Способ определения неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости космического аппарата и устройство для его реализации

Авторы патента:

Сыров Анатолий Сергеевич (RU)

Моргунова Светлана Николаевна (RU)

Кравчук Сергей Валентинович (RU)

Соколов Владимир Николаевич (RU)

Шипов Андрей Александрович (RU)

G01C21/24 - приборы для космической навигации

Владельцы патента RU 2495379:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к контролю исправности гироскопических измерителей вектора угловой скорости космического аппарата.

Отличием предложенного технического решения является то, что способ формируют пять пороговых сигналов, сигналы норм гирокватернионов, сигналы норм базисов, сигнал нормы астрокватерниона, определяют скорости изменения выходных сигналов каждого из гироскопов и при превышении ими первого порогового сигнала формируют второй сигнал неисправности, определяют сигналы разностей сигналов гирокватернионов базисов и при превышении ими второго порогового сигнала формируют третий сигнал неисправности, после получения хотя бы одного сигнала неисправности определяют сигнал разности между сигналом нормы гирокватерниона рабочего базиса и сигналом нормы астрокватерниона и при превышении ею третьего порогового сигнала формируют четвертый сигнал неисправности, эпизодически на интервале времени в пять минут определяют сигналы разности сигналов гирокватернионов сигналов базисов и сигнала астрокватерниона и при превышении ею четвертого порогового сигнала формируют пятый сигнал неисправности, эпизодически в течение четырех секунд после получения третьего сигнала неисправности размыкают контур управления космическим аппаратом, подают на вход исполнительного устройства тестовый пробный сигнал, измеряют выходные сигналы гироскопов и при превышении ими пятого порогового сигнала формируют шестой сигнал неисправности. Устройство реализации способа дополнительно содержит три схемы «ИЛИ», четырнадцать нелинейных блоков, шесть сумматоров, четыре формирователя сигнала нормы гирокватерниона и формирователь сигнала нормы астрокватерниона, выход астродатчика через формирователь сигнала нормы астрокватерниона соединен с первыми входами пятого, шестого, седьмого и восьмого сумматоров, выход формирователя сигнала нормы астрокватерниона через девятый сумматор подключен ко входу пятого нелинейного блока, выход первого формирователя базиса соединен через последовательно соединенные первый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, пятый сумматор и шестой нелинейный блок с первым входом первой схемы «ИЛИ», выход второго формирователя базиса через последовательно соединенные второй формирователь сигнала нормы гирокватерниона, шестой сумматор и седьмой нелинейный блок соединен со вторым входом первой схемы «ИЛИ», выход третьего формирователя базиса подключен к третьему входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные третий формирователь сигнала нормы гирокватерниона, седьмой сумматор и восьмой нелинейный блок, выход четвертого формирователя базиса подключен к четвертому входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные четвертый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, восьмой сумматор и девятый нелинейный блок, выход третьего формирователя сигнала нормы гирокватерниона через десятый сумматор подключен ко входу десятого нелинейного блока, выход четвертого формирователя сигнала нормы гирокватерниона соединен со вторым входом десятого сумматора, выход первого гироскопа через одиннадцатый нелинейный блок подключен к первому входу второй схемы «ИЛИ» и через последовательно соединенные первое дифференцирующее устройство и двенадцатый нелинейный блок к первому входу третьей схемы «ИЛИ», выход второго гироскопа через тринадцатый нелинейный блок соединен со вторым входом второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные второе дифференцирующее устройство и четырнадцатый нелинейный блок со вторым входом третьей схемы «ИЛИ», выход третьего гироскопа подключен через пятнадцатый нелинейный блок к третьему входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные третье дифференцирующее звено и шестнадцатый нелинейный блок к третьему входу третьей схемы «ИЛИ», выход четвертого гироскопа через семнадцатый нелинейный блок подключен к четвертому входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные четвертое дифференцирующее устройство и восемнадцатый нелинейный блок к четвертому входу третьей схемы «ИЛИ», выходы третьей схемы «ИЛИ», десятого нелинейного блока, пятого нелинейного блока, первой схемы «ИЛИ», второй схемы «ИЛИ» являются соответственно вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами устройства. Технический результат, получаемый от использования изобретения, заключается в повышении надежности и точности способа контроля неисправности гироскопического измерителя и устройства для реализации способа. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к контролю исправности гироскопов в составе космического летательного аппарата для измерения его ориентации и угловых скоростей разворота.

Известен способ определения неисправностей гироскопов в составе измерителей ориентации и угловых перемещений космического летательного аппарата, заключающийся в том, что формируют четыре выходных сигнала гироскопов, четыре сигнала базисов, а при несменяемости выходных сигналов гироскопов в течение пяти секунд формируют первый сигнал неисправности [1].

Недостатком известного способа определения неисправностей гироскопического измерителя вектора скорости космического аппарата является низкая надежность и точность определения угловой скорости летательного аппарата в процессе изменения сложных условий полета.

Известно устройство определения неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости космического аппарата, содержащее последовательно соединенное устройство управления, первый переключатель, исполнительное устройство, космический аппарат и астродатчик, второй выход космического аппарата соединен через последовательно подключенные первый гироскоп, первый формирователь базиса и второй переключатель с первым входом устройства управления, второй вход первого переключателя соединен с выходом задатчика тестового сигнала, выход первого гироскопа соединен с первым входом первого сумматора, с первыми входами второго и третьего формирователей базиса и через последовательно соединенные первый блок задержки, первый сумматор и первый нелинейный блок - с первым входом схемы «И», третий выход космического аппарата через второй гироскоп соединен с первым входом четвертого формирователя базиса, вторыми входами второго и третьего формирователей базиса, с первым входом второго сумматора, и выход второго гироскопа соединен через последовательно соединенные второй блок задержки, второй сумматор и второй нелинейный блок со вторым входом схемы «И», четвертый выход космического аппарата через третий гироскоп соединен с третьим входом первого формирователя базиса, со вторыми входами третьего и четвертого формирователей базиса, с первым входом третьего сумматора, а выход третьего гироскопа через последовательно соединенные третий сумматор, третий нелинейный блок подключен к третьему входу схемы «И», пятый выход космического аппарата через четвертый гироскоп подключен к третьим входам второго, третьего и четвертого формирователей базисов, выход четвертого гироскопа соединен с первым входом четвертого сумматора и через последовательно включенные четвертый блок задержки, четвертый сумматор и четвертый нелинейный блок с четвертым входом схемы «И», второй вход устройства управления является входом, а выход схемы «И» - первым выходом устройства, выходы второго, третьего и четвертого формирователей базиса соединены соответственно со вторым, третьим и четвертым входами второго переключателя [2].

Недостатком известного устройства является, как и способа измерения, низкая надежность и точность определения угловой скорости космического летательного аппарата в процессе полета.

С целью исключения указанных недостатков известного способа предлагается способ определения неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости космического летательного аппарата, отличающегося тем, что формируют пять пороговых сигналов, сигналы норм гирокватернионов, сигналы норм базисов, сигнал нормы астрокватерниона, определяют скорости изменения выходных сигналов каждого из гироскопов и при превышении ими первого порогового сигнала формируют второй сигнал неисправности, определяют сигналы разностей сигналов гирокватернионов базисов и при превышении ими второго порогового сигнала формируют третий сигнал неисправности, после получения хотя бы одного сигнала неисправности определяют сигнал разности между сигналом нормы гирокватерниона рабочего базиса и сигналом нормы астрокватерниона и при превышении ею третьего порогового сигнала формируют четвертый сигнал неисправности, эпизодически на интервале времени в пять минут определяют сигналы разности сигналов гирокватернионов сигналов базисов и сигнала астрокватерниона и при превышении ею четвертого порогового сигнала формируют пятый сигнал неисправности, эпизодически в течение четырех секунд после получения третьего сигнала неисправности размыкают контур управления космическим аппаратом, подают на вход исполнительного устройства тестовый пробный сигнал, измеряют выходные сигналы гироскопов и при превышении ими пятого порогового сигнала формируют шестой сигнал неисправности.

А устройство, реализующее способ по п.2, отличается тем, что оно дополнительно содержит три схемы «ИЛИ», четырнадцать нелинейных блоков, шесть сумматоров, четыре формирователя сигнала нормы гирокватерниона и формирователь сигнала нормы астрокватерниона, выход астродатчика через формирователь сигнала нормы астрокватерниона соединен с первыми входами пятого, шестого, седьмого и восьмого сумматоров, выход формирователя сигнала нормы астрокватерниона через девятый сумматор подключен ко входу пятого нелинейного блока, выход первого формирователя базиса соединен через последовательно соединенные первый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, пятый сумматор и шестой нелинейный блок с первым входом первой схемы «ИЛИ», выход второго формирователя базиса через последовательно соединенные второй формирователь сигнала нормы гирокватерниона, шестой сумматор и седьмой нелинейный блок соединен со вторым входом первой схемы «ИЛИ», выход третьего формирователя базиса подключен к третьему входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные третий формирователь сигнала нормы гирокватерниона, седьмой сумматор и восьмой нелинейный блок, выход четвертого формирователя базиса подключен к четвертому входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные четвертый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, восьмой сумматор и девятый нелинейный блок, выход третьего формирователя сигнала нормы гирокватерниона через десятый сумматор подключен ко входу десятого нелинейного блока, выход четвертого формирователя сигнала нормы гирокватерниона соединен со вторым входом десятого сумматора, выход первого гироскопа через одиннадцатый нелинейный блок подключен к первому входу второй схемы «ИЛИ» и через последовательно соединенные первое дифференцирующее устройство и двенадцатый нелинейный блок к первому входу третьей схемы «ИЛИ», выход второго гироскопа через тринадцатый нелинейный блок соединен со вторым входом второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные второе дифференцирующее устройство и четырнадцатый нелинейный блок со вторым входом третьей схемы «ИЛИ», выход третьего гироскопа подключен через пятнадцатый нелинейный блок к третьему входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные третье дифференцирующее звено и шестнадцатый нелинейный блок к третьему входу третьей схемы «ИЛИ», выход четвертого гироскопа через семнадцатый нелинейный блок подключен к четвертому входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные четвертое дифференцирующее устройство и восемнадцатый нелинейный блок к четвертому входу третьей схемы «ИЛИ», выходы третьей схемы «ИЛИ», десятого нелинейного блока, пятого нелинейного блока, первой схемы «ИЛИ» и второй схемы «ИЛИ» являются соответственно вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами устройства.

Суть предложенного технического решения поясняется фиг.1, на которой приведена структурная схема устройства определения неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости космического аппарата, на фиг.2 - нелинейная статическая характеристика нелинейных блоков, на фиг.3 - схема расположения четырех гироскопов в пространстве, на фиг.4 - структура формирователя сигнала базиса, на фиг.5 - структура формирователей сигнала нормы гирокватерниона (и астрокватерниона).

На фигурах приняты следующие обозначения: 1 - устройство управления, 2 - первый переключатель, 3 - исполнительное устройство, 4 - космический аппарат, 5 - астродатчик, 6 - первый формирователь базиса, 7 - задатчик тестового сигнала, 8 - первый гироскоп, 9 - второй формирователь базиса, 10 - третий формирователь базиса, 11 - четвертый формирователь базиса, 12 - первый блок задержки, 13 - первый сумматор, 14 - первый нелинейный блок, 15 - схема «И», 16 - второй гироскоп, 17 - второй блок задержки, 18 - второй сумматор, 19 - второй нелинейный элемент, 20 - третий гироскоп, 21 - третий блок задержки, 22 - третий сумматор, 23 - третий нелинейный блок, 24 - четвертый гироскоп, 25 - четвертый блок задержки, 26 - четвертый сумматор, 27 - четвертый нелинейный блок, 28 - формирователь сигнала нормы астрокватерниона, 29, 30, 31, 32 - пятый, шестой, седьмой и восьмой сумматоры соответственно, 33 - девятый сумматор, 34 - пятый нелинейный блок, 35 - первый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, 36 - шестой нелинейный блок, 37 - второй формирователь сигнала нормы гирокватерниона, 38 - седьмой нелинейный блок, 39 - третий формирователь сигнала нормы гирокватерниона, 40 - восьмой нелинейный блок, 41 - четвертый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, 42 - девятый нелинейный блок, 43 -десятый нелинейный блок, 44 - десятый сумматор, 45 - одиннадцатый нелинейный блок, 46 - вторая схема «ИЛИ», 47 - первое дифференцирующее устройство, 48 - двенадцатый нелинейный блок, 49 - тринадцатый нелинейный блок, 50 - второе дифференцирующее устройство, 51 - четырнадцатый нелинейный блок, 52 - третья схема «ИЛИ», 53 - пятнадцатый нелинейный блок, 54 - третье дифференцирующее устройство, 55 - шестнадцатый нелинейный блок, 56 - семнадцатый нелинейный блок, 57 - четвертое дифференцирующее устройство, 58 - восемнадцатый нелинейный блок, 59 - первая схема «ИЛИ», 60 - второй переключатель, 61 - сигнал управления первым переключателем, 62 - сигнал управления вторым переключателем, 63, 64, 65 - соответственно первый, второй и третий усилители, 66 - одиннадцатый сумматор, 67, 68, 69 - четвертый, пятый и шестой усилители, 70, 71, 72 - первый, второй и третий умножители соответственно, 73 - двенадцатый сумматор, 74 - седьмой усилитель, 75 - первый задатчик постоянного сигнала, 76 -тринадцатый сумматор, 77 - восьмой усилитель, 78, 79 - четвертый и пятый умножители соответственно, 80 - второй задатчик постоянного сигнала, 81 -четырнадцатый сумматор, 82 - шестой умножитель, 83, 84, 85, 86 - соответственно первый, второй, третий и четвертый вычислители параметров гирокватерниона, 87, 88, 89, 90 - соответственно седьмой, восьмой, девятый и десятый умножители, 91 - пятнадцатый сумматор, 92, 93, 94, 95 - соответственно пятый, шестой, седьмой и восьмой блоки задержки, 96, 97, 98, 99 - шестнадцатый, семнадцатый, восемнадцатый и девятнадцатый умножители соответственно, 100 - шестнадцатый сумматор.

На фиг.2 изображена статическая характеристика нелинейных блоков, указанных на фиг.1. Статическая характеристика может отличаться только значением зоны нечувствительности (-П, П), которая для каждого нелинейного блока задается полетным заданием. При этом значения порогов П в нелинейных блоках фиг.1 в общем случае устанавливаются разными.

На фиг.3 показана приборная система координат OX_пY_пZ_п, расположение гироскопов 8, 16, 20 и 24, а также вид на них сверху [1]. Гироскопы расположены компланарно вокруг оси OX_п и сдвинуты на угол $\frac{π}{2}$ относительно соседних гироскопов.

На фиг.4 представлена структура формирователей сигнала базиса 6, 9, 10 и 11, одинаковая для всех и состоящая из масштабных усилителей 63, 64, 65, на входы которых поступают соответствующие выходы гироскопов, и одиннадцатого сумматора 66 с векторным выходом $ω_{x_{п}}$ , $ω_{y_{п}}$ , $ω_{z_{п}}$ .

На фиг.5 показана структура формирователей сигнала нормы гирокватерниона (астрокватерниона), который обеспечивает расчет сигнала нормы гирокватерниона (одинаково и астрокватерниона) по следующим зависимостям. По измерениям проекций угловых скоростей $ω_{x_{п}}$ , $ω_{y_{п}}$ , $ω_{z_{п}}$ на оси приборной системы координат OX_пY_пZ_п (фиг.3) определяются значения углов приращения

$Δ φ_{x_{п}} = ω_{x_{п}} \cdot Δ t, Δ φ_{y_{п}} = ω_{y_{п}} \cdot Δ t, Δ φ_{z_{п}} = ω_{z_{п}} \cdot Δ t, (1)$

где Δt=0,1 сек,

по которым определяется сигнал нормы кватерниона малого поворота космического аппарата 4

${(δ)}^{2} = 0,25 [{(Δ ϕ_{x_{п}})}^{2} + {(Δ ϕ_{y_{п}})}^{2} + {(Δ ϕ_{z_{п}})}^{2}] . (2)$

Далее рассчитывается значение гирокватерниона на i-том шаге:

$P_{i} = P_{i}^{0} + P_{i}^{1} \cdot e_{1} + P_{i}^{2} \cdot e_{2} + P_{i}^{3} \cdot e_{3} (3)$

о параметрам

$\begin{array}{l} P_{i}^{0} = P_{i - 1}^{0} \cdot Δ P_{0} - P_{i - 1}^{1} \cdot Δ P_{1} - P_{i - 1}^{2} \cdot Δ P_{2} - P_{i - 1}^{3} \cdot Δ P_{3}; \\ P_{i}^{1} = P_{i - 1}^{0} \cdot Δ P_{1} + P_{i - 1}^{1} \cdot Δ P_{0} + P_{i - 1}^{2} \cdot Δ P_{3} - P_{i - 1}^{3} \cdot Δ P_{2}; \\ P_{i}^{2} = P_{i - 1}^{0} \cdot Δ P_{2} + P_{i - 1}^{1} \cdot Δ P_{0} + P_{i - 1}^{3} \cdot Δ P_{1} - P_{i - 1}^{1} \cdot Δ P_{3}; (4) \\ P_{i}^{3} = P_{i - 1}^{0} \cdot Δ P_{3} + P_{i - 1}^{3} \cdot Δ P_{0} + P_{i - 1}^{1} \cdot Δ P_{2} - P_{i - 1}^{2} \cdot Δ P_{1}; \end{array}$

где $P_{i - 1}^{0}$ , $P_{i - 1}^{1}$ , $P_{i - 1}^{2}$ , $P_{i - 1}^{3}$ - параметры гирокватерниона на предыдущем шаге i - 1.

При этом зависимость (1) реализуется с помощью четвертого 67, пятого 68 и шестого 69 усилителей, коэффициенты усиления которых одинаковы и равны 0,1.

С помощью первого 70, второго 71, третьего 72 умножителей и двенадцатого сумматора 73 формируется сигнал (δ)² по формуле 2.

Значение r формируется с помощью седьмого усилителя 74, первого задатчика постоянного сигнала 75, тринадцатого сумматора 76, восьмого усилителя 77.

Параметры гирокватерниона по выражению (4) формируются первым 83, вторым 84, третьим 85 и четвертым 86 вычислителями параметров гирокватерниона, на входы которых поступают сигналы ΔP₁, ΔP_2, ΔP₃ и ΔP₄ с выходов соответственно четвертого 78, пятого 79, шестого 82 умножителей и четырнадцатого сумматора 81, на входы которого поступают сигналы с выходов второго задатчика постоянного сигнала 80 и седьмого усилителя 74.

Значения $P_{i}^{0}$ , $P_{i}^{1}$ , $P_{i}^{2}$ , $P_{i}^{3}$ формируются соответственно на выходах первого 83, второго 84, третьего 85 и шестого 86 вычислителей параметров гирокватерниона.

После получения параметров $P_{i}^{0}$ , $P_{i}^{1}$ , $P_{i}^{2}$ , $P_{i}^{3}$ они задерживаются соответственно пятым 92, шестым 93, седьмым 94 и восьмым 95 блоками задержки, на выходах получаем задержанные на такт Δt=0,1 сек значения параметров $P_{i - 1}^{0}$ , $P_{i - 1}^{1}$ , $P_{i - 1}^{2}$ , $P_{i - 1}^{3}$ .

Структуры вычислителей параметров гирокватерниона 83, 84, 85 и 86 формируются с помощью соединения умножителей и сумматора согласно выражениям (4) (на фиг.5 они не раскрыты ввиду очевидности их построения).

Для примера рассмотрим первое уравнение выражения (4) для вычисления параметра $P_{i}^{0}$ гирокватерниона на i-ом шаге и структуру, ее реализующую, которая изображена внутри первого вычислителя 83 параметров гирокватерниона. На фиг.5 показано, что на входы седьмого 87, восьмого 88, девятого 89 и десятого 90 умножителей поступает соответственно ΔP₀, ΔP₁, ΔP_2, ΔP₃ с выходов умножителей 78, 79, 82 и сумматора 81, а также задержанные на такт Δt=0,1 сек сигналы $P_{i - 1}^{0}$ , $P_{i - 1}^{1}$ , $P_{i - 1}^{2}$ , $P_{i - 1}^{3}$ с выходов пятого 92, шестого 93, седьмого 94 и восьмого 95 блоков задержки. На выходе пятнадцатого сумматора 91 получаем сигнал $P_{i}^{0}$ согласно первому уравнению.

Аналогично получаются структуры второго 84, третьего 85, четвертого вычислителей параметров гирокватерниона, которые строятся по второму, третьему и четвертому уравнениям выражения (4).

Далее с помощью шестнадцатого 96, семнадцатого 97, восемнадцатого 98, девятнадцатого 99 умножителей и шестнадцатого сумматора 100 формируется значение гирокватерниона P_i на i-ом шаге согласно выражению

${‖ P_{i} ‖}^{2} = {(P_{i}^{0})}^{2} + {(P_{i}^{1})}^{2} + {(P_{i}^{2})}^{2} + {(P_{i}^{3})}^{2} . (5)$

На фиг.5 приведены не все необходимые соединения. Это сделано для того, чтобы не загромождать чертеж. Из четырех уравнений выражения (4) очевидно, что на входы всех вычислителей параметров гирокватерниона 83, 84, 85, 86 необходимо подать ΔP_j и $Δ P_{i - 1}^{j}$ , $j = \bar{0,3}$ .

В случаях, когда сигналы неисправности не сформированы, информация с гироскопического измерителя вектора угловой скорости космического аппарата является достоверной и может быть использована для формирования сигнала управления в устройстве управления 1. В противном случае в устройстве управления 1 сигнал управления не формируется ввиду недостоверности получаемой информации.

Последовательность действий способа определения неисправностей реализована в виде устройства определения неисправностей, поэтому формирование шести сигналов неисправности проследим, используя фиг.1.

Первый сигнал неисправности, указанный в ограничительной части формулы изобретения на способ, формируется на выходе схемы «И» 15.

Если сигналы на выходах гироскопов 8, 16, 20 и 24 не изменяются в течение 5 секунд, то это приведет к тому, что сигналы, поступающие на сумматоры 13, 18, 22 и 26, при сравнении соответственно с сигналами, «задержанными» на шаг h, с выходов блоков задержки 12, 17, 21 и 25 на выходе обеспечат нулевой сигнал или близкий к нему - меньший порога срабатывания П (см. фиг.2). При этом на выходе схемы «И» 15 будет 1 нулевой сигнал, который будем считать поступлением первого сигнала неисправности. В этом случае не работает нормально ни один гироскоп. Если не все гироскопы неисправны, то номер неисправного гироскопа можно определить, измеряя выходы поочередно нелинейных блоков 14, 19, 23, 27.

Второй сигнал неисправности получим на выходе третьей схемы «ИЛИ» 52, на входы которой поступают производные от выходных сигналов гироскопов. Если производные будут больше первого порогового сигнала, то на выходе соответствующего линейного блока 48, 51, 55 или 58 появится сигнал, свидетельствующий о том, что скорость изменения выходного сигнала соответствующего гироскопа больше допустимой и этот гироскоп считается неисправным. Следовательно, появление ненулевого сигнала на выходе третьей схемы «ИЛИ» 52 будет свидетельствовать о выходе из строя хотя бы одного гироскопа. Какой гироскоп неисправен, можно узнать, если измерить выходы нелинейных блоков 48, 51, 55, 58.

Третий сигнал неисправности получим на выходе нелинейного блока 43, на вход которого поступает сигнал разности двух норм /с выходов формирователей 39 и 41/ от сигналов базисов, сформированных из трех выходных сигналов гироскопов (см. Фиг.1).

Четвертый сигнал неисправности получим на выходе нелинейного блока 34 в том случае, если сигнал разности между нормой сигнала рабочего базиса 6 и нормой сигнала астродатчика 5 превысит третий пороговый сигнал, установленный в нелинейном блоке 34.

Пятый сигнал неисправности формируется при превышении разностью выходных сигналов одного из гирокватернионов 35, 37, 39, 41 и астрокватерниона 5 порогового сигнала, установленного одинаковым в нелинейных блоках 36, 38, 40, 42.

Шестой сигнал неисправности на выходе второй схемы «ИЛИ» 46 формируется после получения реакции выходных сигналов гироскопов 8, 16, 20 или 24 на тестовое входное воздействие на входе исполнительного устройства 3 - после отключения выходного сигнала устройства управления 1 на время в течение четырех секунд с помощью переключателя 2, который на это время подключает тестовый сигнал с выхода задатчика тестового сигнала на вход исполнительного устройства 3.

Определение неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости космического аппарата производится в процессе функционирования системы управления, которая содержит устройство управления 1, переключатель 2, исполнительное устройство 3, собственно космический аппарат 4, гироскопические измерители 8, 16, 20, 24, астродатчик 5, «рабочий» формирователь базиса (6, 9, 10 или 11) и второй переключатель 60.

Команды, которые управляют первым 2 и вторым 60 переключателями, формируются в полетном задании и на фиг.1 - фиг.5 не отражены. В полетном задании задаются значения пороговых сигналов П всех нелинейных блоков и формируются временные циклограммы на время подключения тестового сигнала на 4 секунды, на формирование и осуществление временных интервалов пять секунд измерительного канала и полсекунды и выбора и осуществления моментов подключения «рабочего» формирователя базиса с помощью переключателя 60 по команде 62.

Как видно из фиг.1 и фиг.4, выходы формирователей базиса 6, 9, 10 и 11 являются векторными, при этом выходы вектора $ω_{x_{п}}$ , $ω_{y_{п}}$ , $ω_{z_{п}}$ поступают на входы формирователей 35, 37, 39, 41 сигнала нормы гирокватерниона, а угловая скорость ω - на входы второго переключателя 60.

Выходные сигналы гироскопов 8, 16, 20 и 24 поступают на входы дифференцирующих устройств 47, 50, 54 и 57, нелинейных блоков 56, 53, 49 и 45, формирователей базиса 6, 9, 10 и 11, сумматоров 8, 13, 18 и 26, а также блоков задержки 12,17, 21 и 25 так, как это показано на фиг.1.

Выходные сигналы каждого из сумматоров поступают на вход нелинейного блока. Выходной сигнал сумматора 26, например, представляет собой приращение показаний гироскопа 24 за такт Δt=0,1 сек. Если оно не превышает первого порогового сигнала, установленного в нелинейном блоке 27, то на выходе последнего будет нулевой сигнал. Это будет свидетельствовать об исправности гироскопа 24. Аналогично проверяется исправность остальных гироскопов, содержащих для каждого гироскопа такие же соединения из блоков задержки, сумматоров и нелинейных блоков. Поэтому на выходах нелинейных блоков 23, 19, 14 будут нулевые сигналы в случае исправности гироскопов соответственно 20, 16 и 8. Если показания приращения за время Δt=0,1 сек гироскопа будут недопустимо большие, т.е. превышать по абсолютной величине установленную норму (- П, П), то на выходе нелинейного блока будет сформирован первый сигнал неисправности, который появится и на выходе схемы «ИЛИ» 15.

Если угловые ускорения (или производные выходных сигналов) гироскопов 8, 16, 20 и 24 выйдут за установленные в нелинейных блоках 48, 51, 55 и 58 границы, то появится на выходах второй сигнал неисправности, он же появится и на выходе второй схемы «ИЛИ» 52. Происходит это при превышении первого порогового сигнала нелинейных блоков 51, 55, 48, 58.

Третий сигнал неисправности формируется на выходе нелинейного блока 43, когда разность выходов четвертого 41 и третьего 39 формирователей сигнала нормы гирокватерниона будет превышать заданные границы (- П, П), т.е. при превышении второго порогового сигнала нелинейного блока 43.

На выходе пятого нелинейного блока 34 получают четвертый сигнал неисправности при превышении разности с выходов формирователя сигнала нормы астрокватерниона 28 и выхода первого формирователя сигнала нормы гирокватерниона 35 третьего порогового сигнала, установленного в пятом нелинейном блоке 34. Структура формирователя сигнала нормы астрокватерниона точно такая же, как структура формирователя сигнала нормы гирокватерниона, представленная на фиг.5.

Пятый сигнал неисправности появится на выходе первой схемы «ИЛИ» 59 в том случае, если разность сигналов нормы астрокватерниона с выхода формирователя сигнала нормы астрокватерниона 28 и сигналов норм соответствующих гирокватернионов с выходов первого 35, второго 37, третьего 39 и четвертого 41 формирователей сигнала нормы гирокватерниона, полученных на выходах сумматоров 29, 30, 31, 32, превысит область допустимых значений, ограниченную нелинейными блоками 36, 38, 40 и 42, как это показано на фиг.1.

Эта процедура производится эпизодически в течение 5 минут.

Шестой сигнал неисправности формируется на выходе второй схемы «ИЛИ» 46 после получения третьего сигнала неисправности.

Формирование сигнала с выходов гироскопов 8, 16, 20, 24 в этот промежуток времени в течение 4 секунд представляет собой реакции последовательно соединенных исполнительного устройства 3 и космического аппарата 4 на тестовый пробный сигнал с выхода задатчика тестового сигнала 7. При этом первый переключатель 2 по команде полетного задания 61 размыкает контур управления космическим аппаратом 4 - отсоединяет выход устройства управления 1 от входа исполнительного устройства 3. Нелинейные блоки 45, 49, 53 и 56 на своем выходе выдают шестую команду неисправности соответствующего гироскопа при превышении их входными сигналами пятого порогового сигнала.

Таким образом, предложенный способ и устройство, его реализующее, позволяет контролировать канал измерения угловой скорости ω и выдавать на выходах схемы «И» 15, нелинейных блоков 34, 43 и схем «ИЛИ» 46, 52 и 59 сигналы неисправности. При неисправности на выходах схем «ИЛИ» появляется единичный сигнал, а на выходе схемы «И» - нулевой сигнал. В полетном задании задаются пороговые значения нелинейных блоков, различные для каждого канала формирования неисправностей - с первого по шестой, но в каждом канале формирования определенного типа сигнала неисправности - пороги П одинаковые. Например, при формировании пятого сигнала неисправности имеются четыре нелинейных блока 36, 38, 40 и 42 с одинаковыми порогами. Но последние не равны порогам при формировании шестого сигнала неисправности - порогам, установленным в нелинейных блоках 45, 49, 53, 56.

После получения любого вида неисправности необходимо провести мероприятия, которые направлены на предотвращение влияния неисправностей на работоспособность системы управления. Схемные решения для осуществления этих мероприятий в заявке не указаны.

Технический результат от использования предложенного технического решения (способа и устройства реализации способа) заключается в повышении надежности и точности способа и утройства измерения угловой скорости космического аппарата.

Изобретательский уровень заявленных способа и устройства реализации подтверждается отличительной частью формулы изобретения по п.п.1 и 2.

Литература

1. Уханов Е.В Разработка алгоритмов контроля и диагностики системы управления ориентацией космического аппарата. Реферат. - Харьков: ХПИ. 2005. C.56-62, 80-86 http://www.bestreferat-32636.html/прототип/.

2. Уханов Е.В Разработка алгоритмов контроля и диагностики системы управления ориентацией космического аппарата. Реферат. -Харьков: ХЛИ. 2005. C.23-47, 62-96 http://www.bestreferat-32636.html/прототип/.

1. Способ определения неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости космического аппарата, заключающийся в том, что формируют четыре выходных сигнала гироскопов, четыре сигнала базисов, а при несменяемости выходных сигналов гироскопов в течение пяти секунд формируют первый сигнал неисправности, отличающийся тем, что формируют пять пороговых сигналов, сигналы норм гирокватернионов, сигналы норм базисов, сигнал нормы астрокватерниона, определяют скорости изменения выходных сигналов каждого из гироскопов и при превышении ими первого порогового сигнала формируют второй сигнал неисправности, определяют сигналы разностей сигналов гирокватернионов базисов и при превышении ими второго порогового сигнала формируют третий сигнал неисправности, после получения хотя бы одного сигнала неисправности определяют сигнал разности между сигналом нормы гирокватерниона рабочего базиса и сигналом нормы астрокватерниона и при превышении ею третьего порогового сигнала формируют четвертый сигнал неисправности, эпизодически на интервале времени в пять минут определяют сигналы разности сигналов гирокватернионов сигналов базисов и сигнала астрокватерниона и при превышении ею четвертого порогового сигнала формируют пятый сигнал неисправности, эпизодически в течение четырех секунд после получения третьего сигнала неисправности размыкают контур управления космическим аппаратом, подают на вход исполнительного устройства тестовый пробный сигнал, измеряют выходные сигналы гироскопов и при превышении ими пятого порогового сигнала формируют шестой сигнал неисправности.

2. Устройство для определения неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости космического аппарата, содержащее последовательно соединенные устройство управления, первый переключатель, исполнительное устройство, космический аппарат и астродатчик, второй выход космического аппарата соединен через последовательно подключенные первый гироскоп, первый формирователь базиса и второй переключатель с первым входом устройства управления, второй вход первого переключателя соединен с выходом задатчика тестового сигнала, выход первого гироскопа соединен с первым входом первого сумматора, с первыми входами второго и третьего формирователей базиса и через последовательно соединенные первый блок задержки, первый сумматор и первый нелинейный блок - с первым входом схемы «И», третий выход космического аппарата через второй гироскоп соединен с первым входом четвертого формирователя базиса, вторыми входами второго и третьего формирователей базиса, с первым входом второго сумматора, выход второго гироскопа соединен через последовательно соединенные второй блок задержки, второй сумматор и второй нелинейный блок со вторым входом схемы «И», четвертый выход космического аппарата через третий гироскоп соединен с третьим входом первого формирователя базиса, со вторыми входами третьего и четвертого формирователей базиса, с первым входом третьего сумматора, а выход третьего гироскопа через последовательно соединенные третий сумматор, третий нелинейный блок подключен к третьему входу схемы «И», пятый выход космического аппарата через четвертый гироскоп подключен к третьим входам второго, третьего и четвертого формирователей базисов, выход четвертого гироскопа соединен с первым входом четвертого сумматора и через последовательно включенные четвертый блок задержки, четвертый сумматор и четвертый нелинейный блок с четвертым входом схемы «И», второй вход устройства управления является входом, а выход схемы «И» - первым выходом устройства, выходы второго, третьего и четвертого формирователей базиса соединены соответственно со вторым, третьим и четвертым входами второго переключателя, отличающееся тем, что оно содержит дополнительно три схемы «ИЛИ», четырнадцать нелинейных блоков, шесть сумматоров, четыре формирователя сигнала нормы гирокватерниона и формирователь сигнала нормы астрокватерниона, выход астродатчика через формирователь сигнала нормы астрокватерниона соединен с первыми входами пятого, шестого, седьмого и восьмого сумматоров, выход формирователя сигнала нормы астрокватерниона через девятый сумматор подключен ко входу пятого нелинейного блока, выход первого формирователя базиса соединен через последовательно соединенные первый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, пятый сумматор и шестой нелинейный блок с первым входом первой схемы «ИЛИ», выход второго формирователя базиса через последовательно соединенные второй формирователь сигнала нормы гирокватерниона, шестой сумматор и седьмой нелинейный блок соединен со вторым входом первой схемы «ИЛИ», выход третьего формирователя базиса подключен к третьему входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные третий формирователь сигнала нормы гирокватерниона, седьмой сумматор и восьмой нелинейный блок, выход четвертого формирователя базиса подключен к четвертому входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные четвертый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, восьмой сумматор и девятый нелинейный блок, выход третьего формирователя сигнала нормы гирокватерниона через десятый сумматор подключен ко входу десятого нелинейного блока, выход четвертого формирователя сигнала нормы гирокватерниона соединен со вторым входом десятого сумматора, выход первого гироскопа через одиннадцатый нелинейный блок подключен к первому входу второй схемы «ИЛИ» и через последовательно соединенные первое дифференцирующее устройство и двенадцатый нелинейный блок к первому входу третьей схемы «ИЛИ», выход второго гироскопа через тринадцатый нелинейный блок соединен со вторым входом второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные второе дифференцирующее устройство и четырнадцатый нелинейный блок со вторым входом третьей схемы «ИЛИ», выход третьего гироскопа подключен через пятнадцатый нелинейный блок к третьему входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные третье дифференцирующее звено и шестнадцатый нелинейный блок к третьему входу третьей схемы «ИЛИ», выход четвертого гироскопа подключен через семнадцатый нелинейный блок к четвертому входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные четвертоедифференцирующее устройство и восемнадцатый нелинейный блок к четвертому входу, выходы третьей схемы «ИЛИ», десятого нелинейного блока, пятого нелинейного блока, первой схемы «ИЛИ» и второй схемы «ИЛИ» являются соответственно вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами устройства.

Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата (КА) относится к космической технике. Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального КА включает глобус с нанесенной на него картой звездного неба, два охватывающих глобус кольца, центры которых совмещены с центром глобуса, элемент с круговым контуром, проекция которого на поверхность глобуса образует окружность, ограничивающую сегмент поверхности глобуса с углом полураствора, отсчитываемым от направления из центра глобуса на центр упомянутого сегмента поверхности глобуса, равным углу полураствора видимого с КА диска расположенной в центре околокруговой орбиты КА планеты, и дуговой элемент, соединенный с упомянутым элементом с круговым контуром.

Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата // 2488077

Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата // 2482451

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и выбора объектов наблюдения с борта орбитального космического аппарата (КА), движущегося по околокруговой орбите.

Способ эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы // 2477836

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы (КА ГНСС).

Способ контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы // 2477835

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС).

Устройство для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата // 2471150

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в системах управления космическими аппаратами (КА). .

Углоизмерительный прибор // 2470258

Изобретение относится к оптико-электронным системам и может быть использовано в углоизмерительных приборах ориентации космических аппаратов. .

Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата // 2469274

Углоизмерительный прибор // 2469266

Изобретение относится к оптико-электронным системам и может быть использовано в углоизмерительных приборах, предпочтительно в звездных приборах ориентации космических аппаратов.

Способ ориентирования орудия // 2466343

Изобретение относится к области навигационных измерений. .

Способ фотонной локации воздушного объекта // 2497079

Изобретение относится к области обнаружения воздушных объектов (ВО), а также к областям автоматизированных систем управления и обработки, оптики, спутниковой навигации и вычислительной техники, и может быть использовано для автоматизированного обнаружения и сопровождения ВО. Способ фотонной локации воздушного объекта (ВО), характеризующийся обнаружением ультрафиолетовым приемником (УФП) фотонного излучения ВО, обработкой принятого сигнала в УФП, а затем в вычислителе, и определением координат нахождения этого ВО в пространстве в соответствующий момент системы единого времени (СЕВ), при этом привязку к единой системе координат и к СЕВ осуществляют с помощью локальной контрольно-корректирующей станции (ЛККС), принимающей кроме фотонного излучения ВО с помощью УФП еще от навигационных спутников (НС) действующих глобальных навигационных систем периодические радиопосылки, содержащие коды текущих значений СЕВ на момент излучения радиопосылок соответствующими НС, а также данные для точного расчета координат дислокации ЛККС и входящего в нее УФП, которые обрабатываются группой спутниковых приемников и вычислителем ЛККС, отличающийся тем, что обнаружение фотонного излучения ВО, источниками которого являются области ионизации газов возле носовой части и сопла движущегося ВО, осуществляют с помощью первой и второй групп УФП, размещенных соответственно на первой и второй вертикальных синхронно и синфазно механически вращающихся вокруг своих осей в азимутальной плоскости мачтах, разнесенных друг от друга на базовое расстояние, причем с помощью каждой из групп УФП обнаружение фотонного излучения ВО в каждый данный момент времени осуществляют со всех направлений 90-градусной угломестной плоскости за счет равномерного распределения оптических осей УФП каждой группы на этих 90 градусах при узкой диаграмме направленности УФП в азимутальной плоскости, а за счет вращения мачт на каждом 360-градусном обзоре - последовательно со всех направлений 180-градусной угломестной плоскости, принимаемые каждой группой УФП излучения ВО при их наличии преобразуют в каждом УФП в цифровой код, а затем регистрируют в памяти вычислителя раздельно для каждой мачты упорядоченно для каждого обнаруженного излучения с фиксацией полученных азимутального угла и угла места, причем азимутальный угол по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения, формируемого в результате поворота мачт, а угол места по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения соответствующей совокупностью смежных УФП, одновременно с полученными углами азимута и места по каждому излучению для каждой мачты в памяти вычислителя регистрируют соответствующие данные отсчета СЕВ и рассчитанные по полученным углам значения дальности и высоты, после чего для текущего обзора отождествляют раздельно полученные отсчеты по каждой мачте по их общим признакам углов, дальности и высоты в конкретные координаты конкретных обнаруженных ВО, которые уточняются на очередном и последующих обзорах по признакам уточненных углов, дальности и высоты ВО, а также - по появляющимся дополнительным общим признакам скорости, маневра и направления движения ВО. Техническим результатом заявляемого изобретения является обеспечение пассивной локации ВО, не имеющих на их борту ультрафиолетовых передатчиков, путем приема и обработки слабых фотонных излучений от носовых и хвостовых частей движущихся ВО с помощью разнесенных друг от друга двух синхронно сканирующих пространство групп УФП. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Бортовая аппаратура межспутниковых измерений (бами) // 2504079

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к космической межспутниковой связи, и может быть использовано в космической спутниковой навигационной группировке ГЛОНАСС. Технический результат заключается в увеличении объема и достоверности передаваемой и принимаемой информации. Для этого бортовая аппаратура межспутниковых измерений (БАМИ) состоит из радиопередающего устройства, циркулятора, приемо-передающей антенны, входного усилителя приемника, радиоприемного устройства, модульного контроллера управления, формирователя радиосигнала, блока логики и коммутации, что также позволяет обеспечить автономность функционирования космической спутниковой группировки, повысить точность эфемеридного и частотно-временного обеспечения системы, оперативную доставку информации со всех навигационных космических аппаратов (НКА), передачу командно-программной и прием телеметрической информации, оперативный контроль целостности космической системы, передачу данных на НКА единой космической системы, снижение нагрузки на вычислительные средства наземного комплекса управления. 1 ил.

Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров инерциальной навигационной системы по измерениям спутниковой навигации // 2504734

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных навигационных системах (ИНС) управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого в ходе определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ИНС по измерениям спутниковой навигации, включающей измерения вектора кажущегося ускорения движущегося в инерциальном пространстве объекта, по измерениям акселерометров ИНС и корректирующим поправкам к вектору скорости в различные моменты времени, получаемым по измерениям навигационных космических аппаратов систем "Глонасс" и GPS, определяют ошибки модулей векторов кажущейся скорости, накопленных на нескольких интервалах движения, контролируемых подвижных объектов, отличающихся взаимно неколлинеарными направлениями векторов кажущейся скорости.

Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы по измерениям эталонной инерциальной навигационной системы // 2505785

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных систем управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - повышение точности. Для этого в ходе движения осуществляют определение параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям эталонной ИНС на основе измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта. Эти измерения осуществляют акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы в приборной инерциальной системе координат (ПИСК). При этом обеспечивают повышение точности счисления траектории центра масс отделяемого объекта, повышение точности ориентации осей чувствительности акселерометров ведомой ИНС отделяемого объекта в БИСК и точности прогнозирования траектории отделяемого объекта за счет устранения погрешностей в измерениях акселерометров ведомой ИНС.

Двухканальный космический телескоп для одновременного наблюдения земли и звезд со спектральным разведением изображения // 2505843

Изобретение может использоваться на космических аппаратах (КА) дистанционного зондирования Земли, снимки с которых должны удовлетворять жестким требованиям по координатной привязке, и в качестве средства определения ориентации КА. Телескоп содержит в первом канале главное зеркало, вторичное зеркало, линзовый корректор, регистрирующее устройство, размещенное в фокальной плоскости телескопа, и во втором канале - плоское наклонное эллиптическое зеркало для наблюдения звезд, размещенное в плоскости пересечения первого и второго каналов. Центральная часть обращенной в сторону вторичного зеркала поверхности главного зеркала, на которую попадает свет от Земли, закрыта зеленым отражающим светофильтром. В центральной зоне поперечного сечения второго канала установлена круглая диафрагма, препятствующая попаданию в первый канал той части света от звезд, которая не попадает на плоское наклонное эллиптическое зеркало. Часть обращенной в сторону линзового корректора поверхности регистрирующего устройства закрыта красным пропускающим светофильтром. Технический результат - возможность регистрации достаточного количества звезд одновременно с получением изображения земной поверхности для уменьшения погрешности координатной привязки этого изображения. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ определения двух угловых координат светящегося ориентира и многоэлементный фотоприемник для его реализации // 2509290

Изобретение относится к приборам навигации космических аппаратов по Солнцу или иным светящимся ориентирам. Целью изобретения является расширение поля зрения и повышение надежности устройства, измеряющего две угловые координаты светящегося ориентира. Указанная цель достигается за счет расположения определенным образом в пространстве элементарных фоточувствительных элементов, образующих многоэлементный фотоприемник, и извлечения из величин их сигналов, порядковых номеров, величины углового шага и угла наклона осей диаграмм направленности информации о двух угловых координатах светящегося ориентира. Устройство многоэлементного приемника, обуславливаемое методом определения угловых координат, позволяет реализовать датчик угловых координат в виде полупроводниковой интегральной микросхемы, добавив к нему аналого-цифровой преобразователь, вычислительное устройство, устройство управления и устройство информационного обмена. 4 н.п. ф-лы, 7 ил.

Способ определения навигационных параметров носителя и устройство гибридизации, связанное с банком фильтров калмана // 2510529

Изобретения относятся к вычислительной технике и могут быть использованы для обнаружения неисправностей спутников и корректировки таких неисправностей. Техническим результатом является возможность определения типа неисправности. Способ реализован при помощи устройства гибридизации, содержащего банк фильтров Калмана, каждый из которых формирует гибридное навигационное решение на основе инерциальных измерений, рассчитанных виртуальной платформой, и необработанных измерений сигналов, переданных группой спутников и полученных от системы спутникового позиционирования (GNSS), и включает этапы, на которых определяют для каждого из спутников, по меньшей мере, одно отношение правдоподобия между гипотезой наличия у данного спутника неисправности определенного типа и гипотезой отсутствия у спутника неисправности, констатируют наличие у спутника неисправности определенного типа на основе отношения правдоподобия, соответствующего неисправности определенного типа, и порогового значения, оценивают влияние констатированной неисправности на каждое из гибридных навигационных решений, и корректируют гибридные навигационные решения в соответствии с оценкой влияния констатированной неисправности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Оптический солнечный датчик // 2517979

Изобретение относится к приборам ориентации по солнцу и касается оптического солнечного датчика. Датчик содержит широкопольный входной оптический элемент, кодовую маску, светофильтр, защитный экран и матричное фотоприемное устройство МФПУ. Входной оптический элемент выполнен в виде составного моноблока и имеет форму четырехугольной призмы. Моноблок содержит центральную призму в форме четырехугольной усеченной правильной пирамиды, боковые грани которой имеют поглощающее покрытие и четыре боковые одинаковые призмы в форме четырехугольных неправильных пирамид. Одна из граней каждой боковой призмы имеет зеркальное покрытие и этой гранью соединена с соответствующей поглощающей гранью центральной призмы, Составной моноблок опирается на поверхность кодовой маски, в которой выполнены центральный идентификационный маркер, совмещенный с осью симметрии центральной призмы и четыре идентификационных маркера, симметрично расположенные вокруг центрального маркера. Технический результат заключается в повышении точности определения координат и обеспечении равномерности распределения разрешающей способности датчика по всему полю зрения. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата // 2525634

Заявленное изобретение относится к системам ориентации космических аппаратов и может быть использовано в качестве активного ультрафиолетового солнечного датчика. Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата содержит фотоприемник на основе природного алмаза, на входное окно которого поступает солнечная энергия, и малошумящий предварительный усилитель. При этом фотоприемник на основе природного алмаза функционально сочетает в себе как оптический ультрафиолетовый фильтр, так и ультрафиолетовый фотоприемник. Селективное выделение ультрафиолетовой области из солнечного спектра и преобразование его в электрический сигнал осуществляется в фотоприемнике на основе природного алмаза, а усиление сигнала осуществляется в малошумящем предварительном усилителе. Технический результат - повышение надежности работы датчика, точное определение направления на Солнце. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Углоизмерительный прибор // 2525652

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, обеспечивающим измерение угловых координат цели в динамическом режиме. Углоизмерительный прибор содержит объектив, матричный приемник излучения, вычислительный блок и канал геометрического эталона, состоящий из оптически сопряженных с объективом осветительного блока, имеющего три источника света, расположенные под углом 120° друг к другу, коллиматорного блока, включающего три входные и три выходные точечные диафрагмы, и зеркально-призменного блока, образующий с нанесенными на него диафрагмами коллиматора моноблок, жестко связанный с опорной плоскостью углоизмерительного прибора. Зеркально-призменный моноблок выполнен из шести боковых зеркальных граней и ограничивающих их параллельных преломляющих оснований, большее шестиугольное из которых с нанесенными на него выходными точечными диафрагмами обращено к объективу, причем его соседние ребра расположены под углом 120° друг к другу. Моноблок выполнен с тремя дополнительными преломляющими гранями, размещенными между большим основанием и соответствующей боковой зеркальной гранью, составляющей с большим основанием острый угол и размещенной перед выходной точечной диафрагмой, каждая дополнительная грань снабжена входной точечной диафрагмой, а углы между большим основанием и тремя дополнительными преломляющими гранями и тремя боковыми зеркальными гранями, расположенными перед тремя входными точечными диафрагмами, равны 90°. Технический результат - повышение точности прибора без усложнения его конструкции и увеличения массогабаритных характеристик. 7 ил.