RU2723199C1 - Method and system for determining orientation of spacecraft in space with autonomous correction of light aberration effect - Google Patents

Abstract

FIELD: space equipment.SUBSTANCE: group of inventions relates to space engineering, namely to a method and system for determining orientation of a spacecraft (SC) with autonomous correction of the effect of light aberration by observing stars. System includes at least three stellar sensors (SS) mounted on a common base in such a way that the optical axes of the sensors are not pair-wise parallel to each other with given angles between their optical axes determined by the location of the SS on the base, a unit for processing data received from stellar sensors. Each SS in the unit is configured to determine the direction of the viewing axis SS in the inertial coordinate system by determining the coordinates of the field of view of the sensors and the angle of rotation of the field of vision around its center to obtain preliminary parameters of the orientation of SC. Method includes simultaneous measurement of coordinates of centers of field of view of sensors during movement of SC, determination of angles between centers of field of view of not less than three pairs of sensors, determination of deviation of measured angles from given, determination of space velocity vector SC, after which the effect of light aberration is determined and taken into account when determining spatial orientation SC.EFFECT: method is proposed to determine orientation of spacecraft in space with autonomous correction of light aberration effect.8 cl, 8 dwg

Description

Область техникиTechnical field

Изобретение относится к космической технике, а именно к способу определения ориентации космического аппарата (КА) в пространстве с автономной коррекции эффекта аберрации света, возникающего из-за движения космического аппарата в пространстве, искажающего показания звездных датчиков (ЗД) ориентации.The invention relates to space technology, and in particular to a method for determining the orientation of a spacecraft (SC) in space with autonomous correction of the effect of light aberration arising from the movement of the spacecraft in space, distorting the indications of stellar sensors (ZP) orientation.

Заявляемое изобретение также может быть использовано и для автономного определения вектора пространственной скорости КА в инерциальной системе координат.The claimed invention can also be used for autonomous determination of the spacecraft velocity vector in an inertial coordinate system.

Уровень техникиState of the art

Определение ориентации космического аппарата в пространстве относительно выбранной системы координат необходимо для выполнения большинства действий в космическом пространстве. Наиболее надежными и точными устройствами для определения ориентации КА на сегодняшний день являются звездные датчики ориентации. Погрешности серийно выпускаемых сегодня звездных датчиков составляют единицы угловых секунд, появляются прототипы изделий с субарксекундыми точностями. Однако показания звездных датчиков искажаются эффектом аберрации света, вызываемые им систематические погрешности в десятки раз превышают точности современных звездных датчиков.Determining the orientation of the spacecraft in space relative to the selected coordinate system is necessary to perform most actions in outer space. The most reliable and accurate devices for determining the orientation of the spacecraft today are stellar orientation sensors. Errors of stellar sensors commercially available today are units of angular seconds, prototypes of products with subarsecond accuracy appear. However, the readings of stellar sensors are distorted by the effect of light aberration; the systematic errors caused by them are ten times higher than the accuracy of modern stellar sensors.

Из уровня техники известен эффект аберрации света - изменение видимого направления распространения излучения при переходе из одной системы отсчета к другой. При астрономических наблюдениях аберрация света приводит к изменению видимого положения звезд на небесной сфере вследствие движения наблюдателя вместе с Землей и Солнечной системой [1]. Эффект зависит только от скорости наблюдателя относительно опорной системы отсчета, которая была принята за неподвижную. При наблюдениях с Земли различают годичную, суточную и вековую аберрации. Годичная аберрация связана с движением Земли вокруг Солнца. Суточная - обусловлена вращением Земли вокруг своей оси. Вековая аберрация учитывает эффект движения Солнечной системы вокруг центра Галактики. Для космических аппаратов существует аберрация света, связанная с их орбитальным движением.From the prior art, the effect of light aberration is known - a change in the visible direction of radiation propagation during the transition from one reference system to another. In astronomical observations, light aberration leads to a change in the apparent position of stars in the celestial sphere due to the movement of the observer together with the Earth and the solar system [1]. The effect depends only on the speed of the observer relative to the reference frame of reference, which was taken as motionless. During observations from the Earth, one-year, daily, and secular aberrations are distinguished. Annual aberration is associated with the movement of the earth around the sun. Daily - due to the rotation of the Earth around its axis. Century-old aberration takes into account the effect of the movement of the solar system around the center of the galaxy. For spacecraft, there is an aberration of light associated with their orbital motion.

Годичная аберрация света из-за движения Земли со скоростью 30 км/с по почти круговой орбите вокруг Солнца приводит к смещению звезд с амплитудой до 20'', но это медленное смещение, с периодом в один год. Для КА на низкой околоземной орбите, которые движутся со скоростью около 8 км/с, амплитуда аберрации света может достигать 5'', но направление эффекта быстро меняется и зависит от ориентации и параметров орбиты КА.The annual aberration of light due to the motion of the Earth at a speed of 30 km / s in an almost circular orbit around the Sun leads to a displacement of stars with an amplitude of up to 20 ``, but this is a slow displacement, with a period of one year. For spacecraft in low Earth orbit, which move at a speed of about 8 km / s, the amplitude of light aberration can reach 5 '', but the direction of the effect changes rapidly and depends on the orientation and parameters of the spacecraft's orbit.

Современные звездные датчики [2] состоят из объектива, матричного фотоприемника (ПЗС или КМОП матрицы) и блока электроники. Объектив и матричный фотоприемник, а также некоторые дополнительные части звездного датчика (корпус, бленда и т.д.) объединяются в оптическую головку датчика. Работа звездного датчика ориентации происходит следующим образом: объектив строит на матричном фотоприемнике изображение участка звездного неба, попадающего в пределы поля зрения датчика. Производится экспозиция матричного фотоприемника и с него считывается кадр с электронным изображением этого участка неба. В кадре выделяются изображения звезд и определяются их координаты в системе координат, связанной с матричным приемником излучения. Полученный звездный узор сравнивается с бортовым каталогом звезд, при этом часть звезд в кадре отождествляется с навигационными звездами из бортового каталога. Для отождествленных звезд измерены координаты в системе координат матричного фотоприемника и известны небесные координаты (чаще всего, экваториальные) из бортового каталога звезд. Наличие этих двух наборов координат позволяет определить разворот системы координат звездного датчика относительно инерциальной системы координат, связанной со звездами, и вычислить параметры ориентации в ожидаемом виде (углы Эйлера, матрица 3-мерного поворота, кватернион поворота и т.д., перечисленные представления ориентации эквивалентны друг другу).Modern star sensors [2] consist of a lens, a matrix photodetector (CCD or CMOS sensor) and an electronics unit. The lens and the matrix photodetector, as well as some additional parts of the star sensor (housing, lens hood, etc.) are combined into the optical head of the sensor. The stellar orientation sensor operates as follows: the lens builds on a matrix photodetector an image of a portion of the starry sky falling within the sensor’s field of view. The exposure of the matrix photodetector is made and a frame with an electronic image of this part of the sky is read from it. Images of stars are highlighted in the frame and their coordinates are determined in the coordinate system associated with the matrix radiation receiver. The resulting star pattern is compared with the on-board catalog of stars, while some of the stars in the frame are identified with the navigation stars from the on-board catalog. For the identified stars, the coordinates were measured in the coordinate system of the matrix photodetector and the celestial coordinates (most often, equatorial) from the on-board catalog of stars are known. The presence of these two sets of coordinates makes it possible to determine the rotation of the coordinate system of the star sensor relative to the inertial coordinate system associated with the stars, and calculate the orientation parameters in the expected form (Euler angles, 3D rotation matrix, rotation quaternion, etc., the listed orientation representations are equivalent each other).

Эффект аберрации света приводит к тому, что направление, определяемое звездным датчиком ориентации, отличается от истинного - измеренного аналогичным звездным датчиком, неподвижным относительно опорной системы отсчета. Для компенсации этого эффекта на низкой орбите вокруг Земли необходимо задавать вектор скорости движения КА каждые 30-60 с, что создает большую вычислительную нагрузку на бортовые системы КА и требуем знания скорости орбитального движения КА с высокой точностью.The effect of light aberration leads to the fact that the direction determined by the stellar orientation sensor is different from the true one - measured by a similar stellar sensor, stationary relative to the reference frame of reference. To compensate for this effect in a low orbit around the Earth, it is necessary to set the spacecraft velocity vector every 30-60 s, which creates a large computational load on the spacecraft onboard systems and require knowledge of the spacecraft's orbital speed with high accuracy.

Для коррекции эффекта аберрации света необходимо определить вектор пространственной скорости КА относительно, например, барицентра Солнечной системы. В настоящее время существуют несколько способов определения вектора пространственной скорости, каждый из них имеет свои недостатки и ограничения.To correct the effect of light aberration, it is necessary to determine the spacecraft spatial velocity vector relative to, for example, the barycenter of the solar system. Currently, there are several methods for determining the spatial velocity vector; each of them has its own disadvantages and limitations.

Первый способ - определение орбиты КА по его наблюдениям с Земли или с других КА. При этом для КА, обращающихся вокруг Земли, чаще используют позиционные наблюдения в видимом диапазоне [3], а для межпланетных КА - радиоинтеферометрия [4]. Зная орбиту КА можно вычислить его скорость в любой ее точнее и в любой момент времени. Этот способ не является автономным - наблюдения и их обработка проводятся с помощью внешней инфраструктуры, а полученные данные (о скорости или об орбите) передаются на борт КА по каналам связи.The first method is determining the orbit of the spacecraft from its observations from the Earth or from other spacecraft. Moreover, for spacecraft orbiting the Earth, positional observations in the visible range are more often used [3], and for interplanetary spacecraft - radio interferometry [4]. Knowing the orbit of the spacecraft, it is possible to calculate its speed at any exact time and at any time. This method is not autonomous - the observations and their processing are carried out using external infrastructure, and the received data (about speed or orbit) are transmitted onboard the spacecraft via communication channels.

К недостаткам этого способа относится необходимость связи с Землей и наличие обширной инфраструктуры (сети наземных или космических наблюдательных станций) для получения данных об орбитах КА.The disadvantages of this method include the need for communication with the Earth and the availability of an extensive infrastructure (network of ground or space observation stations) to obtain data on the orbits of the spacecraft.

Остальные способы, описанные ниже, являются автономными.The remaining methods described below are autonomous.

Второй способ - определение пространственной скорости по сигналам спутниковой глобальной системе позиционирования, подобной GPS или ГЛОНАСС [5]. Однако данный способ работает только в окрестностях Земли, охватываемых системами GPS или ГЛОНАСС. Кроме того, для него необходимо постоянное обновление альманаха спутниковой системы позиционирования, содержащего сведения об орбитах спутников системы.The second method is the determination of spatial velocity by signals from a satellite global positioning system, similar to GPS or GLONASS [5]. However, this method only works in the vicinity of the Earth, covered by GPS or GLONASS systems. In addition, it requires constant updating of the almanac of a satellite positioning system containing information about the orbits of the system’s satellites.

Третий способ - пульсарная навигация, скорость определяется по высокопериодическим импульсам, приходящим от естественных объектов -рентгеновских или радио пульсаров (см., например, патент RU 2453813). Этот способ работает во всей Солнечной системе и даже за ее пределами. Недостаток этого способа связан со свойствами реперных объектов, систематическим изменением их периодов и скачками периодов - так называемыми «глитчами». Еще один недостаток - низкий уровень принимаемого сигнала - для его регистрации требуется дорогая и сложная аппаратура - антенны диаметром несколько метров при работе в радиодиапазоне или детекторы площадью несколько квадратных метров в рентгеновском диапазоне. Подобную аппаратуру можно установить не на всякий космический аппарат.The third method is pulsar navigation, the speed is determined by highly periodic pulses coming from natural objects — X-ray or radio pulsars (see, for example, patent RU 2453813). This method works throughout the solar system and even beyond. The disadvantage of this method is associated with the properties of reference objects, a systematic change in their periods and irregular periods - the so-called "glitches". Another drawback is the low level of the received signal - it requires expensive and complex equipment to register it - antennas with a diameter of several meters when working in the radio range or detectors with an area of several square meters in the x-ray range. Such equipment can not be installed on any spacecraft.

Известен четвертый способ и реализующее его устройство для автономной навигации в дальних космических полетах с использованием Солнца в качестве ориентира путем определения орбиты космического аппарата на основе наблюдений Солнца с помощью расположенных на аппарате устройств (патент US 6622970 В2). На аппарате располагается датчик направления на Солнце, а также измеритель лучевой (радиальной) скорости аппарата относительно Солнца, основанный на эффекте Доплера. В данном решении предполагается использование специального датчика направления на Солнце, который определяет это направление не только относительно космического аппарата, но и относительно звезд (т.е. относительно связанной со звездами инерциальной системы координат). Серия наблюдений, одновременно проведенная этими двумя приборами, позволяет определить орбиту космического аппарата вокруг Солнца и, соответственно, его скорость в пространстве. Недостатком этого решения является очень высокая сложность второго используемого прибора для определения лучевой скорости: для получения ее с необходимой высокой точностью необходимо использовать спектрометр (спектрограф) достаточно высокого разрешения, который обычно требует точного (не хуже 0,5) наведения на Солнце, анализа спектра Солнца и т.д., что заметно повышает стоимость реализации предлагаемого технического решения, снижает его надежность (из-за наличия подвижных частей в конструкции). Кроме того часть устройства для определения лучевой скорости относительно Солнца имеет большую массу и габариты. Этот способ не позволяет определить скорость КА по одному наблюдению, а только после проведения серии наблюдений.There is a fourth method and a device that implements it for autonomous navigation in long-distance space flights using the Sun as a guideline by determining the orbit of a spacecraft based on observations of the Sun using devices located on the device (patent US 6622970 B2). The device has a directional sensor to the Sun, as well as a radial (radial) velocity meter of the device relative to the Sun, based on the Doppler effect. This solution involves the use of a special direction sensor on the Sun, which determines this direction not only relative to the spacecraft, but also relative to the stars (i.e., relative to the inertial coordinate system associated with the stars). A series of observations carried out simultaneously by these two devices allows us to determine the orbit of the spacecraft around the Sun and, accordingly, its speed in space. The disadvantage of this solution is the very high complexity of the second instrument used to determine radial velocity: to obtain it with the necessary high accuracy, it is necessary to use a spectrometer (spectrograph) of a sufficiently high resolution, which usually requires accurate (not worse than 0.5) pointing to the Sun, analysis of the solar spectrum etc., which significantly increases the cost of implementing the proposed technical solution, reduces its reliability (due to the presence of moving parts in the structure). In addition, part of the device for determining radial velocity relative to the Sun has a large mass and dimensions. This method does not allow to determine the speed of the spacecraft from one observation, but only after a series of observations.

Известны также способ и устройство автономного определения скорости (патент US 5109346, прототип), согласно которым одновременно наблюдают направления на Солнце, Луну и центр Земли, что позволяет автономным образом определять положение КА в околоземном пространстве. Это изобретение имеет ряд недостатков: при использовании для наблюдения перечисленных небесных объектов широкоугольных оптических систем, охватывающих существенную часть небесной сферы (в идеале - всю небесную сферу), измерения видимых положений этих объектов будут осуществляться с низкой точностью, соответственно, низкой будет и точность навигации. Если же для наблюдения будут использованы более точные оптические системы с узкими полями зрения, то потребуются дополнительные механизмы для наведения этих оптических систем на объекты и удержания объектов в пределах полей зрения оптических систем все время проведения наблюдений. Это приводит к усложнению конструкции аппарата, увеличению ее массы, габаритов и стоимости, а также к снижению надежности. Кроме того результатом применения этого изобретения является определение именно положения космического аппарата в пространстве. Его скорость при этом напрямую не определяется. Для ее получения надо провести несколько измерений положения космического аппарата и поделить полученное смещение на время между наблюдениями. Подобная процедура может потребовать много времени и приводит к большим ошибкам определения скорости при малых промежутках времени между измерениями.There is also known a method and device for the autonomous determination of speed (patent US 5109346, prototype), according to which at the same time observe the direction to the Sun, the Moon and the center of the Earth, which allows an autonomous way to determine the position of the spacecraft in near-Earth space. This invention has a number of disadvantages: when using wide-angle optical systems for observing the aforementioned celestial objects, covering a substantial part of the celestial sphere (ideally, the entire celestial sphere), the measurements of the visible positions of these objects will be carried out with low accuracy, and accordingly, navigation accuracy will also be low. If more precise optical systems with narrow fields of view are used for observation, then additional mechanisms will be required to direct these optical systems to objects and to keep objects within the fields of view of optical systems all the time the observations are made. This leads to a complication of the design of the apparatus, an increase in its mass, dimensions and cost, as well as a decrease in reliability. In addition, the result of the application of this invention is the determination of the position of the spacecraft in space. Its speed is not directly determined. To obtain it, it is necessary to conduct several measurements of the position of the spacecraft and divide the resulting displacement by the time between observations. Such a procedure can be time-consuming and leads to large errors in determining the velocity at small time intervals between measurements.

Общим недостатком всех перечисленных автономных способов определения пространственной скорости КА является то, что для их реализации на борт КА необходимо устанавливать дополнительную аппаратуру.A common drawback of all these autonomous methods for determining the spatial velocity of the spacecraft is that for their implementation on board the spacecraft, it is necessary to install additional equipment.

Технической проблемой является определение ориентации КА в пространстве с возможностью автономного (основываясь только на показаниях звездных датчиков, установленных на борту КА без использования наземных измерительных средств, а также дополнительной аппаратуры на борту КА) определения и учета эффекта аберрации света.The technical problem is the determination of the spacecraft’s orientation in space with the possibility of autonomous (based only on the readings of stellar sensors installed onboard the spacecraft without the use of ground-based measuring equipment, as well as additional equipment onboard the spacecraft) to determine and account for the effect of light aberration.

Определение ориентации космического аппарата в пространстве относительно выбранной системы координат необходимо для выполнения большинства действий при его функционировании. Современные серийно выпускаемые звездные датчики определяют ориентацию с погрешностью в 1''-3'', появляются образцы звездных датчиков следующего поколения, имеющих точность 0,2''-0,5''. Эффект аберрации света вносит в показания современных датчиков систематическую ошибку в несколько раз большую их случайной погрешности (для датчиков следующего поколения эта ошибка будет в несколько десятков раз больше их погрешности).Determining the orientation of the spacecraft in space relative to the selected coordinate system is necessary to perform most of the actions during its functioning. Modern commercially available stellar sensors determine the orientation with an error of 1 '' - 3 '', samples of stellar sensors of the next generation appear with an accuracy of 0.2 '' - 0.5 ''. The effect of light aberration introduces a systematic error several times greater than their random error into the readings of modern sensors (for sensors of the next generation, this error will be several tens of times larger than their error).

Для учета аберрации света необходимо с высокой точностью знать величину и скорость движения КА в пространстве и с достаточной высокой частотой обновлять эти значения. Выполнение процедур по периодическому вычислению текущих значений скорости КА с высокой точностью ложится на бортовые ресурсы КА и вызывает их заметную загрузку.To take into account light aberration, it is necessary to know with high accuracy the value and speed of the spacecraft in space and update these values with a sufficiently high frequency. The procedures for periodically calculating the current values of the spacecraft speed with high accuracy falls on the spacecraft onboard resources and causes their noticeable load.

Отказ от учета эффекта аберрации света или неполный его учет (из-за низкой точности или частоты вычисления текущей скорости КА) снижает точность определения ориентации звездным датчиком до 10''-20''. Таким образом, использование звездного датчика с малыми случайными ошибками, становится нецелесообразным.Failure to take into account the effect of light aberration or its incomplete accounting (due to the low accuracy or frequency of calculating the current speed of the spacecraft) reduces the accuracy of determining the orientation of the stellar sensor to 10 '' - 20 ''. Thus, the use of a stellar sensor with small random errors becomes impractical.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Технический результат - повышение точности определение ориентации КА в пространстве, возможность сохранения высокой точности определения ориентации КА вдали от Земли или в отсутствии связи с Землей.The technical result is an increase in the accuracy of determining the orientation of the spacecraft in space, the ability to maintain high accuracy in determining the orientation of the spacecraft far from the earth or in the absence of communication with the earth.

Технический результат достигается за счет использования системы для определения пространственной ориентации КА с автономной коррекцией эффекта аберрации света, вектора пространственной скорости КА, включающей установленные на борту КА блок звездных датчиков - не менее трех, закрепленных на общем основании таким образом, что оптические оси датчиков попарно не параллельны друг другу с заданными (известными) углами между их оптическими осями, определяемыми расположением звездных датчиков на основании, и блок обработки данных, полученных от звездных датчиков, снабженные блоками питания, гдеThe technical result is achieved through the use of a system for determining the spatial orientation of a spacecraft with autonomous correction of the effect of light aberration, the vector of space velocity of a spacecraft, including a block of star sensors installed on board the spacecraft — at least three, fixed on a common base so that the optical axes of the sensors are not pairwise parallel to each other with predetermined (known) angles between their optical axes, determined by the location of the stellar sensors on the base, and the data processing unit received from the stellar sensors, equipped with power supplies, where

блок звездных датчиков (ЗД) выполнен с возможностью одновременного проведения измерений входящими в него звездными датчиками, при этом каждый из звездных датчиков в блоке выполнен с возможностью определения направления оптической оси (оси визирования) ЗД в инерциальной системе координат посредством определения координат центров полей зрения датчиков и угла разворота поля зрения вокруг его центра с получением предварительных параметров ориентации КА;the stellar sensor unit (ST) is configured to simultaneously measure the stellar sensors included in it, each of the stellar sensors in the unit is configured to determine the direction of the optical axis (sight axis) of the ST in the inertial coordinate system by determining the coordinates of the centers of the field of view of the sensors and the angle of rotation of the field of view around its center with obtaining preliminary parameters of the orientation of the spacecraft;

блок обработки выполнен с возможностью определения по одновременно измеренным предварительным параметрам ориентации КА углов между оптическими осями ЗД в инерциальной системе координат, по меньшей мере, трех пар ЗД, сравнения полученных углов с заданными (известными) значениями углов между оптическими осями ЗД с последующим определением вектора пространственной скорости КА в инерциальной системе координат, определением эффекта аберрации света и его учетом при определении пространственной ориентации КА.the processing unit is configured to determine from the simultaneously measured preliminary parameters of the spacecraft orientation of the angles between the optical axes of the ZD in the inertial coordinate system of at least three pairs of ZD, comparing the obtained angles with the given (known) values of the angles between the optical axes of the ZD with the subsequent determination of the spatial vector spacecraft velocity in an inertial coordinate system, determining the effect of light aberration and taking it into account when determining the spatial orientation of a spacecraft.

При использовании трех звездных датчиков определение вектора пространственной скорости КА в инерциальной системе координат в блоке обработки может быть реализовано посредством выполнения следующего условия:When using three star sensors, the determination of the spacecraft spatial velocity vector in the inertial coordinate system in the processing unit can be implemented by fulfilling the following conditions:

где V_x, V_y, V_z - компоненты пространственной скорости в системе координат устройства, (x₁,y₁,z₁) - координаты единичного вектора, направленного вдоль оси визирования 1-го звездного датчика (оптической головки) в системе координат устройства, (x₂,y₂,z₂) - то же для 2-го звездного датчика, (x₃,y₃,z₃) - то же для 3-го звездного датчика, В₁₂=1-cosψ₁₂, a ψ₁₂ - угол между осями визирования 1-го и 2-го звездных датчиков в системе координат устройства, В₁₃=1-cosψ₁₃, а ψ₁₃ - угол между осями визирования 1-го и 3-го звездных датчиков в системе координат устройства, В₂₃=1-cosψ₂₃, a ψ₂₃ - угол между осями визирования 2-го и 3-го звездных датчиков в системе координат устройства, D₁₂=cosψ'₁₂-cosψ'₁₂, a ψ'₁₂ - угол между видимым (определяемыми) направлениями осей визирования 1-го и 2-го звездных датчиков, D₁₃=cosψ'₁₃-cosψ₁₃, а ψ'₁₃ - угол между видимым (определяемыми) направлениями осей визирования 1-го и 3-го звездных датчиков, D₂₃=cosψ'₂₃-cosψ₂₃, а ψ'₂₃ - угол между видимым (определяемыми) направлениями осей визирования 2-го и 3-го звездных датчиков, с - скорость света.where V _x , V _y , V _z are the spatial velocity components in the coordinate system of the device, (x ₁ , y ₁ , z ₁ ) are the coordinates of a unit vector directed along the axis of sight of the 1st star sensor (optical head) in the coordinate system of the device , (x ₂ , y ₂ , z ₂ ) - the same for the 2nd star sensor, (x ₃ , y ₃ , z ₃ ) - the same for the 3rd star sensor, B ₁₂ = 1-cosψ ₁₂ , a ψ ₁₂ is the angle between the viewing axes of the 1st and 2nd star sensors in the coordinate system of the device, B ₁₃ = 1-cosψ ₁₃ , and ψ ₁₃ is the angle between the viewing axes of the 1st and 2nd star sensors in the coordinate system of the device , B 1 = _{23-cosψ 23,} a ψ ₂₃ - the angle between the axes of sight of the 2nd and 3rd star sensors in the device coordinate system, D ₁₂ = cosψ _'12 -cosψ' _12, a ψ _'12 - the angle between the apparent (determinable) directions of the axes of sight of the 1st and 2nd star sensors, D ₁₃ = cosψ _'13 -cosψ ₁₃ and ψ' ₁₃ - the angle between the visible (determined by) the directions of the axes of sight of the 1st and 3rd star sensors, D ₂₃ = cosψ _'23 -cosψ _23, and ψ _'23 - the angle between the visible (determined by) the directions of the axes of sight of the 2nd and 3rd star sensors, c - velocity of light.

При использовании более трех звездных датчиков ориентации определение вектора пространственной скорости КА в инерциальной системе координат в блоке обработки может быть реализовано посредством выполнения следующего условия:When using more than three stellar orientation sensors, the determination of the spacecraft spatial velocity vector in the inertial coordinate system in the processing unit can be realized by fulfilling the following condition:

где V_x, V_y, V_z - компоненты пространственной скорости в системе координат устройства, (x_i,y_i,z_i) - координаты единичного вектора, направленного вдоль оси визирования i-го звездного датчика (оптической головки) в системе координат устройства, B_ij=1-cosψ_ij, a ψ_ij - угол между осями визирования i-го и j-го звездных датчиков в системе координат устройства, D_jj=cosψ'_ij-cosψ_ij, a ψ'_ij - угол между видимым (определяемыми) направлениями осей визирования i-го и j-го звездных датчиков, с - скорость света.where V _x , V _y , V _z are the spatial velocity components in the coordinate system of the device, (x _i , y _i , z _i ) are the coordinates of a unit vector directed along the axis of sight of the i-th star sensor (optical head) in the coordinate system of the device , B _ij = 1-cosψ _ij , a ψ _ij is the angle between the viewing axes of the i-th and j-th star sensors in the coordinate system of the device, D _jj = cosψ ' _ij -cosψ _ij , and ψ' _ij is the angle between the visible ( defined) directions of the axes of sight of the i-th and j-th star sensors, c - the speed of light.

Корректировка предварительных параметров ориентации КА может быть осуществлена по формуле:Correction of the preliminary parameters of the orientation of the spacecraft can be carried out according to the formula:

где

- видимое направление оси визирования i-го звездного датчика, искаженное эффектом аберрации света,

- истинное направление оси визирования этого датчика,

- вектор пространственной скорости КА, с - скорость света, знаком «×» обозначено векторное произведение векторов.Where

- the visible direction of the axis of sight of the i-th star sensor, distorted by the effect of light aberration,

- the true direction of the axis of sight of this sensor,

is the spacecraft spatial velocity vector, c is the speed of light, the sign “×” denotes the vector product of vectors.

Технический результат достигается также посредством использования способа определения пространственной ориентации КА, с помощью системы, описанной выше, который включает одновременное измерение координат центров полей зрения датчиков в процессе движения КА, по которым определяют углы между центрами полей зрения не менее трех пар датчиков, после чего определяют величины отклонений измеренных углов от заданных, по которым определяют вектор пространственной скорости КА, после чего определяют эффект аберрации света и учитывают его при определении пространственной ориентации КА.The technical result is also achieved by using the method for determining the spatial orientation of the spacecraft, using the system described above, which includes the simultaneous measurement of the coordinates of the centers of the field of view of the sensors during the motion of the spacecraft, which determine the angles between the centers of the field of view of at least three pairs of sensors, and then determine the deviations of the measured angles from the set, which determine the spatial velocity of the spacecraft, then determine the effect of light aberration and take it into account when determining the spatial orientation of the spacecraft.

В состав устройства определения ориентации КА в пространстве с автономной коррекцией аберрации света входят механическое основание, на которое крепятся три или более автономных звездных датчика ориентации или оптических головок звездных датчиков ориентации, и блок управления. Оси оптических систем звездных датчиков (оптических головок) не должны быть параллельны друг другу ни у одной пары датчиков.The device for determining the orientation of a spacecraft in a space with autonomous correction of light aberration includes a mechanical base on which three or more autonomous stellar orientation sensors or optical heads of stellar orientation sensors are mounted, and a control unit. The axes of the optical systems of stellar sensors (optical heads) should not be parallel to each other in any pair of sensors.

Звездные датчики в составе устройства являются автономными приборами и состоят из оптической системы (объектива), матричного приемника излучения, расположенного в фокальной плоскости оптической системы и блока электроники, который осуществляет прием и выполнение команд управления звездным датчиком (приходящих от бортовых систем КА), управление матричным фотоприемником, считывание и оцифровку получаемого фотоприемником изображения, обработку полученного изображения и вычисление параметров ориентации конструкционной системы координат относительно инерциальной системы координат. В постоянной памяти блока электроники звездного датчика хранится бортовой каталог навигационных звезд, служебные данные и алгоритмы обработки изображений звездного неба.The star sensors in the device are autonomous devices and consist of an optical system (lens), a matrix radiation detector located in the focal plane of the optical system and an electronics unit that receives and executes commands for controlling the star sensor (coming from the onboard spacecraft systems), matrix control photodetector, reading and digitizing the image received by the photodetector, processing the image and calculating the orientation parameters of the structural coordinate system relative to the inertial coordinate system. The on-board catalog of navigation stars, service data and algorithms for processing images of the starry sky are stored in the permanent memory of the electronics module of the star sensor.

Звездные датчики являются автономными, все необходимые действия от получения внешней команды на измерение ориентации до выдачи параметров ориентации относительно инерциальной системы координат осуществляются внутри звездного датчика его собственными средствами. В отличие от автономного датчика ориентации оптическая головка содержит минимально необходимый набор электронных компонентов для управления фотоприемником, считывания и оцифровки получаемого изображения неба, который не может выполнять более сложные функции, перечисленные выше. В этом случае электронные компоненты, необходимые для выполнения этих более сложных операций, включаются в состав блока управления устройства.Star sensors are autonomous, all necessary actions from receiving an external command to measure orientation to issuing orientation parameters relative to the inertial coordinate system are carried out inside the star sensor by its own means. Unlike a standalone orientation sensor, the optical head contains the minimum necessary set of electronic components for controlling the photodetector, reading and digitizing the resulting sky image, which cannot perform the more complex functions listed above. In this case, the electronic components necessary to perform these more complex operations are included in the control unit of the device.

В устройстве для определения ориентации в пространстве с автономной коррекцией эффекта аберрации света присутствует собственный блок управления, который выполняет совместную обработку показаний звездных датчиков. При использовании в устройстве не автономных звездных датчиков, а оптических головок, блоку управления устройства передаются все или наиболее сложные функции выполняемые блоками электроники автономных звездных датчиков.The device for determining the orientation in space with autonomous correction of the effect of light aberration has its own control unit, which performs joint processing of the readings of stellar sensors. When using in the device not autonomous star sensors, but optical heads, all or the most complex functions performed by the electronics blocks of autonomous star sensors are transferred to the control unit of the device.

Работа устройства осуществляется следующим образом. Блок управления устройства одновременно подает на звездные датчики (или оптические головки) команды проведения определения ориентации. Звездные датчики выполняют экспонирование участков звездного неба, попадающих в их поля зрения, обрабатывают полученные изображения, вычисляют параметры ориентации каждого из датчиков и передают их в блок управления. Блок управления устройства получает и совместно обрабатывает показания всех звездных датчиков. В результате обработки этих данных получают исправленные за влияние эффекта аберрации света направления осей визирования звездных датчиков в инерциальной системе координат. Дополнительно в явном виде могут быть получены следующие величины: абсолютная величина (модуль) пространственной скорости устройства (и КА) относительно барицентра Солнечной системы; направление этой скорости в инерциальной системе координат и в системе конструкционных координат устройства. Дополнительные величины определяются и передаются потребителю устройства при необходимости (по его требованию).The operation of the device is as follows. The control unit of the device simultaneously gives commands to conduct orientation determination to star sensors (or optical heads). Star sensors perform exposure of sections of the starry sky falling into their fields of view, process the obtained images, calculate the orientation parameters of each of the sensors and transmit them to the control unit. The device control unit receives and together processes the readings of all stellar sensors. As a result of processing these data, the directions of the axes of sight of stellar sensors corrected for the influence of the light aberration effect are obtained in an inertial coordinate system. Additionally, the following quantities can be obtained explicitly: the absolute value (module) of the spatial velocity of the device (and spacecraft) relative to the barycenter of the Solar system; the direction of this speed in the inertial coordinate system and in the structural coordinate system of the device. Additional values are determined and transmitted to the consumer of the device, if necessary (at his request).

Возможно несколько иное построение заявляемого устройства. В состав устройства входят механическое основание, на которое крепятся три или более оптических головок, и блок управления. Оптические оси оптических головок не должны быть параллельны друг другу. Оптическая головка отличается от звездного датчика тем, что в ее состав входит минимальный набор электроники (электронных компонентов), который обеспечивает управление матричным фотоприемником, считывает и переводит в цифровую форму полученное изображение, и затем передает его в блок управления. В этом варианте конструкции устройства та часть блоков электроники звездных датчиков, которая занималась обработкой полученных кадров после их оцифровки и вычислением параметров ориентации, теперь включена в состав блока управления устройства.Perhaps a slightly different construction of the claimed device. The device includes a mechanical base on which three or more optical heads are mounted, and a control unit. The optical axis of the optical heads should not be parallel to each other. An optical head differs from a stellar sensor in that it contains a minimal set of electronics (electronic components), which provides control of a matrix photodetector, reads and digitizes the received image, and then transfers it to the control unit. In this embodiment of the device’s design, that part of the stellar sensor electronics blocks that handled the received frames after digitizing them and calculating orientation parameters is now included in the device’s control unit.

Вариант устройства с оптическими головками может быть дешевле, при этом в первом варианте можно использовать стандартные, промышленно выпускаемые, звездные датчики, что упрощает разработку и изготовление устройства.A variant of the device with optical heads can be cheaper, while in the first embodiment, you can use standard, industrial, star sensors, which simplifies the design and manufacture of the device.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

Позициями на чертежах обозначены: 1, 2, 3 и 4 - звездные датчики (на некоторых иллюстрациях присутствуют только 3 ЗД с номерами 1, 2 и 3), 5 - механическое основание, 6, 7, 8 и 9 - прямоугольные системы координат, связанные с ЗД обозначенными позициями 1, 2, 3 и 4, соответственно, 10 - прямоугольная система координат устройства в целом, связанная с механическим основанием, 11 - соединительные кабели.The positions in the drawings indicate: 1, 2, 3 and 4 - star sensors (in some illustrations there are only 3 ZD with numbers 1, 2 and 3), 5 - a mechanical base, 6, 7, 8 and 9 - rectangular coordinate systems connected with ZD designated positions 1, 2, 3 and 4, respectively, 10 - a rectangular coordinate system of the device as a whole, connected with a mechanical base, 11 - connecting cables.

На фиг. 1 представлена иллюстрация возникновения эффекта аберрации света. Для неподвижного звездного датчика звезда находится в положении (А), луч света от нее образует угол θ с горизонтальной линией. Датчик начинает двигаться по горизонтали направо со скоростью ν. За время прохождения светом расстояния от объектива датчика до фотоприемника, равное h, датчик перемещается по горизонтали на расстоянии (ν/с)⋅h. Для движущегося датчика та же звезда будет видна в направлении (В), которое образует с горизонталью угол ϕ, меньший, чем θ, т.е. смещается в направлении движения датчика. Величина угла смещения δθ=θ-ϕ пропорционален отношению скорости ν к скорости света с.In FIG. 1 is an illustration of the occurrence of a light aberration effect. For a fixed stellar sensor, the star is in position (A), a ray of light from it forms an angle θ with a horizontal line. The sensor begins to move horizontally to the right with a speed ν. During the passage of light the distance from the sensor lens to the photodetector, equal to h, the sensor moves horizontally at a distance (ν / s) ⋅h. For a moving sensor, the same star will be visible in the direction (B), which forms an angle ϕ smaller than θ with the horizontal, i.e. moves in the direction of motion of the sensor. The displacement angle δθ = θ-ϕ is proportional to the ratio of the velocity ν to the speed of light c.

На фиг. 2 представлен звездный датчик «Hydra» с тремя оптическими головками производства фирмы Sodern (Франция).In FIG. Figure 2 shows the Hydra star sensor with three optical heads manufactured by Sodern (France).

На фиг. 3 представлена иллюстрация влияния аберрации света на устройство с тремя звездными датчиками (оптическими головками). У неподвижного устройства единичные вектора, направленные вдоль осей визирования звездных датчиков

, i=1…3 совпадают с векторами, направленными в центры полей зрения этих датчиков. Если устройство движется со скоростью

, то направления в центры полей зрения звездных датчиков

, i-1…3 смещаются в сторону вектора скорости

под действием аберрации света. Каждая тройка векторов

и

лежит в одной плоскости, причем вектор

лежит между векторами

и

. Угол между векторами

и

зависит от модуля скорости

и от угла между векторами

и

в соответствии с формулой (1.1).In FIG. Figure 3 shows an illustration of the effect of light aberration on a device with three star sensors (optical heads). In a stationary device, unit vectors directed along the axes of sight of stellar sensors

, i = 1 ... 3 coincide with the vectors directed to the centers of the field of view of these sensors. If the device is moving at a speed

, then the directions to the centers of the field of view of stellar sensors

, i-1 ... 3 are shifted towards the velocity vector

under the influence of light aberration. Each triple of vectors

and

lies in one plane, and the vector

lies between the vectors

and

. The angle between the vectors

and

depends on speed module

and from the angle between the vectors

and

in accordance with formula (1.1).

На фиг. 4 представлена иллюстрация соотношения между частями устройства и связанными с ними системами координат. На чертеже показано механическое основание (5) и три звездных датчика (или оптических головки) (1), (2) и (3), прикрепленных к механическому основанию (5). С каждой из этих частей устройства связана своя система координат. С механическим основанием (5) связана единая система координат устройства (10). Ее оси координат (

) на чертеже показаны толстыми сплошными стрелками. С каждым из звездных датчиков связана собственная система координат: с датчиком (1) - система координат (6) с осями (

), с датчиком (2) - система координат (7) с осями (

), с датчиком (3) - система координат (8) с осями (

). Оси этих систем координат показаны более тонкими пунктирными стрелками. Все системы координат являются ортогональными и правыми. Номера систем координат на чертеже не показаны.In FIG. 4 illustrates the relationship between parts of a device and associated coordinate systems. The drawing shows the mechanical base (5) and three star sensors (or optical heads) (1), (2) and (3) attached to the mechanical base (5). Each of these parts of the device has its own coordinate system. A single coordinate system of the device (10) is connected with the mechanical base (5). Its coordinate axis (

) are shown in the drawing by thick solid arrows. Each of the star sensors has its own coordinate system: with the sensor (1), the coordinate system (6) with the axes (

), with a sensor (2) - coordinate system (7) with axes (

), with a sensor (3) - coordinate system (8) with axes (

) The axes of these coordinate systems are shown by thinner dashed arrows. All coordinate systems are orthogonal and right. The numbers of the coordinate systems are not shown in the drawing.

На фиг. 5 показано устройство с четырьмя звездными датчиками на жестком механическом основании, иллюстрирующее 1-й пример реализации устройства. Номерами на чертеже обозначены следующие элементы устройства: (5) - жесткое механическое основание, звездные датчики - (1), (2), (3) и (4). (Последняя цифра номера на рисунке соответствует номеру звездного датчика.) Соединительные кабели на фиг. 5 не показаны.In FIG. 5 shows a device with four star sensors on a rigid mechanical base, illustrating a 1st embodiment of the device. The numbers on the drawing indicate the following elements of the device: (5) - a rigid mechanical base, star sensors - (1), (2), (3) and (4). (The last digit of the number in the figure corresponds to the number of the star sensor.) Connecting cables in FIG. 5 are not shown.

На фиг. 6 показан блок управления, иллюстрирующий 1-й пример реализации устройства. Этот блок управления негерметичный, он устанавливается на внешней стороне КА.In FIG. 6 shows a control unit illustrating a 1st embodiment of a device. This control unit is leaky, it is installed on the outer side of the spacecraft.

На фиг. 7 показано устройство с тремя звездными датчиками на механическом основании, иллюстрирующее 2-й пример реализации устройства. Номерами на чертеже обозначены следующие элементы устройства: (5) - механическое основание, звездные датчики - (1), (2) и (3) (последняя цифра номера на рисунке соответствует номеру звездного датчика.), (11) - соединительные кабели.In FIG. 7 shows a device with three star sensors on a mechanical base, illustrating a 2nd embodiment of the device. The numbers on the drawing indicate the following elements of the device: (5) - the mechanical base, star sensors - (1), (2) and (3) (the last digit of the number in the figure corresponds to the number of the star sensor.), (11) - connecting cables.

На фиг. 8 показан блок управления, иллюстрирующий 2-й пример реализации устройства. Этот блок управления устанавливается в герметичном внутреннем отсеке КА, заполненным газом.In FIG. 8 is a control unit illustrating a 2nd embodiment of the device. This control unit is installed in a sealed internal spacecraft compartment filled with gas.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

Звездный датчик определяет свою ориентацию по наблюдениям звезд, небесные координаты которых, хранящиеся в бортовом каталоге навигационных звезд, заданы в известной системе координат (чаще всего используется экваториальная небесная система координат). В ходе функционирования звездного датчика его ориентация определяется относительно той системы координат, в которой заданы координаты звезд. Ориентация датчика описывается тремя независимыми параметрами. Одно из возможных представлений параметров ориентации состоит в задании трех углов, два из которых являются небесными (угловыми) координатами центра поля зрения звездного датчика, а третий задает величину поворота звездного датчика вокруг оси визирования, направленной в центр поля зрения, относительно определенного направления (например, направления на северный полюс мира для экваториальной системы координат).The star sensor determines its orientation from observations of stars whose celestial coordinates stored in the on-board catalog of navigation stars are specified in a known coordinate system (the equatorial celestial coordinate system is most often used). During the operation of a stellar sensor, its orientation is determined relative to the coordinate system in which the coordinates of the stars are specified. The sensor orientation is described by three independent parameters. One of the possible representations of the orientation parameters is to specify three angles, two of which are the celestial (angular) coordinates of the center of the field of view of the star sensor, and the third sets the magnitude of the rotation of the star sensor around the axis of sight directed to the center of the field of view relative to a certain direction (for example, directions to the north pole of the world for the equatorial coordinate system).

При той же ориентации в пространстве центр изображения в поле зрения звездного датчика будет смещен относительно центра изображения в поле зрения аналогичного и также ориентированного, но неподвижного звездного датчика (см. фиг. 1). Это смещение называется эффектом аберрации света и связано с конечностью скорости света.With the same spatial orientation, the center of the image in the field of view of the stellar sensor will be shifted relative to the center of the image in the field of view of a similar and also oriented but fixed stellar sensor (see Fig. 1). This displacement is called the light aberration effect and is associated with the finiteness of the speed of light.

Смещение изображений звезд под действием эффекта аберрации света описывается следующее формулойThe displacement of the images of stars under the effect of light aberration is described by the following formula

здесь ν - скорость движения прибора, с - скорость света, θ - угол между вектором скорости и направлением на наблюдаемую звезду, δθ - изменение угла θ из-за аберрации света, знак минус означает, что угол θ уменьшается - звезда смещается вперед по направлению скорости.here ν is the speed of the instrument, c is the speed of light, θ is the angle between the velocity vector and the direction to the observed star, δθ is the change in the angle θ due to light aberration, a minus sign means that the angle θ decreases - the star shifts forward in the direction of speed .

Способы автономной коррекции эффекта аберрации света и определения вектора пространственной скорости КА состоят в следующем. Получают показания от трех или большего числа звездных датчиков, установленных на борту космического аппарата (КА), направленных на различные точки небесной сферы. Вычисляют углы между видимыми положениями центров полей зрения не менее чем у трех пар звездных датчиков. Физические углы между осями визирования этих же пар звездных датчиков известны из геометрии конструкции устройства.The methods of autonomous correction of the effect of light aberration and determination of the spacecraft spatial velocity vector are as follows. They receive readings from three or more star sensors mounted on board the spacecraft (SC), aimed at various points in the celestial sphere. The angles between the visible positions of the centers of the field of view of at least three pairs of stellar sensors are calculated. Physical angles between the axes of sight of the same pairs of stellar sensors are known from the geometry of the design of the device.

Когда устройство неподвижно, углы между центрами полей зрения звездных датчиков с точностью до погрешностей измерения будут совпадать с углами между видимыми направлениями соответствующих пар осей визирования. Если устройство движется, то изображения в поле зрения каждого из датчиков под действием эффекта аберрации света смещается в направлении движения КА. Смещения будут разными - скорость движения имеет одинаковое значение для всех датчиков устройства, но углы между осями визирования датчиков и направлением скорости различаются. В результате этого углы между центрами полей зрения, вычисленные по одновременным показаниям звездных датчиков, будут отличаться от известных из геометрии конструкции устройства физически измеренных углов между их осями визирования. Зная отличия этих углов и направления осей визирования звездных датчиков в конструкционной системе координат, можно определить вектор скорости движения устройства в конструкционной системе координат. Знание ориентации КА, получаемое теми же звездными датчиками, позволяет вычислить вектор скорости КА в инерциальной системе координат. Знание величины скорости КА и углов между ней и осями визирования звездных датчиков позволяет определить отклонения, вызываемые эффектом аберрации света и учесть их в показаниях каждого из звездных датчиков.When the device is stationary, the angles between the centers of the field of view of the stellar sensors, up to measurement errors, will coincide with the angles between the visible directions of the corresponding pairs of sight axes. If the device moves, then the images in the field of view of each of the sensors under the influence of the aberration of light is shifted in the direction of motion of the spacecraft. The displacements will be different - the speed of movement has the same value for all sensors of the device, but the angles between the axes of sight of the sensors and the direction of speed are different. As a result of this, the angles between the centers of the field of view, calculated from the simultaneous readings of stellar sensors, will differ from the physically measured angles between their axis of sighting known from the geometry of the device’s design. Knowing the differences between these angles and the direction of the axes of sight of stellar sensors in the structural coordinate system, you can determine the velocity vector of the device in the structural coordinate system. The knowledge of the spacecraft orientation obtained by the same stellar sensors makes it possible to calculate the spacecraft velocity vector in an inertial coordinate system. Knowing the magnitude of the spacecraft speed and the angles between it and the axis of sight of the stellar sensors makes it possible to determine the deviations caused by the light aberration effect and take them into account in the readings of each of the stellar sensors.

В результате совместной обработки одновременно полученных показаний трех или более звездных датчиков могут быть получены следующие величины: абсолютная величина пространственной скорости устройства относительно барицентра Солнечной системы, направление этой скорости в инерциальной системе координат и в системе конструкционных координат устройства, направление осей визирования звездных датчиков с учетом и без учета эффекта аберрации света в инерциальной и конструкционной системах координат, равноточная по всем осям ориентация устройства относительно инерциальной системы координат с учетом эффекта аберрации света. По требованию потребителей устройства могут вычисляться и выдаваться не все перечисленные величины.As a result of joint processing of simultaneously obtained readings of three or more stellar sensors, the following values can be obtained: the absolute value of the spatial velocity of the device relative to the barycenter of the Solar system, the direction of this speed in the inertial coordinate system and in the structural coordinate system of the device, the direction of the axes of sight of the stellar sensors taking into account and without taking into account the effect of light aberration in the inertial and structural coordinate systems, the orientation of the device is uniform in all axes relative to the inertial coordinate system taking into account the effect of light aberration. At the request of consumers, not all of the listed values can be calculated and displayed.

В состав устройства, реализующего способ автономной коррекции эффекта аберрации света и способ определения вектора пространственной скорости КА, входят механическое основание, на которое крепятся три или более автономных звездных датчиков ориентации или оптических головок звездных датчиков ориентации, блока управления, а также источника питания и соединяющих их кабелей. Оси оптических систем звездных датчиков (оптических головок) не должны быть параллельны друг другу ни у одной пары датчиков.The structure of the device that implements the method of autonomous correction of the light aberration effect and the method of determining the spacecraft spatial velocity vector includes a mechanical base on which three or more autonomous stellar orientation sensors or optical heads of stellar orientation sensors, a control unit, as well as a power source and connecting them are attached cables. The axes of the optical systems of stellar sensors (optical heads) should not be parallel to each other in any pair of sensors.

Ниже представлено более подробное описание сущности заявляемого изобретения.Below is a more detailed description of the essence of the claimed invention.

Для определения вектора скорости космического аппарата, движущегося в пространстве, необходимо устройство, в котором на общем основании установлены три или более звездных датчика (или звездный датчик с тремя или более оптическими головками и общим блоком электроники). При этом оптические оси датчиков, которые задаются в конструкционной системе координат устройства единичными векторами

, N≥3 (N - число звездных датчиков или оптических головок в устройстве), должны быть не параллельны друг другу. Подобное устройство с тремя оптическими головками показано на фиг. 2.To determine the velocity vector of a spacecraft moving in space, a device is needed in which three or more star sensors (or a star sensor with three or more optical heads and a common electronics unit) are installed on a common base. In this case, the optical axis of the sensors, which are set in the structural coordinate system of the device by unit vectors

, N≥3 (N is the number of stellar sensors or optical heads in the device) should not be parallel to each other. A similar device with three optical heads is shown in FIG. 2.

Физические углы между осями визирования датчиков ψ_ij (i,j=1…N) в устройстве известны из геометрии конструкции устройства (его основания) и поддерживаются за счет механической жесткости конструкции. Если же механическая жесткость конструкций оказывается недостаточной, то углы могут измеряться в реальном времени устройствами для контроля геометрии.The physical angles between the axes of sight of the sensors ψ _ij (i, j = 1 ... N) in the device are known from the geometry of the device structure (its base) and are supported by the mechanical rigidity of the structure. If the mechanical rigidity of the structures is insufficient, then the angles can be measured in real time by devices to control the geometry.

Когда устройство неподвижно, углы между центрами полей зрения звездных датчиков (оптических головок) с точностью до погрешностей измерения будут совпадать с физическими углами между соответствующими парами осей визирования.When the device is stationary, the angles between the centers of the field of view of stellar sensors (optical heads), up to measurement errors, will coincide with the physical angles between the corresponding pairs of sight axes.

Если устройство движется, то изображения в поле зрения каждого из датчиков (или оптических головок) смещаются согласно формуле (1.1) и центры полей зрения, определяемые звездными датчиками, будут смещены в направлении движения КА (см. фиг. 3). Смещения будут разными - скорость движения v имеет одинаковое значение для всех датчиков устройства, но углы между осями визирования датчиков и направлением скорости различаются.If the device is moving, then the images in the field of view of each of the sensors (or optical heads) are shifted according to formula (1.1) and the centers of the fields of view determined by the stellar sensors will be shifted in the direction of the spacecraft's motion (see Fig. 3). The displacements will be different - the speed of movement v has the same value for all sensors of the device, but the angles between the axes of sight of the sensors and the direction of speed are different.

При этом углы между центрами полей зрения ψ'_ij, (i,j=1…N), вычисленные по одновременно полученным показаниям звездных датчиков, будут отличаться от физически измеренных углов ψ_ij, (i,j=1…N) между их осями визирования.Moreover, the angles between the centers of the field of view ψ ' _ij , (i, j = 1 ... N), calculated from the simultaneously obtained readings of stellar sensors, will differ from the physically measured angles ψ _ij , (i, j = 1 ... N) between their axes sights.

Зная «физические» направления осей визирования звездных датчиков в конструкционной системе координат

, а также значения углов ψ_ij и ψ'_ij, определяют вектор скорости движения устройства

в конструкционной системе координат. Для этого решают систему трех линейных алгебраических уравнений, неизвестными в которой являются компоненты вектора скорости V_x, V_y, V_z в конструкционной системе координат. В правой части этой системы уравнений стоят разности углов ψ_ij и ψ'_ij, а коэффициенты перед неизвестными выражаются через компоненты векторов

.Knowing the “physical” directions of the axes of sight of stellar sensors in the structural coordinate system

, as well as the values of the angles ψ _ij and ψ ' _ij , determine the velocity vector of the device

in the structural coordinate system. To do this, solve a system of three linear algebraic equations, unknown in which are the components of the velocity vector V _x , V _y , V _z in the structural coordinate system. On the right side of this system of equations are the differences of the angles ψ _ij and ψ ' _ij , and the coefficients in front of the unknowns are expressed in terms of the components of the vectors

.

Однократное одновременное проведение измерений тремя звездными датчиками с попарно не параллельными оптическими осями позволяет определить следующие величины:A single simultaneous measurement with three stellar sensors with pairwise non-parallel optical axes allows you to determine the following values:

- вектор пространственной скорости прибора (и КА, на котором он установлен)

=(V_x,V_y,V_z) в инерциальной системе координат, в конструкционной системе координат устройства, а также в любой системе координат, переход к которой от конструкционной системы координат устройства известен (например, в системе координат, связанной с КА);is the spatial velocity vector of the instrument (and the spacecraft on which it is installed)

= (V _x , V _y , V _z ) in the inertial coordinate system, in the structural coordinate system of the device, as well as in any coordinate system, the transition to which from the structural coordinate system of the device is known (for example, in the coordinate system associated with the spacecraft);

- видимое (искаженное аберрацией света) направление оптических осей звездных датчиков в инерциальной системе координат;- the visible (distorted by light aberration) direction of the optical axes of stellar sensors in an inertial coordinate system;

- истинное (исправленное за эффект аберрации света) направление оптических осей звездных датчиков в инерциальной системе координат;- the true (corrected for the effect of light aberration) direction of the optical axes of stellar sensors in an inertial coordinate system;

- параметры ориентации устройства относительно инерциальной системы координат из которых исключено влияние эффекта аберрации света.- orientation parameters of the device relative to the inertial coordinate system from which the influence of the effect of light aberration is excluded.

Таким образом, способ автономного определения пространственной скорости и устранения влияния аберрации света с помощью устройства включает следующие этапы. (Системы координат иллюстрируются фиг. 4. Нумерация частей устройства соответствует фиг. 4, 5 и 6. Ниже векторы

с различными индексами и пометками относятся к величинам, заданным в системе координат устройства (10), а вектора

- к величинам, заданным в инерциальной системе координат.)Thus, the method for autonomously determining the spatial velocity and eliminating the influence of light aberration using the device includes the following steps. (The coordinate systems are illustrated in Fig. 4. The numbering of parts of the device corresponds to Figs. 4, 5, and 6. Below are the vectors

with various indices and marks refer to the values specified in the coordinate system of the device (10), and the vectors

- to the values specified in the inertial coordinate system.)

1) Исходные положения каждого из звездных датчиков (11), (12), (13), (14) относительно системы координат устройства (10) описываются известными единичными векторами направления их осей визирования

, (i=1…N), где N - число звездных датчиков в устройстве. Единая система координат связана с устройством, реализующим способ автономного определения скорости, например, с основанием этого устройства.1) The initial positions of each of the stellar sensors (11), (12), (13), (14) with respect to the coordinate system of the device (10) are described by the known unit vectors of the direction of their axes of sight

, (i = 1 ... N), where N is the number of star sensors in the device. A single coordinate system is associated with a device that implements a method of autonomous determination of speed, for example, with the base of this device.

Векторы

считаются известными из конструкции звездных датчиков и устройства.Vectors

considered to be known from the design of stellar sensors and devices.

Выбирают оси координат звездных датчиков таким образом, чтобы у каждого звездного датчика (или оптической головки) ось

декартовой системы координат совпадала с его оптической осью (осью визирования), т.е.

The coordinate axes of the stellar sensors are selected so that each stellar sensor (or optical head) has an axis

Cartesian coordinate system coincided with its optical axis (axis of sight), i.e.

2) На основе известных векторов

вычисляют углы ψ_ij между парами этих векторов по формуле2) Based on known vectors

calculate the angles ψ _ij between pairs of these vectors by the formula

здесь знак «×» означает скалярное произведение векторов.here the sign "×" means the scalar product of vectors.

3) Одновременно, в заданный момент времени t получают измерения с помощью всех звездных датчиков. Эти измерения могут быть представлены направлением на центр поля зрения (направлением оси визирования) в инерциальной системе координат, искаженным эффектом аберрации света, в виде единичного вектора

и угла ϕ_i разворота датчика вокруг оси визирования относительно заданного направления (например, на северный полюс мира), здесь i - номер звездного датчика. (Выбранное представление ориентации в виде направления и угла поворота вокруг него математически эквивалентно другим возможным представлениям ориентации, но более удобно для дальнейшего рассмотрения.)3) At the same time, at a given point in time t receive measurements using all stellar sensors. These measurements can be represented by the direction to the center of the field of view (the direction of the axis of sight) in the inertial coordinate system, distorted by the effect of light aberration, in the form of a unit vector

and the angle ϕ _{i of} the sensor’s turn around the axis of sight relative to a given direction (for example, to the north pole of the world), here i is the number of the star sensor. (The selected representation of the orientation in the form of the direction and angle of rotation around it is mathematically equivalent to other possible representations of the orientation, but it is more convenient for further consideration.)

4) На основе измерений, проведенных звездными датчиками, вычисляют углы ψ'_ij, которые являются углами между единичными векторами

, полученных в результате этих измерений по формуле4) Based on measurements made by stellar sensors, the angles ψ ' _ij , which are the angles between unit vectors, are calculated

obtained as a result of these measurements by the formula

здесь знак «×» означает скалярное произведение векторов.here the sign "×" means the scalar product of vectors.

5) Находят компоненты вектора скорости

=(V_x,V_y,V_z) в системе координат устройства. Для чего решают систему линейных уравнений. Составить такую систему можно двумя способами.5) Find the components of the velocity vector

= (V _x , V _y , V _z ) in the coordinate system of the device. Why solve a system of linear equations. There are two ways to create such a system.

5.1) Из N имеющихся в устройстве звездных датчиков выбирают три и приписывают им временные номера 1, 2 и 3. Только для этих трех датчиков составляют систему трех линейных уравнений (в индексах используются временные номера):5.1) Of the N star sensors in the device, select three and assign them temporary numbers 1, 2 and 3. Only for these three sensors make up a system of three linear equations (temporary numbers are used in the indices):

Здесь

- координаты единичных векторов направления осей визирования в системе координат устройства (10), D_ij=cosψ'_ij-cosψ_ij, B_ij=1-cosψ_ij, с - скорость света.Here

are the coordinates of the unit vectors of the direction of the axis of sight in the coordinate system of the device (10), D _ij = cosψ ' _ij -cosψ _ij , B _ij = 1-cosψ _ij , s is the speed of light.

Если никакая пара осей визирования выбранных звездных датчиков не параллельна друг другу, то эта система уравнений является невырожденной и имеет единственное решение. Для решения полученной системы уравнений может использоваться любой известный метод решения линейных систем уравнений.If no pair of viewing axes of the selected stellar sensors is parallel to each other, then this system of equations is non-degenerate and has a unique solution. To solve the resulting system of equations, any known method for solving linear systems of equations can be used.

5.2) Составляют систему уравнений, включающую все пары звездных датчиков5.2) Make up a system of equations including all pairs of stellar sensors

При наличии в системе N звездных датчиков система уравнений будет содержать N(N-1)/2 уравнений, из которых N являются линейно-независимыми. При N=3 полученная система уравнений будет совпадать с приведенной в п. 5.1 выше и решается теми же методами. При N>3 получается переопределенная система уравнений, которая решается одним их следующих методов: методом наименьших квадратов, методом наибольшего правдоподобия, SVD (методом сингулярного разложения) или подобными им методами [6]. Решение переопределенной системы уравнений позволяет независимо оценить погрешность найденного решения.If there are N star sensors in the system, the system of equations will contain N (N-1) / 2 equations, of which N are linearly independent. For N = 3, the resulting system of equations will coincide with that given in Section 5.1 above and is solved by the same methods. For N> 3, an overdetermined system of equations is obtained, which is solved by one of the following methods: least squares method, maximum likelihood method, SVD (singular decomposition method) or similar methods [6]. The solution of the overdetermined system of equations allows us to independently evaluate the error of the solution found.

6) Зная скорость

и векторы

вычисляюм направления осей визирования звездных датчиков

в системе координат устройства (10) для которых устранено влияния аберрации света по следующей формуле:6) Knowing the speed

and vectors

I calculate the directions of the axes of sight of stellar sensors

in the coordinate system of the device (10) for which the influence of light aberration is eliminated according to the following formula:

здесь с - скорость света.here c is the speed of light.

7)

и

- одна и та же тройка единичных (но не ортогональных) векторов, представленных в инерциальной системе координат и в конструкционной системе координат, соответственно. Эти тройки можно совместить с помощью трехмерного поворота. Матрицу этого поворота Q можно найти несколькими способами, например, следующим: а) тройки единичных векторов

и

превращаются в правые тройки взаимно ортогональных единичных векторов

и

, таким образом, чтобы первыми векторами в тройках были, соответственно, вектора

и

, вторые вектора в тройках лежали, соответственно, в плоскостях

,

и

,

, а третьи вектора были этим плоскостям ортогональны и дополняли соответствующие пары векторов до правых троек;7)

and

- the same triple of unit (but not orthogonal) vectors represented in the inertial coordinate system and in the structural coordinate system, respectively. These triples can be combined using three-dimensional rotation. The matrix of this rotation Q can be found in several ways, for example, in the following: a) triples of unit vectors

and

turn into right triples of mutually orthogonal unit vectors

and

, so that the first vectors in triples are, respectively, vectors

and

, the second vectors in triples lay, respectively, in the planes

,

and

,

, and the third vectors were orthogonal to these planes and complemented the corresponding pairs of vectors to right triples;

б) из координат векторов ортогональных троек составляем ортогональные матрицы А и О:b) from the coordinates of the vectors of orthogonal triples, we compose the orthogonal matrices A and O:

в) искомая матрица трехмерного поворота вычисляется по следующей формуле Q=А×O^T.c) the desired three-dimensional rotation matrix is calculated by the following formula Q = A × O ^T.

В матрице Q содержится полная информация об ориентации устройства относительно инерциальной системы координат. Матрица Q может быть преобразована в любое другое представление ориентации: углы Эйлера, углы Тэйта-Брайана, ось-поворот, кватернион ориентации.The matrix Q contains complete information about the orientation of the device relative to the inertial coordinate system. The matrix Q can be transformed into any other orientation representation: Euler angles, Tate-Brian angles, rotation axis, orientation quaternion.

8) Матрица Q позволяет вычислить вектор скорости в инерциальной системе координат8) The matrix Q allows you to calculate the velocity vector in an inertial coordinate system

9) Зная матрицу ориентации Q можно (если это необходимо) определить направления осей визирования в инерциальной системе координат:9) Knowing the orientation matrix Q, you can (if necessary) determine the direction of the axis of sight in an inertial coordinate system:

- с устраненным эффектом аберрации света, или

- with the eliminated effect of light aberration, or

- без устранения эффекта аберрации света.

- without eliminating the effect of light aberration.

Данное изобретение позволяет: 1) определить параметры ориентации КА, скорректированные за воздействие эффекта аберрации света; 2) определить пространственную скорость КА (в инерциальной системе координат или в системе координат устройства). Изобретение позволяет определять вектор пространственной скорости устройства, т.е. как величину, так и направление скорости. Скорость движения определяют относительно той системы координат, к которой относятся координаты звезд на небесной сфере, содержащиеся в бортовых каталогах звездных датчиков. Обычно координаты небесных объектов приводят к системе координат, связанной с барицентром Солнечной системы - это наиболее близкая к инерциальной система отсчета, которая существует в Солнечной системе (в ней не учитываются только движение Солнечной системы вокруг центра Галактики и движение нашей Галактики относительно других галактик).This invention allows: 1) to determine the orientation parameters of the spacecraft, adjusted for the effect of light aberration; 2) determine the space velocity of the spacecraft (in the inertial coordinate system or in the coordinate system of the device). The invention allows to determine the spatial velocity vector of the device, i.e. both magnitude and direction of speed. The speed of movement is determined relative to the coordinate system to which the coordinates of the stars in the celestial sphere are contained in the on-board catalogs of stellar sensors. Usually the coordinates of celestial objects lead to a coordinate system associated with the barycenter of the solar system - this is the closest to the inertial reference system that exists in the solar system (it does not take into account only the movement of the solar system around the center of the galaxy and the motion of our galaxy relative to other galaxies).

Достоинствами предложенного способа определения ориентации с автономной коррекцией эффекта аберрации света являются:The advantages of the proposed method for determining orientation with autonomous correction of the effect of light aberration are:

- простота измерений - для достижения результата необходимо провести однократное одновременное измерение ориентации тремя звездными датчиками;- ease of measurement - to achieve the result, it is necessary to conduct a single simultaneous orientation measurement with three star sensors;

- автономность измерений - устранение эффекта аберрации света проводится только на основе результатов измерений, выполненных в самом устройстве (т.е. на борту КА);- autonomy of measurements - the elimination of the effect of light aberration is carried out only on the basis of the results of measurements performed in the device itself (i.e., on board the spacecraft);

- не требуется установка на борт КА дополнительных приборов - для получения результата используются только показания звездных датчиков, которые затем корректируются;- installation of additional instruments on board the spacecraft is not required - to obtain the result, only the readings of stellar sensors are used, which are then corrected;

- устройство будет работать на очень больших расстояниях от Солнца - пока координаты звезд в бортовых каталогах звездных датчиков не будут искажены параллактическими смещениями, т.о. устройство будет сохранять работоспособность на расстоянии не менее 100 парсек (300 световых лет) от Солнца;- the device will work at very large distances from the Sun - until the coordinates of the stars in the on-board catalogs of stellar sensors are distorted by parallactic displacements, i.e. the device will remain operational at a distance of at least 100 parsecs (300 light years) from the Sun;

- в качестве промежуточного результата устройство позволяет определить пространственную скорость КА (определяется как величина, так и направление скорости; скорость движения определяется относительно той системы координат, к которой относятся координаты звезд, содержащиеся в бортовых каталогах звездных датчиков - обычно это система координат, связанная с барицентром Солнечной системы).- as an intermediate result, the device allows you to determine the spatial velocity of the spacecraft (both the magnitude and direction of the velocity are determined; the speed of motion is determined relative to the coordinate system that includes the coordinates of the stars contained in the on-board catalogs of star sensors - usually this is the coordinate system associated with the barycenter Solar system).

При этом следует заметить, что исправления эффекта аберрации света всегда оказывается соответствующей точности самих звездных датчиков, поскольку определяется на основе их показаний.It should be noted that the correction of the effect of light aberration always turns out to be consistent with the accuracy of the stellar sensors themselves, since it is determined based on their readings.

Из приведенного выше описания способа определения ориентации КА с автономной коррекцией эффекта аберрации света следует, что для его осуществления достаточно наличия в устройстве трех звездных датчиков (см. п. 5). Однако, в условиях космической эксплуатации возможна засветка звездного датчика прямым солнечным излучением или его перекрытие небесным объектом (например, Землей). В этом случае выбор трех датчиков, сохранивших работоспособность, из большего числа установленных, позволяет устройству продолжать функционирование (см. п. 5.1). Избыточное число звездных датчиков позволяет устройству сохранять работоспособность при выходе одного из датчиков из строя, т.е. повышает его надежность. При этом одновременное использование всех звездных датчиков устройства, если их больше трех, позволяет повысить точность определения ориентации и пространственной скорости и, одновременно, независимо оценить ее погрешность (см. п. 5.2).From the above description of the method for determining the orientation of a spacecraft with autonomous correction of the effect of light aberration, it is sufficient for its implementation to have three star sensors in the device (see paragraph 5). However, under the conditions of space exploitation, the star sensor can be exposed to direct solar radiation or it can be blocked by a celestial object (for example, the Earth). In this case, the choice of three sensors that have remained operational, from a larger number of installed ones, allows the device to continue functioning (see paragraph 5.1). The excessive number of stellar sensors allows the device to maintain operability when one of the sensors fails, i.e. increases its reliability. At the same time, the simultaneous use of all stellar sensors of the device, if there are more than three, can improve the accuracy of determining orientation and spatial speed and, at the same time, independently evaluate its error (see clause 5.2).

Примеры реализации.Implementation examples.

Подтверждение возможности реализации изобретения с достижением заявленного технического результата было получено при проведении двух модельных экспериментов, в которых рассмотрены ситуации перелета КА от Земли к Марсу и КА на низкой околоземной круговой орбите на боту которых установлены ЗД средней и повышенной точности. Для моделирования использовался программный продукт MatLab.Confirmation of the possibility of implementing the invention with the achievement of the claimed technical result was obtained when conducting two model experiments in which the situations of a spacecraft flight from the Earth to Mars and a spacecraft in a low Earth orbit in a circular orbit of which medium and high accuracy missiles were installed were considered. For modeling, the software product MatLab was used.

Пример 1. Способ и устройство определения ориентации в пространстве с автономной коррекцией эффекта аберрации света.Example 1. The method and device for determining the orientation in space with autonomous correction of the effect of light aberration.

Проведено моделирование устройства определения ориентации КА в пространстве с автономной коррекцией эффекта аберрации, установленного на борту межпланетного космического аппарата, осуществляющего перелет Земля-Марс по экономичной гомановской траектории. В устройстве используются стандартные звездные датчики со случайными погрешностями равными σ=1''.A device for determining the orientation of a spacecraft in space with autonomous correction of the aberration effect installed on board an interplanetary spacecraft carrying out an Earth-Mars flight along an economical Hohman trajectory was simulated. The device uses standard stellar sensors with random errors equal to σ = 1 ''.

При движении по гомановской траетории скорость межпланетного космического аппарата относительно барицентра Солнечной системы меняется за время перелета от 33 км/с до 21,5 км/с. При таких скоростях движения максимальные величины аберрации будут составлять

, максимальная величина аберрации достигается, когда угол θ между направлением скорости движения космического аппарата и осью визирования звездного датчика составляет 90°, соответственно максимальная величина аберрации будет изменяться от δθ(33 км/с)=22,6'' до δθ(21,5 км/с)=14,7'', что в 15-22 раза больше случайной погрешности звездных датчиков, которая составляет σ=1''.When moving along the Hohman trajectory, the speed of the interplanetary spacecraft relative to the barycenter of the Solar system changes during the flight from 33 km / s to 21.5 km / s. At these speeds, the maximum aberration values will be

, the maximum aberration value is achieved when the angle θ between the direction of the spacecraft’s speed of motion and the axis of sight of the star sensor is 90 °, respectively, the maximum aberration value will change from δθ (33 km / s) = 22.6 '' to δθ (21.5 km / s) = 14.7``, which is 15-22 times more than the random error of stellar sensors, which is σ = 1 ''.

Устройство автономного определения ориентации КА в пространстве с автономной коррекцией эффекта аберрации света включает в себя четыре серийных автономных звездных датчика ориентации, установленных на механическом основании (фиг. 5), блок управления, установленный на внешней поверхности КА (фиг. 6), и соединительные кабели.The device for autonomous determination of the spacecraft orientation in space with autonomous correction of the light aberration effect includes four serial autonomous stellar orientation sensors mounted on a mechanical base (Fig. 5), a control unit mounted on the outer surface of the spacecraft (Fig. 6), and connecting cables .

Механическое основание (5) представляет собой правильную усеченную четырехугольную пирамиду, основание которой является квадратом, а боковые грани - одинаковыми трапециями с углами 60° при большей стороне, примыкающей к основанию пирамиды.The mechanical base (5) is a regular truncated quadrangular pyramid, the base of which is a square, and the side faces are the same trapezoid with angles of 60 ° with the larger side adjacent to the base of the pyramid.

Грани пирамиды жестко соединены между собой. Механической жесткости основания достаточно для удержания положения осей визирования звездных датчиков с точностью лучшей, чем погрешность определения ориентации датчиками.The faces of the pyramid are rigidly interconnected. The mechanical rigidity of the base is sufficient to maintain the position of the axes of sight of the stellar sensors with an accuracy better than the error in determining the orientation of the sensors.

Нижняя грань механического основания (5) имеет отверстия для крепления к КА, на боковые грани устанавливаются звездные датчики (1), (2), (3), (4). Все звездные датчики кабелями соединяются с блоком управления. (Кабели проходят внутри основания. Соединительные кабели и блок управления на фиг. 5 не показаны.) Показаниями звездных датчиков (1), (2), (3), (4) являются параметры ориентации, например, в виде пары

, где

- единичный вектор видимого направления оси визирования звездного датчика, ϕ_i - угол разворота звездного датчика вокруг оси визирования, i - номер датчика, характеризующий разворот конструкционных систем координат датчиков (6), (7), (8) или (9) относительно инерциальной системы координат.The lower face of the mechanical base (5) has holes for attachment to the spacecraft; star sensors (1), (2), (3), (4) are installed on the side faces. All star sensors are connected to the control unit by cables. (Cables pass inside the base. The connecting cables and the control unit are not shown in Fig. 5). The indications of star sensors (1), (2), (3), (4) are orientation parameters, for example, in the form of a pair

where

is the unit vector of the visible direction of the axis of sight of the star sensor, ϕ _i is the angle of rotation of the star sensor around the axis of sight, i is the number of the sensor characterizing the turn of the structural coordinate systems of sensors (6), (7), (8) or (9) relative to the inertial coordinates.

Система координат устройства (10) связана с механическим основанием (5). Начало, координат О находится в центре нижней грани основания. Ось OZ перпендикулярна нижней грани основания, она проходит через точку начала координат О и вершину пирамиды. Ось ОХ лежит в плоскости нижней грани основания, она проходит через точку О и середину боковой грани на которой установлен датчик №1, причем последняя точка лежит на положительной части оси ОХ. Ось OY перпендикулярна осям ОХ и OZ, а ее направление выбрано так, что оси OX, OY и OZ образуют правую тройку (см. фиг. 5).The coordinate system of the device (10) is connected with the mechanical base (5). The origin, coordinate O, is located in the center of the lower edge of the base. The axis OZ is perpendicular to the lower edge of the base, it passes through the point of origin O and the top of the pyramid. The OX axis lies in the plane of the lower edge of the base, it passes through the O point and the middle of the lateral edge on which the sensor No. 1 is installed, with the last point lying on the positive part of the OX axis. The OY axis is perpendicular to the OX and OZ axes, and its direction is chosen so that the OX, OY, and OZ axes form the right triple (see Fig. 5).

С датчиками также связаны системы координат (6), (7), (8), (9). Начала этих систем координат O_i (i=1…4, i=1 соответствует первому звездному датчику, i=2 - второму, i=3 - третьему, i=4 - четвертому) расположены в центрах (точках пересечения диагоналей) соответствующих боковых граней механического основания (5). Оси O_iX_i направлены по внешней нормали к граням основания и совпадают с осями визирования оптических систем датчиков. O_iY_i лежат в плоскости боковых граней, они проходят через точки O_i и центр основания трапеции грани. Оси O_iZ_i перпендикулярны осям O_iX_i и O_iY_i, а их направления выбраны так, чтобы оси O_iX_i, O_iY_i и O_iZ_i образовывали правую тройку векторов.Coordinate systems (6), (7), (8), (9) are also associated with sensors. The origin of these coordinate systems O _i (i = 1 ... 4, i = 1 corresponds to the first stellar sensor, i = 2 to the second, i = 3 to the third, i = 4 to the fourth) are located at the centers (points of intersection of the diagonals) of the corresponding side faces mechanical base (5). Axes O _i X _{i are} directed along the external normal to the faces of the base and coincide with the axis of sight of the optical systems of the sensors. O _i Y _i lie in the plane of the side faces, they pass through the points O _i and the center of the base of the trapezoid of the face. The axes O _i Z _{i are} perpendicular to the axes O _i X _i and O _i Y _i , and their directions are chosen so that the axes O _i X _i , O _i Y _i and O _i Z _i form the right triple of vectors.

При такой геометрии механического основания (5) и указанном выборе систем координат единичные вектора

имеют вид:With this geometry of the mechanical base (5) and the indicated choice of coordinate systems, unit vectors

have the form:

углы между осями визирования пар звездных датчиков составляютthe angles between the axes of sight of the pairs of stellar sensors are

ψ₁₂=ψ₂₃=ψ₃₄=ψ₁₄≈70,5°, ψ₁₃=ψ₂₄≈109,5°ψ ₁₂ = ψ ₂₃ = ψ ₃₄ = ψ ₁₄ ≈70.5 °, ψ ₁₃ = ψ ₂₄ ≈109.5 °

а, матрицы перехода R_i от системы координат i-го датчика к системе координат механического основания имеют вид:a, the transition matrices R _i from the coordinate system of the i-th sensor to the coordinate system of the mechanical base are:

В момент времени t одновременно проводятся измерения всеми звездными датчиками, результат проведенных измерений имеет вид

в инерциальной системе координат.At time t, measurements are simultaneously taken by all stellar sensors; the result of the measurements has the form

in an inertial coordinate system.

По показаниям звездных датчиков вычисляем измеренные (наблюдаемые) углы между центрами полей зрения звездных датчиковAccording to the readings of stellar sensors, we calculate the measured (observed) angles between the centers of the field of view of stellar sensors

здесь знак «×» означает скалярное произведение векторов.here the sign "×" means the scalar product of vectors.

Из четырех звездных датчиков выбираем три незасвеченных Солнцем, например, 1-й, 2-й и 3-й, и составляем систему уравнений:Of the four star sensors, we select three that are not illuminated by the Sun, for example, the 1st, 2nd and 3rd, and compose a system of equations:

Здесь V_X, V_Y, V_Z - компоненты вектора скорости в системе координат устройства (10), а с - скорость света. Система уравнений не вырождена, решаем ее и получаем вектор пространственной скорости

Here V _X , V _Y , V _Z are the components of the velocity vector in the coordinate system of the device (10), and c is the speed of light. The system of equations is not degenerate, we solve it and get the spatial velocity vector

Зная вектор пространственной скорости

и направления осей визирования

(все эти вектора заданы в системе координат устройства (10)) находим углы между ними

По формуле (1.1) находим поправки для этих углов

(а для векторов

- по формуле (1.2)). Вычитая поправки из соответствующих углов θ_i (или векторов

), устраняем эффект аберрации света.Knowing the spatial velocity vector

and directions of the axis of sight

(all these vectors are specified in the coordinate system of the device (10)) we find the angles between them

By the formula (1.1) we find corrections for these angles

(and for vectors

- by the formula (1.2)). Subtracting corrections from the corresponding angles θ _i (or vectors

), eliminate the effect of light aberration.

По показаниям одного или нескольких звездных датчиков можно определить матрицу Q перехода от системы координат устройства к инерциальной системе координат. Эта матрица позволяет вычислить вектор скорости в инерциальной системе координатAccording to the testimony of one or more star sensors, it is possible to determine the Q matrix of the transition from the coordinate system of the device to the inertial coordinate system. This matrix allows you to calculate the velocity vector in an inertial coordinate system

В зависимости от ориентации осей звездных датчиков относительно вектора скорости движения космического аппарата (которая может быть произвольной) разности углов δψ₁₂=ψ'₁₂-ψ₁₂, δψ₁₃=ψ'₁₃-ψ₁₃, δψ₂₃=ψ'₂₃-ψ₂₃ будут меняться в пределах: 0''≤δψ₁₂, δψ₁₃, δψ₂₃≤22,6'', причем нулевое или близкое к нулю значение может принимать только одна из разностей углов, две других при этом должны превышать 7''.Depending on the orientation of the star sensors axes relative motion velocity vector of the spacecraft (which may be arbitrary) angle difference ₁₂ δψ = ψ _'12 -ψ _12, δψ ₁₃ = ψ' ₁₃ -ψ _13, δψ ₂₃ = ψ _'23 -ψ ₂₃ will vary within the limits: 0``≤δψ ₁₂ , δψ ₁₃ , δψ ₂₃ ≤22.6 '', and only one of the difference in angles can take on zero or close to zero, the other two must exceed 7 ''.

Погрешность определения скорости согласно системе уравнений (2.1) в среднем по всем возможным ориентациям космического аппарата относительно направления его движения составляет σ_V=с⋅σ≈1,5 км/с, а погрешность определения аберрации σ_ab≈1,4''. Таким образом, остаточная погрешность исправленной за влияние аберрации света сравнима с точностью используемых в устройстве звездных датчиков и составляет 6%-10% от максимальной величины аберрации (в зависимости от орбитальной скорости космического аппарата), т.е. точность определения ориентации устройством повышается в 10-16 раз.The error in determining the speed according to the system of equations (2.1) on average for all possible orientations of the spacecraft relative to the direction of its motion is σ _V = с⋅σ≈1.5 km / s, and the error in determining the aberration is σ _ab ≈1.4 ''. Thus, the residual error corrected for the influence of light aberration is comparable with the accuracy of stellar sensors used in the device and is 6% -10% of the maximum aberration value (depending on the orbital speed of the spacecraft), i.e. the accuracy of determining the orientation of the device is increased by 10-16 times.

Таким образом, заявляемое изобретение обеспечивает достижения заявленного технического результата:Thus, the claimed invention ensures the achievement of the claimed technical result:

1) определена ориентация КА относительно инерциальной системы координат;1) the orientation of the spacecraft with respect to the inertial coordinate system is determined;

2) найдены поправки δθ_i, необходимые для коррекции эффекта аберрации света;2) the corrections δθ _i needed to correct the effect of light aberration are found;

3) точность определения ориентации возрастает в 10-16 раз;3) the accuracy of determining the orientation increases by 10-16 times;

4) определен вектор пространственной скорости

(в системе координат устройства или

(с инерциальной системе координат).4) the spatial velocity vector is determined

(in the coordinate system of the device or

(with inertial coordinate system).

5) погрешность определения скорости σ_V=1,5 км/с.5) the error in determining the velocity σ _V = 1.5 km / s.

Пример 2. Способ и устройство определения ориентации в пространстве с автономной коррекцией эффекта аберрации света.Example 2. The method and device for determining the orientation in space with autonomous correction of the effect of light aberration.

Проведено моделирование устройства определения ориентации КА в пространстве с автономной коррекцией эффекта аберрации, установленного на борту КА на экваториальной круговой околоземной орбите с высотой h=400 км. В устройстве используются звездные датчики повышенной точности со случайными погрешностями равными σ=0,3''A device for determining the orientation of the spacecraft in space with autonomous correction of the aberration effect installed onboard the spacecraft in an equatorial circular near-earth orbit with a height of h = 400 km was simulated. The device uses high-precision star sensors with random errors equal to σ = 0.3 ''

Скорость движения космического аппарата вокруг Земли по круговой орбите с высотой 400 км составляет 7,9 км/с, соответственно, скорость космического аппарата относительно барицентра Солнечной системы меняется от 22 км/с до 38 км/с в зависимости от положения аппарата на околоземной орбите. При таких скоростях движения максимальные величины аберрации будут составлять

, максимальная величина аберрации достигается, когда угол θ между направлением скорости движения космического аппарата и осью визирования звездного датчика составляет 90°, соответственно максимальная величина аберрации будет изменяться от δθ(22 км/с)=15'' до δθ(38 км/с)=26'', что в 50-87 раз больше случайной погрешности звездных датчиков, которая составляет σ=0,3''.The speed of the spacecraft around the Earth in a circular orbit with an altitude of 400 km is 7.9 km / s, respectively, the speed of the spacecraft relative to the barycenter of the Solar System varies from 22 km / s to 38 km / s, depending on the position of the device in Earth orbit. At these speeds, the maximum aberration values will be

, the maximum aberration value is achieved when the angle θ between the direction of the spacecraft’s speed of movement and the axis of sight of the star sensor is 90 °, respectively, the maximum aberration value will vary from δθ (22 km / s) = 15 '' to δθ (38 km / s) = 26 '', which is 50-87 times more than the random error of stellar sensors, which is σ = 0.3 ''.

Устройство автономного определения скорости КА в пространстве включает в себя соединительные кабели? три звездных датчика ориентации (1), (2), (3) повышенной точности, установленные на механическом основании (5) (см. фиг. 7) и блок управления (фиг. 8), установленный внутри наполненного воздухом герметичного отсека КА. Механическое основание (5) для трех ЗД представляет собой правильную треугольную пирамиду, основание которой является правильным треугольником, а боковые грани - одинаковыми равнобедренными прямоугольными треугольниками с углами 90° при вершине пирамиды (таким образом, боковые грани этой пирамиды взаимно перпендикулярны).Does the device for autonomous determination of the spacecraft speed in space include connecting cables? three stellar orientation sensors (1), (2), (3) of increased accuracy mounted on a mechanical base (5) (see Fig. 7) and a control unit (Fig. 8) installed inside the airtight compartment of the spacecraft. The mechanical base (5) for three ZDs is a regular triangular pyramid, the base of which is a regular triangle, and the side faces are identical isosceles right-angled triangles with 90 ° angles at the top of the pyramid (thus, the side faces of this pyramid are mutually perpendicular).

Нижняя грань механического основания (5) крепится непосредственно к КА, три боковые грани крепятся к нижней. Звездные датчики (1), (2), (3) кабелями (11) соединяются с блоком управления. Кабели проходят внутри основания. Показаниями звездных датчиков (1), (2) и (3) являются параметры ориентации, например, в виде пары

, где

- единичный вектор видимого направления оси визирования звездного датчика в инерциальной системе координат, ϕ_i - угол разворота звездного датчика вокруг оси визирования, i - номер датчика. Эти параметры характеризуют разворот конструкционной системы координат каждого из датчиков (6), (7) или (8) относительно инерциальной системы координат.The lower face of the mechanical base (5) is attached directly to the spacecraft, the three side faces are attached to the bottom. The star sensors (1), (2), (3) are connected to the control unit by cables (11). Cables pass inside the base. The indications of star sensors (1), (2) and (3) are orientation parameters, for example, in the form of a pair

where

is the unit vector of the visible direction of the axis of sight of the star sensor in the inertial coordinate system, ϕ _i is the angle of rotation of the star sensor around the axis of sight, i is the number of the sensor. These parameters characterize the turn of the structural coordinate system of each of the sensors (6), (7) or (8) relative to the inertial coordinate system.

Система координат устройства (10) связана с механическим основанием (5). Начало координат О находится в центре нижней грани основания. Ось OZ перпендикулярна нижней грани основания, она проходит через точку О и вершину пирамиды. Ось ОХ лежит в плоскости нижней грани основания, она проходит через точку О и середину боковой грани на которой установлен датчик №3, причем последняя точка лежит на положительной части оси ОХ. Ось OY перпендикулярна осям ОХ и OZ, а ее направление выбрано так, что оси OX, OY и OZ образуют правую тройку (см. фиг. 7).The coordinate system of the device (10) is connected with the mechanical base (5). The origin of coordinates O is in the center of the lower edge of the base. The axis OZ is perpendicular to the lower edge of the base, it passes through point O and the top of the pyramid. The OX axis lies in the plane of the lower edge of the base, it passes through the O point and the middle of the lateral edge on which the sensor No. 3 is installed, the last point lying on the positive part of the OX axis. The OY axis is perpendicular to the OX and OZ axes, and its direction is chosen so that the OX, OY, and OZ axes form a right triple (see Fig. 7).

Со звездными датчиками (1), (2), (3) также связаны системы координат (6), (7) и (8), соответственно. Начала этих систем координат O_i (i=1…3 - номера звездных датчиков) расположены в центрах (точках пересечения медиан) соответствующих боковых граней механического основания. Оси O_iX_i направлены по внешней нормали к граням основания и совпадают с осями визирования оптических систем датчиков. O_iY_i лежат в плоскости боковых граней, они проходят через точки O_i и центр гипотенузы соответствующей грани. Оси O_iZ_i перпендикулярны осям O_iX_i и O_iY_i, а их направления выбраны так, чтобы оси O_iX_i, O_iY_i и O_iZ_i образовывали правую тройку.Coordinate systems (6), (7) and (8) are also associated with star sensors (1), (2), (3), respectively. The origin of these coordinate systems O _i (i = 1 ... 3 are the numbers of stellar sensors) are located at the centers (points of intersection of the medians) of the corresponding lateral faces of the mechanical base. Axes O _i X _{i are} directed along the external normal to the faces of the base and coincide with the axis of sight of the optical systems of the sensors. O _i Y _i lie in the plane of the lateral faces, they pass through the points O _i and the center of the hypotenuse of the corresponding face. The axes O _i Z _{i are} perpendicular to the axes O _i X _i and O _i Y _i , and their directions are chosen so that the axes O _i X _i , O _i Y _i and O _i Z _i form the right triple.

При такой геометрии механического основания (5) и указанном выборе систем координат единичные вектора

имеют вид:With this geometry of the mechanical base (5) and the indicated choice of coordinate systems, unit vectors

have the form:

а углы между осями визирования пар звездных датчиков составляютand the angles between the axes of sight of the pairs of stellar sensors are

ψ₁₂=ψ₂₃=ψ₁₃=90°.ψ ₁₂ = ψ ₂₃ = ψ ₁₃ = 90 °.

В момент времени t одновременно проводятся измерения всеми звездными датчиками, результат проведенных измерений имеет вид

в инерциальной системе координат.At time t, measurements are simultaneously taken by all stellar sensors; the result of the measurements has the form

in an inertial coordinate system.

По показаниям звездных датчиков вычисляем измеренные (наблюдаемые) углы между центрами полей зрения звездных датчиковAccording to the readings of stellar sensors, we calculate the measured (observed) angles between the centers of the field of view of stellar sensors

здесь знак «×» означает скалярное произведение векторов.here the sign "×" means the scalar product of vectors.

Составляем систему уравнений для определения скорости. Система имеет вид:We compose a system of equations for determining the speed. The system has the form:

Здесь V_X, V_Y, V_Z - компоненты вектора скорости в системе координат устройства (10), а с - скорость света. Система уравнений не вырождена. Решаем ее и получаем вектор пространственной скорости

в системе координат устройства (10).Here V _X , V _Y , V _Z are the components of the velocity vector in the coordinate system of the device (10), and c is the speed of light. The system of equations is not degenerate. We solve it and get the spatial velocity vector

in the coordinate system of the device (10).

Зная вектор пространственной скорости

и направления осей визирования

(все эти вектора заданы в системе координат устройства (10)) находим углы между ними

По формуле (1.1) находим поправки для этих углов

(а для векторов

- по формуле (1.2)). Вычитая поправки из соответствующих углов θ_i (или векторов

), устраняем эффект аберрации света.Knowing the spatial velocity vector

and directions of the axis of sight

(all these vectors are specified in the coordinate system of the device (10)) we find the angles between them

By the formula (1.1) we find corrections for these angles

(and for vectors

- by the formula (1.2)). Subtracting corrections from the corresponding angles θ _i (or vectors

), eliminate the effect of light aberration.

По показаниям одного или нескольких звездных датчиков можно определить матрицу Q перехода от системы координат устройства к инерциальной системе координат. Эта матрица позволяет вычислить вектор скорости в инерциальной системе координатAccording to the testimony of one or more star sensors, it is possible to determine the Q matrix of the transition from the coordinate system of the device to the inertial coordinate system. This matrix allows you to calculate the velocity vector in an inertial coordinate system

В зависимости от ориентации осей звездных датчиков относительно вектора скорости движения космического аппарата (которая может быть произвольной) разности углов δψ₁₂=ψ'₁₂-ψ₁₂, δψ₁₃=ψ'₁₃-ψ₁₃, δψ₂₃=ψ'₂₃-ψ₂₃ будут меняться в пределах: 0''≤δψ₁₂, δψ₁₃, δψ₂₃≤26'', причем нулевое или близкое к нулю значение может принимать только одна из разностей углов, две других при этом должны превышать 8''.Depending on the orientation of the star sensors axes relative motion velocity vector of the spacecraft (which may be arbitrary) angle difference ₁₂ δψ = ψ _'12 -ψ _12, δψ ₁₃ = ψ' ₁₃ -ψ _13, δψ ₂₃ = ψ _'23 -ψ ₂₃ will vary within the limits: 0``≤δψ ₁₂ , δψ ₁₃ , δψ ₂₃ ≤26 '', and only one of the angle differences can take on zero or close to zero, the other two must exceed 8 ''.

Погрешность определения скорости согласно системе уравнений (2.2) в среднем по всем возможным ориентациям космического аппарата относительно направления его движения составляет σ_V=с⋅σ≈0,45 км/с, а погрешность определения аберрации σ_ab≈0,42''. Таким образом, остаточная погрешность исправленной за влияние аберрации света сравнима с точностью используемых в устройстве звездных датчиков и составляет 1,6%-2,8% от максимальной величины аберрации (в зависимости от орбитальной скорости космического аппарата), т.е. точность определения ориентации устройством повышается в 30-60 раз.The error in determining the velocity according to the system of equations (2.2) on average over all possible orientations of the spacecraft relative to the direction of its motion is σ _V = с⋅σ≈0.45 km / s, and the error in determining the aberration is σ _ab ≈0.42 ''. Thus, the residual error corrected for the influence of light aberration is comparable to the accuracy of the stellar sensors used in the device and is 1.6% -2.8% of the maximum aberration value (depending on the orbital speed of the spacecraft), i.e. the accuracy of determining the orientation of the device increases by 30-60 times.

Технический результат достигнут:The technical result is achieved:

1) определена ориентация КА относительно инерциальной системы координат;1) the orientation of the spacecraft with respect to the inertial coordinate system is determined;

2) найдены поправки δθ_i, необходимые для коррекции эффекта аберрации света;2) the corrections δθ _i needed to correct the effect of light aberration are found;

3) точность определения ориентации возрастает в 30-60 раз;3) the accuracy of determining the orientation increases by 30-60 times;

4) определен вектор пространственной скорости

(в системе координат устройства или

(с инерциальной системе координат).4) the spatial velocity vector is determined

(in the coordinate system of the device or

(with inertial coordinate system).

5) погрешность определения скорости составляет σ_V=0,45 км/с.5) the error in determining the velocity is σ _V = 0.45 km / s.

Библиография.Bibliography.

1. В.Е. Жаров Сферическая астрономия // Фрязино: Век-2. 2006. 480 с.1. V.E. Zharov Spherical astronomy // Fryazino: Century-2. 2006.480 s.

2. Дятлов С.А., Бессонов Р.В. Обзор звездных датчиков ориентации космических аппаратов // Механика, управление и информатика, 2009. №1. С. 11-31.2. Woodpeckers S.A., Bessonov R.V. Survey of stellar orientation sensors of spacecraft // Mechanics, Control and Informatics, 2009. No. 1. S. 11-31.

3. Емельянов Н.В. Практическая небесная механика // М.: Физический факультет МГУ, 2018. ISBN 978-5-9600218-1-7. 270 с.3. Emelyanov N.V. Practical celestial mechanics // Moscow: Faculty of Physics, Moscow State University, 2018. ISBN 978-5-9600218-1-7. 270 s

4. Иванов Н.М., Лысенко Л.Н. Баллистика и навигация космических аппаратов // М.: URSS, 2016 / 3-е издание. 680 с. ISBN 978-5-7038-4340-6.4. Ivanov N.M., Lysenko L.N. Ballistics and navigation of spacecraft // M .: URSS, 2016 / 3rd edition. 680 s ISBN 978-5-7038-4340-6.

5. Серапинас Б.Б. Глобальные системы позиционирования // М.: ИКФ «Каталог», 2002. 106 с.5. Serapinas BB Global positioning systems // M .: IKF "Catalog", 2002. 106 p.

6. Дж. Форсайт, М. Малькольм, К. Моулер Машинные методы математических вычислений // М.: Мир. 1980. 280 с.6. J. Forsyth, M. Malcolm, K. Mowler Machine Methods of Mathematical Computing // M.: Mir. 1980.280 s.

Claims (22)

1. Система для определения пространственной ориентации КА с автономной коррекцией эффекта аберрации света, вектора пространственной скорости КА, включающая установленные на борту КА блок звездных датчиков - не менее трех, установленных на общем основании таким образом, что оптические оси датчиков попарно не параллельны друг другу с заданными углами между их оптическими осями, определяемыми расположением звездных датчиков на основании, и блок обработки данных, полученных от звездных датчиков, снабженные блоками питания, где1. A system for determining the spatial orientation of a spacecraft with autonomous correction of the effect of light aberration, spacecraft’s spatial velocity vector, including a set of star sensors installed on board the spacecraft — at least three, mounted on a common base so that the optical axes of the sensors are not paired with each other given angles between their optical axes, determined by the location of the stellar sensors on the base, and the data processing unit received from the stellar sensors, equipped with power supplies, where блок звездных датчиков (ЗД) выполнен с возможностью одновременного проведения измерений входящими в него звездными датчиками, при этом каждый из звездных датчиков в блоке выполнен с возможностью определения направления оптической оси ЗД в инерциальной системе координат посредством определения координат центров полей зрения датчиков и угла разворота поля зрения вокруг его центра с получением предварительных параметров ориентации КА;the stellar sensor unit (ST) is made with the possibility of simultaneous measurements by the stellar sensors included in it, while each of the stellar sensors in the unit is configured to determine the direction of the optical axis of the ST in an inertial coordinate system by determining the coordinates of the centers of the field of view of the sensors and the angle of rotation of the field of view around its center with obtaining preliminary parameters of the spacecraft orientation; блок обработки выполнен с возможностью определения по одновременно измеренным предварительным параметрам ориентации КА углов между оптическими осями ЗД в инерциальной системе координат, по меньшей мере, трех пар ЗД, сравнения полученных углов с заданными (известными) значениями углов между оптическими осями ЗД с последующим определением вектора пространственной скорости КА в инерциальной системе координат, определением эффекта аберрации света и его учетом при определении пространственной ориентации КА.the processing unit is configured to determine from the simultaneously measured preliminary parameters of the spacecraft orientation of the angles between the optical axes of the ZD in the inertial coordinate system of at least three pairs of ZD, comparing the obtained angles with the given (known) values of the angles between the optical axes of the ZD with the subsequent determination of the spatial vector spacecraft velocity in an inertial coordinate system, determining the effect of light aberration and taking it into account when determining the spatial orientation of a spacecraft. 2. Система по п. 1, характеризующаяся тем, что при использовании трех звездных датчиков определение вектора пространственной скорости КА в инерциальной системе координат в блоке обработки реализовано посредством выполнения следующего условия:2. The system according to claim 1, characterized in that when using three stellar sensors, the determination of the spacecraft spatial velocity vector in the inertial coordinate system in the processing unit is implemented by fulfilling the following condition:

где V_x, V_y, V_z - компоненты пространственной скорости в системе координат устройства, (x₁,y₁,z₁) - координаты единичного вектора, направленного вдоль оси визирования 1-го звездного датчика (оптической головки) в системе координат устройства, (x₂,y₂,z₂) - то же для 2-го звездного датчика, (x₃,y₃,z₃) - то же для 3-го звездного датчика, В₁₂=1-cosψ₁₂, a ψ₁₂ - угол между осями визирования 1-го и 2-го звездных датчиков в системе координат устройства, B₁₃=1-cosψ₁₃, a ψ₁₃ - угол между осями визирования 1-го и 3-го звездных датчиков в системе координат устройства, В₂₃=1-cosψ₂₃, а ψ₂₃ - угол между осями визирования 2-го и 3-го звездных датчиков в системе координат устройства, D₁₂=cosψ'₁₂-cosψ₁₂, а ψ'₁₂ - угол между видимыми (определяемыми) направлениями осей визирования 1-го и 2-го звездных датчиков, D₁₃=cosψ'₁₃-cosψ₁₃, а ψ'₁₃ - угол между видимыми (определяемыми) направлениями осей визирования 1-го и 3-го звездных датчиков, D₂₃=cosψ'₂₃-cosψ₂₃, a ψ'₂₃ - угол между видимыми (определяемыми) направлениями осей визирования 2-го и 3-го звездных датчиков, с - скорость света.where V _x , V _y , V _z are the spatial velocity components in the coordinate system of the device, (x ₁ , y ₁ , z ₁ ) are the coordinates of a unit vector directed along the axis of sight of the 1st star sensor (optical head) in the coordinate system of the device , (x ₂ , y ₂ , z ₂ ) - the same for the 2nd star sensor, (x ₃ , y ₃ , z ₃ ) - the same for the 3rd star sensor, B ₁₂ = 1-cosψ ₁₂ , a ψ ₁₂ is the angle between the viewing axes of the 1st and 2nd star sensors in the coordinate system of the device, B ₁₃ = 1-cosψ ₁₃ , and ψ ₁₃ is the angle between the viewing axes of the 1st and 2nd star sensors in the coordinate system of the device , B 1 = _{23-cosψ 23} and ψ ₂₃ - the angle between the axes of sight of the 2nd and 3rd star sensors in the device coordinate system, D ₁₂ = cosψ _'12 -cosψ ₁₂ and ψ' ₁₂ - the angle between the apparent ( determinable) directions of the axes of sight of the 1st and 2nd star sensors, D ₁₃ = cosψ _'13 -cosψ ₁₃ and ψ' ₁₃ - the angle between the visible (determined by) the directions of the axes of sight of the 1st and 3rd star sensors, D ₂₃ = cosψ '-cos ₂₃ ψ _23, a ψ _'23 - the angle between the visible (determined by) lines of sight axes of the 2nd and 3rd star sensors, c - velocity of light. 3. Система по п. 1, характеризующаяся тем, что при использовании более трех звездных датчиков ориентации определение вектора пространственной скорости КА в инерциальной системе координат в блоке обработки реализовано посредством выполнения следующего условия:3. The system according to claim 1, characterized in that when using more than three stellar orientation sensors, the determination of the spacecraft spatial velocity vector in the inertial coordinate system in the processing unit is implemented by fulfilling the following condition:

где V_x, V_y, V_z - компоненты пространственной скорости в системе координат устройства, (x_i,y_i,z_i) - координаты единичного вектора, направленного вдоль оси визирования i-го звездного датчика (оптической головки) в системе координат устройства, B_ij=1-cosψ_ij, а ψ_ij - угол между осями визирования i-го и j-го звездных датчиков в системе координат устройства, D_ij=cosψ'_ij-cosψ_ij, а ψ'_ij - угол между видимыми (определяемыми) направлениями осей визирования i-го и j-го звездных датчиков, с - скорость света.where V _x , V _y , V _z are the spatial velocity components in the coordinate system of the device, (x _i , y _i , z _i ) are the coordinates of a unit vector directed along the axis of sight of the i-th star sensor (optical head) in the coordinate system of the device , B _ij = 1-cosψ _ij , and ψ _ij is the angle between the viewing axes of the i-th and j-th star sensors in the coordinate system of the device, D _ij = cosψ ' _ij -cosψ _ij , and ψ' _ij is the angle between the visible ( defined) directions of the axes of sight of the i-th and j-th star sensors, c - the speed of light. 4. Система по п. 1, характеризующаяся тем, что корректировку предварительных параметров ориентации КА осуществляют по формуле:4. The system under item 1, characterized in that the adjustment of the preliminary parameters of the orientation of the spacecraft is carried out according to the formula:

где

- видимое направление оси визирования i-го звездного датчика, искаженное эффектом аберрации света,

- истинное направление оси визирования этого датчика,

- вектор пространственной скорости КА, с - скорость света, знаком «×» обозначено векторное произведение векторов.Where

- the visible direction of the axis of sight of the i-th star sensor, distorted by the effect of light aberration,

- the true direction of the axis of sight of this sensor,

is the spacecraft spatial velocity vector, c is the speed of light, the sign “×” denotes the vector product of vectors. 5. Способ определения пространственной ориентации КА с помощью системы по п. 1, включающий одновременное измерение координат центров полей зрения датчиков в процессе движения КА, по которым определяют углы между центрами полей зрения не менее трех пар датчиков, после чего определяют величины отклонений измеренных углов от заданных, по которым определяют вектор пространственной скорости КА, после чего определяют эффект аберрации света и учитывают его при определении пространственной ориентации КА.5. A method for determining the spatial orientation of a spacecraft using the system according to claim 1, including the simultaneous measurement of the coordinates of the centers of the field of view of the sensors during the motion of the spacecraft, which determine the angles between the centers of the field of view of at least three pairs of sensors, and then determine the values of the deviations of the measured angles from given by which the spacecraft spatial velocity vector is determined, after which the light aberration effect is determined and taken into account when determining the spacecraft’s spatial orientation. 6. Способ по п. 5, характеризующийся тем, что при использовании трех звездных датчиков вектор пространственной скорости КА в инерциальной системе координат определяют из системы уравнений:6. The method according to p. 5, characterized in that when using three stellar sensors, the spacecraft spatial velocity vector in an inertial coordinate system is determined from the system of equations:

где V_x, V_y, V_z - компоненты пространственной скорости в системе координат устройства, (x₁,y₁,z₁) - координаты единичного вектора, направленного вдоль оси визирования 1-го звездного датчика (оптической головки) в системе координат устройства, (x₂,y₂,z₂) - то же для 2-го звездного датчика, (x₃,y₃,z₃) - то же для 3-го звездного датчика, В₁₂=1-cosψ₁₂, a ψ₁₂ - угол между осями визирования 1-го и 2-го звездных датчиков в системе координат устройства, В₁₃=1-cosψ₁₃, а ψ₁₃ - угол между осями визирования 1-го и 3-го звездных датчиков в системе координат устройства, В₂₃=1-cosψ₂₃, a ψ₂₃ - угол между осями визирования 2-го и 3-го звездных датчиков в системе координат устройства, D₁₂=cosψ'₁₂-cosψ₁₂, а ψ'₁₂ - угол между видимыми (определяемыми) направлениями осей визирования 1-го и 2-го звездных датчиков, D₁₃=cosψ'₁₃-cosψ_l3, a ψ'₁₃ - угол между видимыми (определяемыми) направлениями осей визирования 1-го и 3-го звездных датчиков, D₂₃=cosψ'₂₃-cosψ₂₃, а ψ'₂₃ - угол между видимыми (определяемыми) направлениями осей визирования 2-го и 3-го звездных датчиков, с - скорость света.where V _x , V _y , V _z are the spatial velocity components in the coordinate system of the device, (x ₁ , y ₁ , z ₁ ) are the coordinates of a unit vector directed along the axis of sight of the 1st star sensor (optical head) in the coordinate system of the device , (x ₂ , y ₂ , z ₂ ) - the same for the 2nd star sensor, (x ₃ , y ₃ , z ₃ ) - the same for the 3rd star sensor, B ₁₂ = 1-cosψ ₁₂ , a ψ ₁₂ is the angle between the viewing axes of the 1st and 2nd star sensors in the coordinate system of the device, B ₁₃ = 1-cosψ ₁₃ , and ψ ₁₃ is the angle between the viewing axes of the 1st and 2nd star sensors in the coordinate system of the device , B 1 = _{23-cosψ 23,} a ψ ₂₃ - the angle between the axes of sight of the 2nd and 3rd star sensors in the device coordinate system, D ₁₂ = cosψ _'12 -cosψ ₁₂ and ψ' ₁₂ - the angle between the apparent ( determinable) directions of the axes of sight of the 1st and 2nd star sensors, D ₁₃ = cosψ _'13 -cosψ _l3, a ψ' ₁₃ - the angle between the visible (determined by) the directions of the axes of sight of the 1st and 3rd star sensors, D ₂₃ = cosψ '-cos ₂₃ ψ ₂₃ and ψ _'23 - the angle between the visible (determined by) the directions of the axes of sight of the 2nd and 3rd star sensors, c - velocity of light. 7. Способ по п. 5, характеризующийся тем, что при использовании более трех звездных датчиков ориентации вектор пространственной скорости КА определяют из системы уравнений:7. The method according to p. 5, characterized in that when using more than three stellar orientation sensors, the spacecraft spatial velocity vector is determined from the system of equations:

где V_x, V_y, V_z - компоненты пространственной скорости в системе координат устройства, (x_i,y_i,z_i) - координаты единичного вектора, направленного вдоль оси визирования i-го звездного датчика (оптической головки) в системе координат устройства, B_ij=1-cosψ_ij, а ψ_ij - угол между осями визирования i-го и j-го звездных датчиков в системе координат устройства, D_ij=cosψ'_ij-cosψ_ij, а ψ'_ij - угол между видимыми (определяемыми) направлениями осей визирования i-го и j-го звездных датчиков, с - скорость света.where V _x , V _y , V _z are the spatial velocity components in the coordinate system of the device, (x _i , y _i , z _i ) are the coordinates of a unit vector directed along the axis of sight of the i-th star sensor (optical head) in the coordinate system of the device , B _ij = 1-cosψ _ij , and ψ _ij is the angle between the viewing axes of the i-th and j-th star sensors in the coordinate system of the device, D _ij = cosψ ' _ij -cosψ _ij , and ψ' _ij is the angle between the visible ( defined) directions of the axes of sight of the i-th and j-th star sensors, c - the speed of light. 8. Способ по п. 5, характеризующийся тем, что учет эффекта аберрации при определении пространственной ориентации КА производят по формуле:8. The method according to p. 5, characterized in that the account for the effect of aberration in determining the spatial orientation of the spacecraft is produced by the formula:

где

- видимое направление оси визирования i-го звездного датчика, искаженное эффектом аберрации света,

- истинное направление оси визирования этого датчика,

- вектор пространственной скорости КА, с - скорость света, знаком «×» обозначено векторное произведение векторов.Where

- the visible direction of the axis of sight of the i-th star sensor, distorted by the effect of light aberration,

- the true direction of the axis of sight of this sensor,

is the spacecraft spatial velocity vector, c is the speed of light, the sign “×” denotes the vector product of vectors.

Images