RU2669164C1 - Method for calibration of microacceleration sensor in space flight - Google Patents
Method for calibration of microacceleration sensor in space flight Download PDFInfo
- Publication number
- RU2669164C1 RU2669164C1 RU2017127636A RU2017127636A RU2669164C1 RU 2669164 C1 RU2669164 C1 RU 2669164C1 RU 2017127636 A RU2017127636 A RU 2017127636A RU 2017127636 A RU2017127636 A RU 2017127636A RU 2669164 C1 RU2669164 C1 RU 2669164C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- sensor
- pulse
- calibration
- orbit
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 23
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 17
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 14
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 10
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 4
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 4
- 244000309464 bull Species 0.000 description 2
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при тарировке датчика микроускорений на космическом аппарате (КА) в условиях космического полета.The invention relates to space technology and can be used for calibration of the microacceleration sensor on a spacecraft (SC) in space flight conditions.
Для измерения ускорений используются специальные датчики и приборы - акселерометры. В процессе их использования вследствие различных причин происходит ухудшение точности измерений и появляется необходимость установления величины погрешности прибора, т.е. его тарировка. Такая задача возникает и перед началом использования прибора.To measure accelerations, special sensors and devices - accelerometers are used. In the process of their use, due to various reasons, the accuracy of measurements deteriorates and it becomes necessary to establish the value of the error of the device, i.e. its calibration. This problem arises before using the device.
Известен способ тарировки датчиков ускорений - акселерометров, реализуемый устройством для создания нормированных ускорений при поверке акселерометров (патент РФ RU 2393488 С1, 27.06.2010 Бюл. №18). Данный способ обеспечивает выполнение тарировки датчиков и позволяет исключить волновые процессы и получить необходимый закон изменения ускорения. Недостатком данного способа является то, что он не в полной мере обеспечивает выполнение тарировки датчиков в диапазоне ускорений, возникающих на КА в условиях космического полета.There is a method of calibration of acceleration sensors - accelerometers, implemented by a device for creating normalized accelerations during calibration of accelerometers (RF patent RU 2393488 C1, 06.27.2010 Bull. No. 18). This method ensures calibration of the sensors and eliminates wave processes and obtain the necessary law of change in acceleration. The disadvantage of this method is that it does not fully ensure the calibration of the sensors in the range of accelerations that occur on the spacecraft in space flight conditions.
Известен способ тарировки датчика микроускорений, основанный на сопоставлении измерений с калиброванными значениями и определении погрешностей в измерениях датчика микроускорений (патент США US 3779065 А, 18.12.1973). В данном способе тарировка датчиков осуществляется путем воздействия на датчик бойком с последующим измерением воздействия и фиксированием показаний датчика.A known method of calibrating a microacceleration sensor, based on a comparison of measurements with calibrated values and determination of errors in the measurements of the microacceleration sensor (
На КА в штатных условиях космического полета возникают обычно малые ускорения, значение которых не превышает 10-3 g, где g=9,8 м/с2 (М.Ю. Беляев. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях», М.: «Машиностроение», 1984). Точное измерение таких ускорений является весьма сложной технической задачей и для ее решения используются различные датчики микроускорений (Д.М. Климов, В.И. Полежаев, М.Ю. Беляев, А.И. Иванов, С.Б. Рябуха, В.В. Сазонов. «Проблемы и перспективы использования невесомости в экспериментах на орбитальных станциях». РКТ, серия 12, выпуск 1-2, 2011). В процессе полета возникают неизбежные погрешности в показаниях используемых датчиков и появляется необходимость выполнения их тарировки.On spacecraft under normal conditions of space flight, usually small accelerations occur, the value of which does not exceed 10 -3 g, where g = 9.8 m / s 2 (M.Yu. Belyaev. “Scientific experiments on spacecraft and orbital stations”, M .: "Mechanical Engineering", 1984). Accurate measurement of such accelerations is a very difficult technical task and various microacceleration sensors are used to solve it (D.M. Klimov, V.I. Polezhaev, M.Yu. Belyaev, A.I. Ivanov, S. B. Ryabukha, V. V. Sazonov. “Problems and Prospects of the Use of Zero Gravity in Experiments at Orbital Stations.” RCT,
Известен способ тарировки датчика микроускорений в космическом полете (патент РФ RU 2583882 С1, 10.05.2016 Бюл. №13 - прототип), согласно которому фиксируют в связанной с КА системе координат вектор, определяющий положение датчика микроускорений, измеряют угловую скорость КА и его угловое ускорение, определяют угловое положение и орбиту КА, по изменению орбиты КА и определенному его угловому положению оценивают плотность атмосферы на высоте полета КА и ускорение его торможения, по предложенной формуле определяют калиброванное значение микроускорения и погрешность в измерениях датчика микроускорений определяют в результате сопоставления измеренного датчиком значения с упомянутым калиброванным значением микроускорения. Способ-прототип обеспечивает возможность тарировка датчика микроускорений в требуемом диапазоне ускорений малой величины, характерных для условий космического полета.There is a method of calibrating a microacceleration sensor in space flight (RF patent RU 2583882 C1, 05/10/2016 Bull. No. 13 - prototype), according to which the vector determining the position of the microacceleration sensor is connected with the spacecraft, the angular velocity of the spacecraft and its angular acceleration are measured , determine the angular position and orbit of the spacecraft, by changing the orbit of the spacecraft and its defined angular position, evaluate the density of the atmosphere at the altitude of the spacecraft and the acceleration of its deceleration, using the proposed formula, determine the calibrated value of the micro accelerator The values and the error in the measurements of the microacceleration sensor are determined by comparing the value measured by the sensor with the aforementioned calibrated microacceleration value. The prototype method provides the ability to calibrate the microacceleration sensor in the desired range of small accelerations typical of space flight conditions.
К недостаткам способа-прототипа относится то, что для тарировки необходимо включить в программу полета КА специальные полетные операции - дополнительные по отношению с штатной программе полета КА, - в ходе которых требуемым образом изменяются угловые скорость и ускорение КА, при этом необходимо выполнить высокоточное измерение требуемых параметров, включая текущие угловые скорость и ускорение КА, текущее угловое положение КА относительно орбитальной системы координат, текущее значение баллистического коэффициента КА, текущее значение плотности атмосферы на высоте полета КА и т.д.The disadvantages of the prototype method include the fact that for calibration it is necessary to include special flight operations in the spacecraft flight program — additional in relation to the regular spacecraft flight program — during which the angular velocity and acceleration of the spacecraft are changed in the required way, while it is necessary to perform a high-precision measurement of the required parameters, including the current angular velocity and acceleration of the spacecraft, the current angular position of the spacecraft relative to the orbital coordinate system, the current value of the ballistic coefficient of the spacecraft, the current value the density of the atmosphere at an altitude of spacecraft flight, etc.
Возможность выполнения необходимых бортовых измерений определяется составом и техническими характеристиками бортовой измерительной аппаратуры КА, поэтому для использования способа-прототипа необходимо наличие на КА соответствующей измерительной аппаратуры.The ability to perform the necessary on-board measurements is determined by the composition and technical characteristics of the spacecraft on-board measuring equipment, therefore, to use the prototype method, the corresponding measuring equipment must be available on the spacecraft.
Таким образом, реализация способа-прототипа требует определенных затрат (финансовых, ресурсных, организационных, управленческих), связанных с обеспечением КА необходимым составом высокоточной измерительной аппаратуры и включением в программу полета КА специальных полетных операций тарировки.Thus, the implementation of the prototype method requires certain costs (financial, resource, organizational, managerial) associated with providing the spacecraft with the necessary composition of high-precision measuring equipment and the inclusion of special flight calibration operations in the spacecraft flight program.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является выполнение тарировки размещенного на КА датчика микроускорений в условиях штатного космического полета.The problem to which the present invention is directed is to calibrate a microacceleration sensor located on a spacecraft in a standard space flight.
Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в снижении затрат на выполнение тарировки (повышении эффективности выполнения тарировки) датчика микроускорений в полете за счет обеспечения возможности тарировки датчика микроускорений при реализации штатных полетных операций коррекции орбиты КА.The technical result achieved by the implementation of the present invention is to reduce the cost of performing calibration (improving the efficiency of calibration) of the microacceleration sensor in flight by providing the ability to calibrate the microacceleration sensor during regular flight operations to correct the spacecraft’s orbit.
Технический результат достигается тем, что в способе тарировки датчика микроускорений в условиях космического полета, включающем воздействие заданной величины на датчик микроускорений, запоминание показаний датчика и сравнение расчетных данных и данных, полученных по показаниям датчика, дополнительно воздействие на жесткозакрепленный на КА датчик микроускорений выполняют путем приложения к КА калибровочного импульса посредством включения двигательной установки КА, до и после интервала приложения калибровочного импульса измеряют параметры орбиты КА, по изменению параметров орбиты КА определяют фактическое значение приложенного к КА импульса, по показаниям датчика определяют значения микроускорений на интервале приложения калибровочного импульса, производят сравнение величины импульса, определенной по показаниям датчика на интервале приложения калибровочного импульса, с фактическим значением приложенного калибровочного импульса, определенным по изменению параметров орбиты КА, и по результатам данного сравнения осуществляют тарировку датчика.The technical result is achieved by the fact that in the method of calibrating the microacceleration sensor in space flight, including the action of a given value on the microacceleration sensor, storing the sensor readings and comparing the calculated data and data obtained from the sensor, additionally, the microacceleration sensor is fixed on the spacecraft by applying to the spacecraft of the calibration pulse by turning on the propulsion system of the spacecraft, before and after the interval of application of the calibration pulse is measured parameters of the SC orbit, by changing the parameters of the SC orbit, determine the actual value of the pulse applied to the SC, according to the readings of the sensor, determine the values of microaccelerations in the interval of application of the calibration pulse, compare the value of the pulse determined from the readings of the sensor in the interval of application of the calibration pulse with the actual value of the applied calibration pulse determined by changing the parameters of the orbit of the spacecraft, and according to the results of this comparison carry out calibration of the sensor.
Изобретение поясняется иллюстрацией, на которой представлены графики, отображающие данные по орбите МКС на двух последовательных витках для двух вариантов орбиты: вариант 1 - с выдачей между первым и вторым витками импульса коррекции орбиты, вариант 2 - без импульса.The invention is illustrated by an illustration, which presents graphs displaying the ISS orbit data in two consecutive turns for two orbit options: option 1 - with the generation of an orbit correction pulse between the first and second turns, option 2 - without a pulse.
Поясним предложенные в способе действия.Let us explain the proposed method of action.
Как правило установленные на КА датчики микроускорений жесткозакреплены на корпусе КА. Например, на международной космической станции (МКС) размещенные на ней датчики микроускорений ИМУ, ИМУ-Ц, MAMS, SAMS являются стационарными, т.е. жестко закрепляются на различных модулях российского и американского сегментов МКС. Для выполнения тарировки переносного датчика микроускорений он предварительно жестко закрепляется на корпусе КА.As a rule, microacceleration sensors mounted on a spacecraft are rigidly mounted on the spacecraft body. For example, at the International Space Station (ISS) the IMU, IMU-C, MAMS, SAMS microacceleration sensors placed on it are stationary, i.e. rigidly fixed on various modules of the Russian and American ISS segments. To perform calibration of the portable microacceleration sensor, it is previously rigidly fixed to the spacecraft body.
В полете КА его орбита формируется путем выполнения маневров КА. Например, программа маневров такого КА как МКС составляется исходя из требований обеспечения функционирования МКС - запуска и возвращения экипажей, приема грузовых кораблей, уклонения от осколков, поддержания высоты орбиты в требуемом диапазоне значений и т.д. Дальнейшие действия способа осуществляются на фоне выполнения штатной полетной операции коррекции орбиты КА.In spacecraft flight, its orbit is formed by performing spacecraft maneuvers. For example, the maneuver program of such a spacecraft as the ISS is compiled on the basis of the requirements for ensuring the functioning of the ISS — launch and return of crews, reception of cargo ships, evasion from fragments, maintaining the orbit altitude in the required range of values, etc. Further actions of the method are carried out against the background of a regular flight operation of the correction of the orbit of the spacecraft.
Выполнение полетной операции коррекции орбиты КА осуществляется посредством включения двигательной установки КА, в результате чего к КА прикладывается необходимый расчетный импульс. В приложении к решаемой задаче тарировки любой приложенный к КА импульс рассматриваем как калибровочный. Поскольку датчик микроускорений жесткозакреплен на корпусе КА, то данный калибровочный импульс воздействует на указанный датчик.The flight operation of the correction of the spacecraft’s orbit is carried out by turning on the propulsion system of the spacecraft, as a result of which the necessary calculated impulse is applied to the spacecraft. In the appendix to the calibration problem to be solved, we consider any impulse applied to the spacecraft as a calibration one. Since the microacceleration sensor is rigidly fixed on the spacecraft body, this calibration pulse acts on the specified sensor.
До и после интервала приложения калибровочного импульса измеряют параметры орбиты КА.Before and after the interval of application of the calibration pulse, the spacecraft orbit parameters are measured.
По изменению параметров орбиты КА определяют фактическое значение приложенного к КА импульса.By changing the parameters of the SC orbit, the actual value of the pulse applied to the SC is determined.
По показаниям датчика определяют значения микроускорений на интервале приложения калибровочного импульса.According to the sensor readings, the values of microaccelerations in the interval of application of the calibration pulse are determined.
Производят сравнение величины импульса, определенной по показаниям датчика на интервале приложения калибровочного импульса, с фактическим значением приложенного калибровочного импульса, определенным по изменению параметров орбиты КА. По результатам данного сравнения осуществляют тарировку датчика. Например, сопоставление полученного значения калибровочного импульса с величиной импульса, определенной по показаниям датчика, позволяет определить погрешность в измерениях датчика путем расчета поправочного коэффициента, равного отношению величины импульса, определенной по показаниям датчика на интервале приложения калибровочного импульса, с фактическим значением приложенного калибровочного импульса, определенным по изменению параметров орбиты КА.A comparison is made of the magnitude of the pulse determined by the readings of the sensor in the interval of application of the calibration pulse with the actual value of the applied calibration pulse determined by the change in the parameters of the orbit of the spacecraft. Based on the results of this comparison, the sensor is calibrated. For example, comparing the obtained value of the calibration pulse with the value of the pulse determined by the sensor readings allows you to determine the error in the sensor measurements by calculating the correction factor equal to the ratio of the pulse value determined by the sensor readings in the interval of application of the calibration pulse with the actual value of the applied calibration pulse, determined by changing the parameters of the orbit of the spacecraft.
В качестве примера рассмотрим возможность применения предложенного способа для тарировки датчика микроускорений на КА типа МКС.As an example, we consider the possibility of applying the proposed method for calibrating a microacceleration sensor on a spacecraft of the ISS type.
Для обеспечения функционирования МКС (запуска и возвращения экипажей, приема грузовых кораблей, уклонения от осколков и т.д.) и поддержание необходимой высоты полета МКС регулярно выполняются коррекции орбиты (маневры) МКС. Маневры МКС всегда выполняются на подъем орбиты и реализуются средствами служебного модуля или средствами пристыкованных к станции транспортных грузовых кораблей (ТГК) «Прогресс», при этом величина импульса маневра выбирается, как правило, в пределах от 0,3 до 1, 5 м/сек при продолжительности импульса от десятков до сотен секунд (в зависимости от величины импульса и средств его реализации). Например, при высоте орбиты МКС порядка 400 км импульс маневра МКС ΔVимп≈0.6 м/с обеспечивает подъем (увеличение высоты) орбиты на величину ΔН≈1,1 км; импульс маневра МКС ΔVимп≈1.3 м/с обеспечивает подъем орбиты на величину ΔН≈2,3 км.To ensure the functioning of the ISS (launch and return of crews, reception of cargo ships, evasion from fragments, etc.) and maintaining the necessary altitude of the ISS, the orbit (maneuvers) of the ISS are regularly performed. ISS maneuvers are always carried out to lift the orbit and are implemented by means of the service module or by means of the Progress transport cargo ships docked to the station, while the magnitude of the maneuver pulse is selected, as a rule, in the range from 0.3 to 1.5 m / s with a pulse duration of tens to hundreds of seconds (depending on the magnitude of the pulse and the means of its implementation). For example, at the ISS orbit altitude of about 400 km, the ISS maneuver impulse ΔV imp ≈0.6 m / s provides the rise (increase in altitude) of the orbit by ΔН≈1.1 km; The ISS maneuver impulse ΔV imp ≈1.3 m / s provides the orbit rise by ΔН≈2.3 km.
При выполнении импульса на МКС возникают ускорения от 10-3 g (10-2 м/с2) до 10-2g (0,1 м/с2), g=9,8 м/с2, которые должны находиться в зоне чувствительности тарируемого датчика. Отметим, что данный уровень ускорений доступен измерению такими используемыми на МКС датчиками микроускорений как ИМУ, ИМУ-Ц, MAMS, SAMS. По показаниям тарируемого датчика микроускорений рассчитывается расчетная величина импульса ΔVрасч.датч, определяемая по показаниям датчика микроускорений на интервале приложения импульса.When performing a pulse on the ISS, accelerations arise from 10 -3 g (10 -2 m / s 2 ) to 10 -2 g (0.1 m / s 2 ), g = 9.8 m / s 2 , which should be in sensitivity zone of the calibrated sensor. Note that this level of acceleration is available for measurement by micro acceleration sensors used on the ISS such as IMU, IMU-C, MAMS, SAMS. Based on the readings of the calibrated microacceleration sensor, the calculated pulse value ΔV is calculated , calculated based on the readings of the microacceleration sensor on the pulse application interval.
Измерение параметров орбиты МКС, выполняемое с использованием имеющихся штатных навигационных средств (средств радиоконтроля орбиты и средств навигационных спутниковых систем GPS и ГЛОНАСС), позволяет определить местоположение МКС с точностью до единиц метров. По измерениям местоположения МКС на витках до и после выдачи импульса коррекции орбиты определяется скорость МКС перед моментом начала выдачи импульса маневра и скорость МКС после окончания выдачи импульса маневра, по которым определяется фактическое приращение скорости МКС за интервал времени импульса маневра ΔVфакт.имп с точностью 10-3 м/с.Measurement of the ISS orbit parameters, carried out using available standard navigation aids (orbit radio monitoring means and GPS and GLONASS navigation satellite systems), allows you to determine the location of the ISS with an accuracy of units of meters. From the measurements of the location of the ISS on the turns before and after the issuance of the orbit correction pulse, the ISS speed is determined before the start of the maneuver pulse and the ISS speed after the end of the maneuver pulse, which determines the actual increment of the ISS speed for the maneuver pulse time interval ΔV actual.imp with accuracy 10 -3 m / s.
В качестве иллюстрации приведен пример данных по орбите МКС на двух последовательных витках для двух вариантов орбиты: вариант 1 - с выдачей между первым и вторым витками импульса коррекции орбиты ΔVимп=1 м/с и вариант 2 - без импульса.As an illustration, an example of the ISS orbit data in two consecutive turns for two orbit variants is presented: option 1 - with the output of ΔV imp = 1 m / s between the first and second turns of the orbit correction pulse and option 2 - without a pulse.
На верхнем графике представлены значения модуля вектора скорости МКС: сплошной линией показан график вектора скорости орбиты без выдачи импульса, пунктирной линией - орбиты с выдачей импульса.The upper graph shows the module of the ISS velocity vector: the solid line shows the graph of the orbit velocity vector without giving a pulse, the dotted line shows the orbits with a pulse.
На среднем и нижнем графиках представлены разность местоположений МКС и разность скоростей КА между указанными вариантами орбиты.The average and lower graphs show the difference between the ISS locations and the spacecraft speed difference between the indicated orbit variants.
Представленные на графиках данные показывают, что величине импульса ΔVимп=1 м/с соответствует величина разности между местоположениями МКС при варианте орбиты с выдачей импульса и варианте орбиты без импульса, полученная на момент через виток после выдачи импульса, равная ≈17 км.The data presented in the graphs show that the magnitude of the pulse ΔV imp = 1 m / s corresponds to the difference between the ISS locations for the orbit variant with the issuance of the impulse and the variant of the orbit without the impulse, obtained at the moment through the turn after the impulse is equal to ≈17 km.
Используя данное соответствие можно получить вышеуказанную оценку точности определения ΔVфакт.имп: при величине точности определения местоположения МКС 10÷20 м на интервале времени, охватывающем виток до и виток после выдачи импульса коррекции орбиты, точность оценки/определения фактической величины импульса ΔVфакт.имп составляет 10-3 м/с.Using this correspondence, it is possible to obtain the above estimate of the accuracy of determining ΔV actual.imp : when the accuracy of determining the location of the ISS is 10 ÷ 20 m on a time interval spanning a turn before and a turn after issuing an orbit correction pulse, the accuracy of estimating / determining the actual value of the pulse ΔV fact.imp makes 10 -3 m / s.
При использовании полученной фактической величины импульса ΔVфакт.имп для тарировки датчика микроускорений необходимо, чтобы указанная точность определения ΔVфакт.имп соответствовала точности определения расчетной величины импульса ΔVрасч.датч, определяемой по показаниям датчика микроускорений на интервале приложения импульса, точность определения которой определяется чувствительностью датчика (минимальным измеримым изменением показаний датчика, отнесенным к единице измеряемой датчиком величины), умноженной на продолжительность импульса. Так, вышеуказанной оценке значения точности определения ΔVфакт.имп 10-3 м/с соответствует чувствительность датчика порядка 10-5g (10-4 м/с2) (например, данный уровень чувствительности имеют используемые на МКС датчики микроускорений MAMS, SAMS).When using the obtained actual value of the pulse ΔV actual.imp for calibration of the microacceleration sensor, it is necessary that the specified accuracy ΔV actual.imp correspond to the accuracy of determining the calculated value of the pulse ΔV calculation.detector , determined from the readings of the microacceleration sensor on the interval of application of the pulse, the determination of which is determined by the sensitivity sensor (the minimum measurable change in the sensor readings, referred to the unit measured by the sensor value), multiplied by the long be pulse. So, the aforementioned assessment of the accuracy of determination of ΔV actual.imp 10 -3 m / s corresponds to a sensor sensitivity of the order of 10 -5 g (10 -4 m / s 2 ) (for example, the acceleration sensors MAMS, SAMS used on the ISS have this sensitivity) .
Полученная расчетная величина импульса ΔVрасч.датч, определенная по показаниям датчика на интервале приложения импульса, сопоставляется с полученным фактическим значением приложенного калибровочного импульса ΔVфакт.имп, определенным по изменению параметров орбиты КА. По результатам данного сопоставления осуществляется тарировка датчика - например, рассчитывается поправочный коэффициент к измерениям (показаниям) датчика, равный отношению ΔVрасч.датч к ΔVфакт.имп.The obtained calculated pulse value ΔV calculation sensor , determined from the sensor readings in the interval of application of the pulse, is compared with the obtained actual value of the applied calibration pulse ΔV actual.imp determined by changing the parameters of the spacecraft orbit. Based on the results of this comparison, the sensor is calibrated - for example, a correction factor to the sensor measurements (readings) is calculated, which is equal to the ratio ΔV calculated sensor to ΔV actual.imp .
Отметим, что данная методика тарировки применима к датчикам, предназначенным в первую очередь для измерений квазипостоянных значений микроускорений - микроускорений, обусловленых вращением КА вокруг центра масс, неоднородностью гравитационного поля в пределах конструкции КА и действием на КА сопротивления атмосферы (М.Ю. Беляев. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях», М.: «Машиностроение», 1984; Д.М. Климов, В.И. Полежаев, М.Ю. Беляев, А.И. Иванов, С.Б. Рябуха, В.В. Сазонов. «Проблемы и перспективы использования невесомости в экспериментах на орбитальных станциях». РКТ, серия 12, выпуск 1-2, 2011).Note that this calibration technique is applicable to sensors designed primarily for measuring quasi-constant values of microaccelerations - microaccelerations caused by rotation of the spacecraft around the center of mass, inhomogeneity of the gravitational field within the spacecraft structure and atmospheric resistance to the spacecraft (M.Yu. Belyaev. " Scientific experiments on spaceships and orbital stations ”, Moscow:“ Mashinostroenie ”, 1984; DM Klimov, VI Polezhaev, M.Yu. Belyaev, AI Ivanov, SB Ryabukha, V .V. Sazonov. “Problems and prospects of use are not ECOM in experiments on orbital stations ". PKT,
Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.We describe the technical effect of the invention.
За счет выполнения предлагаемых действий возможна тарировка датчика микроускорений на КА в условиях космического полета. В отличие от способа-прототипа, в котором тарировка датчика осуществляется с помощью создания на КА калиброванных значений микроускорений малой величины, в предлагаемом способе тарировка датчика осуществляется по калибровочному импульсу (интегралу ускорений по времени), при этом для создания на КА необходимого калибровочного импульса используется штатная полетная операция по выполнению коррекции орбиты КА. Измеряя и отслеживая изменения параметров орбиты КА, определяют фактическое значение приложенного к КА импульса, который в применении к решаемой задаче тарировки рассматривается как калибровочный. Сопоставление полученного значения калибровочного импульса с величиной импульса, определенной по показаниям датчика, позволяет осуществить тарировку датчика.Due to the implementation of the proposed actions, calibration of the microacceleration sensor on the spacecraft in space flight is possible. In contrast to the prototype method, in which the sensor is calibrated by creating calibrated small microaccelerations on the spacecraft, in the proposed method, the sensor is calibrated by the calibration pulse (time acceleration integral), while the standard calibration pulse is used on the spacecraft flight operation to perform the correction of the orbit of the spacecraft. By measuring and tracking changes in the parameters of the spacecraft’s orbit, the actual value of the pulse applied to the spacecraft is determined, which, when applied to the calibration task to be solved, is considered as a calibration one. Comparison of the obtained value of the calibration pulse with the value of the pulse determined by the readings of the sensor allows calibration of the sensor.
Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет снизить затраты на выполнение тарировки (повысить эффективность выполнения тарировки) датчика микроускорений в полете за счет обеспечения возможности тарировки датчика микроускорений при реализации штатных полетных операций коррекции орбиты КА (т.е. за счет использования для выполнения тарировки датчика микроускорений штатных полетных операций коррекции орбиты КА). В частности, предлагаемое техническое решение позволяет выполнить тарировку размещенного на КА датчика микроускорений в условиях космического полета без требования наличия на КА высокоточной измерительной аппаратуры для высокоточного измерения углового движения КА.Thus, the proposed technical solution allows to reduce the cost of calibration (increase the efficiency of calibration) of the microacceleration sensor in flight by providing the ability to calibrate the microacceleration sensor during regular flight operations to correct the orbit of the spacecraft (i.e., by using the microacceleration sensor for calibration) regular flight operations, correction of the orbit of the spacecraft). In particular, the proposed technical solution allows calibration of the microacceleration sensor located on the spacecraft in space flight conditions without requiring the presence on the spacecraft of high-precision measuring equipment for high-precision measurement of the angular motion of the spacecraft.
В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа, например, на таких КА как МКС, транспортный грузовой корабль «Прогресс» и др. Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено с использованием существующих технических средств. Система управления КА штатно позволяет осуществлять построение необходимой ориентации для выполнения маневров, а двигательная установка КА обеспечивает выдачу необходимых расчетных импульсов, корректирующих орбиту КА. Измерение параметров орбиты КА может быть выполнено с использованием существующих штатных навигационных средств - средств радиоконтроля орбиты и навигационных спутниковых систем GPS и ГЛОНАСС. Необходимые вычисления могут быть выполнены с использованием бортовых вычислительных средств КА.Currently, everything is technically ready for the implementation of the proposed method, for example, on spacecraft such as the ISS, the Progress transport cargo ship, and others. Industrial execution of the essential features characterizing the invention is not complicated and can be performed using existing technical means. The spacecraft control system normally allows the construction of the necessary orientation for performing maneuvers, and the spacecraft propulsion system provides the necessary design pulses that correct the spacecraft’s orbit. The measurement of the spacecraft’s orbit can be performed using existing standard navigation aids - orbital radio monitoring and GPS and GLONASS navigation satellite systems. The necessary calculations can be performed using onboard computing tools of the spacecraft.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127636A RU2669164C1 (en) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Method for calibration of microacceleration sensor in space flight |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127636A RU2669164C1 (en) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Method for calibration of microacceleration sensor in space flight |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2669164C1 true RU2669164C1 (en) | 2018-10-08 |
Family
ID=63798391
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017127636A RU2669164C1 (en) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Method for calibration of microacceleration sensor in space flight |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2669164C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2817003C1 (en) * | 2023-08-25 | 2024-04-09 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Method of calibrating microacceleration sensor in space flight |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4749157A (en) * | 1986-08-18 | 1988-06-07 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft accelerometer auto-alignment |
| SU1828547A3 (en) * | 1989-05-31 | 1993-07-15 | Doiche Fortungsanshtalt Fyur L | Method of calibration of acceleration transducer and acceleration transducer |
| RU2114031C1 (en) * | 1997-02-06 | 1998-06-27 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Method of estimation of position of center of mass of spacecraft in course of its control by means of power drives |
| RU2583882C1 (en) * | 2014-10-21 | 2016-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for calibration of acceleration sensor in space flight |
| US9651399B2 (en) * | 2015-03-25 | 2017-05-16 | Northrop Grumman Systems Corporation | Continuous calibration of an inertial system |
-
2017
- 2017-08-01 RU RU2017127636A patent/RU2669164C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4749157A (en) * | 1986-08-18 | 1988-06-07 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft accelerometer auto-alignment |
| SU1828547A3 (en) * | 1989-05-31 | 1993-07-15 | Doiche Fortungsanshtalt Fyur L | Method of calibration of acceleration transducer and acceleration transducer |
| RU2114031C1 (en) * | 1997-02-06 | 1998-06-27 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Method of estimation of position of center of mass of spacecraft in course of its control by means of power drives |
| RU2583882C1 (en) * | 2014-10-21 | 2016-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for calibration of acceleration sensor in space flight |
| US9651399B2 (en) * | 2015-03-25 | 2017-05-16 | Northrop Grumman Systems Corporation | Continuous calibration of an inertial system |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2817003C1 (en) * | 2023-08-25 | 2024-04-09 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Method of calibrating microacceleration sensor in space flight |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9342988B2 (en) | Method and device for determining a linear terrain profile along a lateral approach trajectory of an airport | |
| Pan et al. | Underwater Doppler navigation with self-calibration | |
| EP3617656A1 (en) | Inertial navigation system | |
| US20180275283A1 (en) | Method for calculating a speed of an aircraft, method for calculating a protection radius, positioning system and associated aircraft | |
| CN109708663B (en) | Star sensor online calibration method based on aerospace plane SINS assistance | |
| RU2633703C1 (en) | Integrated inertial-satellite systems of orientation and navigation | |
| Qin et al. | An innovative navigation scheme of powered descent phase for Mars pinpoint landing | |
| CN103968844A (en) | Large ellipse maneuverable spacecraft autonomous navigation method based on low-orbit platform tracking measurement | |
| RU2669164C1 (en) | Method for calibration of microacceleration sensor in space flight | |
| RU2566379C1 (en) | Method for determining value of atmospheric refraction under conditions of space flight | |
| RU2583882C1 (en) | Method for calibration of acceleration sensor in space flight | |
| US20230003758A1 (en) | Method and system for estimating aerodynamic angles of a flying body | |
| RU2347193C1 (en) | Methods of determination of attack angles and slide at flight trials of supersonic flying machine | |
| RU2606241C1 (en) | Method of aircraft relative position determining during inter-plane navigation | |
| RU2529649C1 (en) | Method for angular orientation of object based on spacecraft radio navigation signals | |
| RU2603821C2 (en) | Multifunctional navigation system for moving ground objects | |
| CN113484542A (en) | Single-point quick calibration method for three-dimensional velocimeter | |
| RU2817003C1 (en) | Method of calibrating microacceleration sensor in space flight | |
| Zhang et al. | The ballistic missile tracking method using dynamic model | |
| US3328881A (en) | Rapid inertial alignment method | |
| US3491591A (en) | Dynamic space navigation and surveying system | |
| Afonin et al. | Analysis of structure and algorithm features of new type strapdown gravimetric navigation system | |
| RU2606712C2 (en) | Integrated system of backup devices | |
| Qiao et al. | BDS Autonomous Orbit Determination using Inter-satellite Tracking and Onboard Accelerometers | |
| ŠIPOŠ et al. | Analyses of Electronic Inclinometer Data for Tri-axial Accelerometer’s Initial Alignment |