датчиков ориентации в устройстве.

ii) Если погрешности датчиков примерно одинаковы, то матрица Q вычисляется по формуле

iii) Способ вычисления матрицы Q, 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.];

iv) Способ вычисления матрицы Q 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.].

и) 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

O_j=K×U_j,

где K - известная матрица трехмерного поворота, переводящего оси конструкционной системы коор