Об определении ориентации космического аппарата с использованием информации спутниковых навигационных систем

Abstract

Представлен обзор основных результатов исследования задачи определения ориентации космического аппарата с использованием спутниковых навигационных систем (СНС). Исследована необходимость использования дополнительных инерциальных датчиков для достижения приемлемой точности. Определено наиболее приемлемое возможное решение в этой части. Показана необходимость использования дополнительных аппаратных и математических средств для решения задачи определения ориентации с высокой дискретностью. Разработан программный комплекс для априорной оценки точности определения ориентации, который позволяет получать априорную оценку точности определения ориентации КА с использованием информации, полученной от комбинированной навигационной системы – СНС и системы датчиков угловых скоростей.

Представлено огляд головних результатів дослідження задачі визначення орієнтації космічного апарата з використанням супутникових навігаційних систем (СНС). Досліджена необхідність використання додаткових інерційних датчиків для досягнення прийнятної точністі. Визначено найбільш прийнятне рішення в цій частині. Показана необхідність використання додаткових апаратних та математичніх засобів для вирішення задачі визначання орієтації з високою дискретністю. Розроблено програмно-математичний комплекс для апріорної оцінки точністі визначення орієнтації, який дозволяє визначати апріорну оцінку точністі визначення орієнтації космічного апарата з використанням інформації, отриманої від комбінованої СНС і системи датчиків кутової швидкості.

The main results of studies of the spacecraft attitude determination task with use of the sattelite navigation system information are presented. The necessity of additional inertial sensors for reaching a comprehensible accuracy is investigated. The most acceptable solution in this part is defined. The necessity of additional hardware and mathematical tools for the solution of the attitude determination problem with a high discreteness is shown. The software complex is developed to estimate a priori the accuracy of the attitude determination which allows to estimate a priori the accuracy of the space vehicle attitude determination with the information obtained from a combined space navigation system and angular rate sensors.