Methods and structures are provided that enhance attitude control during gyroscope substitutions by insuring that a spacecraft's attitude control system does not drive its absolute-attitude sensors out of their capture ranges. In a method embodiment, an operational process-noise covariance Q of a Kalman filter is temporarily replaced with a substantially greater interim process-noise covariance Q. This replacement increases the weight given to the most recent attitude measurements and hastens the reduction of attitude errors and gyroscope bias errors. The error effect of the substituted gyroscopes is reduced and the absolute-attitude sensors are not driven out of their capture range. In another method embodiment, this replacement is preceded by the temporary replacement of an operational measurement-noise variance R with a substantially larger interim measurement-noise variance R to reduce transients during the gyroscope substitutions.

Методы и структуры provided that увеличьте управление ориентацией во время замещений волчка путем обеспечение что системаа управления ориентации корабля не управляет своими датчиками совершенно-orientaqii из их рядов захвата. В воплощении метода, рабочий ковариант ц процесс-wuma фильтра Kalman временно заменен с существенн большим ковариантом ц процесс-wuma промежутка времени. Эта замена увеличивает вес, котор дали к самым недавним измерениям ориентации и торопит уменьшение угловых ошибок и ошибок по смещению волчка. Влияние ошибки замененных волчков уменьшено и датчики совершенно-orientaqii не управляются из их ряда захвата. В другое воплощение метода, эта замена предшествуется временно заменой рабочего отклонения р измерени-wuma с существенн более большим отклонением р измерени-wuma промежутка времени для уменьшения переходных процессов во время замещений волчка.