Патенты автора Сыров Анатолий Сергеевич (RU)

Изобретение относится к области бортового приборостроения и может найти применение для определения неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости (ГИВУС) космического аппарата. Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе повышения точности и надежности определения неисправностей ГИВУС. Для этого осуществляется контроль каналов измерения угловой скорости космического аппарата путем формирования шести сигналов неисправности, которые поступают на вход вычислителя системы управления космического аппарата и являются исходными данными для обнаружения состояния отказа среди измерителей гироскопического измерителя вектора угловой скорости и определения отказавшего датчика угловой скорости. При этом используют устройство управления 1, первый переключатель 2, исполнительное устройство 3, космический аппарат 4, астродатчик 5, четыре датчика угловой скорости 6, 7, 8 и 9, задатчик тестового сигнала 10, первый 11, второй 12, третий 13 блоки контроля, четыре усилителя 14, 15, 16 и 17, четыре сумматора 18, 19, 20 и 21, четыре задатчика постоянного сигнала 22, 23, 24 и 25, четыре формирователя сигнала базиса 26, 27, 28 и 29, четвертый блок контроля 30 и второй переключатель 31. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования цифроаналогового сигнала угловой стабилизации нестационарного объекта управления. Для формирования сигнала угловой стабилизации задают цифровой сигнал углового положения, измеряют цифровой сигнал углового положения, формируют его запаздывание, измеряют аналоговый сигнал угловой скорости, формируют цифровой сигнал рассогласования и преобразовывают его в аналоговый сигнал, формируют выходной сигнал угловой скорости, измеряют сигнал скоростного напора, формируют ограничение сигнала запаздывания определенным образом, задают сигнал минимального скоростного напора, выставляют минимальный уровень сигнала ограничения суммарного сигнала при значениях скоростного напора, равных или меньше, чем минимальное. Устройство содержит цифровой датчик угла, датчик угловой скорости, цифровой задатчик угла, цифровой блок сравнения, цифроаналоговый преобразователь, суммирующий усилитель, исполнительное устройство, элемент запаздывания, датчик скоростного напора, три адаптивных ограничителя сигнала, однополярный релейный элемент, управляемый ключ, задатчик сигнала минимального скоростного напора, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение точности и качества управления нестационарным объектом управления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования сигнала управления боковым движением нестационарного беспилотного летательного аппарата с адаптивно-функциональной коррекцией. Для формирования сигнала управления задают угол курса, измеряют сигнал угла курса, формируют сигнал рассогласования по курсу, ограничивают сигнал управляющего воздействия по крену, измеряют сигналы угловой скорости по крену, курсу и скоростного напора, усиливают сигнал рассогласования по курсу и угловой скорости по курсу, суммируют полученные сигналы, инвертируют корректирующее усиление сигнала рассогласования по курсу, инвертируют масштабирование суммарного сигнала, формируют задающее значение координирующего сигнала управления по крену, формируют корректирующую компоненту по крену, формируют базовый сигнал управления по крену определенным образом, формируют выходной сигнал управления, ограниченный определенным образом. Устройство содержит задатчик угла курса, два блока вычитания, датчик угла курса, два ограничителя сигнала, датчик угла крена, датчик угловой скорости по курсу, датчик угловой скорости по крену, датчик скоростного напора, два адаптивных суммирующих усилителя, адаптивный корректирующий инвертирующий усилитель, адаптивный ограничитель сигнала, адаптивный инвертирующий масштабный усилитель, соединенные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей при полете в широком высотно-скоростном диапазоне траекторий. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству для формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата (ЛА). Для формирования сигнала стабилизации задают сигнал углового отклонения положения ЛА, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости ЛА, измеряют сигнал скоростного напора, формируют сигнал рассогласования между ограниченным определенным образом сигналом заданного углового отклонения и ограниченным сигналом запаздывания и преобразуют его в аналоговый сигнал, формируют суммарный сигнал на основе аналогового сигнала, ограничивают суммарный сигнал определенным образом для воздействия на рулевой привод. Устройство содержит измеритель углового положения и измеритель угловой скорости ЛА, задатчик сигнала углового отклонения ЛА, блок сравнения, цифроаналоговый преобразователь, рулевой привод, звено запаздывания, измеритель скоростного напора, два адаптивных ограничителя сигнала, адаптивный суммирующий усилитель с ограничением, противоизгибный фильтр, соединенные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей, точности и качества управления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области радиоэлектроники и предназначено для отвода тепла от теплонагруженных элементов электронной радиоаппаратуры в герметичных и негерметичных отсеках на борту летательных аппаратов, работающих в жестких климатических условиях, и в условиях воздействия вибрационных и ударных нагрузок. Технический результат - повышение эффективности отвода тепла от печатной платы и обеспечение необходимой жесткости крепления теплоотвода в условиях воздействия вибрационных и ударных нагрузок. Достигается тем, что устройство отвода тепла содержит корпус 1, внутри которого расположен теплопровод 2, на котором жестко закреплена печатная плата 3 с радиоэлектронными элементами. В корпусе 1 выполнена проточка с клиновым скосом, в которую установлены теплоотвод 2 и брусок 4 из теплопроводящего материала с ответным клиновым скосом с возможностью его перемещения фиксирующими элементами по клиновому скосу проточки до упора в стенку проточки, выполненную под прямым углом. 2 ил.

Изобретение относится к радиоэлектронной технике, а именно к конструкции блоков пакетного типа, содержащих печатные платы и разъемные электрические соединения, и может быть использовано в вычислительных и им подобных блоках. Технический результат - обеспечение возможности сохранения, прерывания или переадресовывания цепи последовательных электрических соединений через пружинные контакты между функционально-законченными отрезками пакета печатных плат радиоэлектронного блока, что позволяет существенно улучшить его габаритно-массовые характеристики, либо расширить объем решаемых задач. Достигается тем, что радиоэлектронный блок содержит пакет печатных плат 1 с контактными площадками 2, межплатный соединитель 3 с пружинными контактами 4, расположенными между печатными платами и взаимодействующими с контактными площадками, разделительную рамку 5 с упорным фланцем 6, расположенную между двух печатных плат 7 и 8, электрически соединенных между собой. В отверстии разделительной рамки 5 установлен межплатный соединитель 3 с пружинными контактами 4, взаимодействующий с контактными площадками переходных колодок 9 и 10, закрепленных на печатных платах 7 и 8, установленных с двух сторон разделительной рамки 5. 2 ил.

Группа изобретений относится к космической технике. В способе управления ориентацией КА в пространстве формируют эталонный вектор выходных угловых скоростей ориентации, усиливают вектор выходных угловых скоростей ориентации и суммируют его с вектором сигналов управления. Система управления ориентацией КА содержит модель блока регуляторов, модель блока исполнительных устройств, модель КА без перекрестных обратных связей, модель блока датчиков угла, модель блока датчиков угловой скорости, блок усилителей, блок сумматоров, выход блока задатчиков угла через последовательно соединенные модель блока регуляторов, модель блока исполнительных устройств, модель космического аппарата без перекрестных обратных связей, модель блока датчиков угловой скорости. Блок сумматоров и блок усилителей соединен с четвертым входом блока регуляторов, выход модели блока датчиков угла соединен со вторым входом модели блока регуляторов, третий вход которого соединен с выходом модели блока датчиков угловой скорости. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности управления ориентацией, качества переходных процессов и уменьшение энергозатрат на управление ориентацией. 2 н.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК). Для уменьшения рассогласования между проекцией вектора направления на Солнце и нормалью к рабочей поверхности СБ формируют команды на вращение и прекращение вращения СБ. При отсутствии вращения после выдачи соответствующих команд определяют ближайшее к текущему положению СБ фиксированное положение относительно ССК. Устанавливают фиксированное значение заданного угла, соответствующее ближайшему фиксированному значению относительно ССК, контролируют в течение заданного заранее интервала времени установку СБ в заданное фиксированное положение. Техническим результатом изобретения является продление ресурса функционирования и повышение живучести КА при отказе устройства поворота СБ. 4 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока. Задают углы срабатывания и отпускания СБ, диапазон времени определения положения СБ на освещенном участке орбиты и максимально допустимый угол анализа токов. Задают максимально допустимые ошибку определения углового положения СБ и период измерения токов. Устанавливают начальное значение максимального фонового тока и вычисляют точность определения положения СБ. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей и повышение эффективности способа управления положением СБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА). Устройство для ориентации КА по углу крена содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, шесть нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, модель основного контура ориентации, двигатель-маховик, КА, два блока чистого запаздывания, астродатчик, основной контур ориентации. Формируют сигнал задания, измеряют угол крена, определяют сигнал ошибки, определяют сигнал оценки угла крена, сигнал оценки угловой скорости, сигнал оценки ошибки, формируют управление из сигнала ошибки и сигнала оценки угловой скорости, формируют сигнал оценки управления из сигнала оценки ошибки и сигнала оценки угловой скорости, определяют первый сигнал разности сигнала оценки управления и сигнала управления, суммируют сигнал управления и интеграл первого сигнала разности, определяют второй сигнал разности оценки угла крена и угла крена, запоминают первый сигнал коррекции и суммируют его с сигналом оценки ошибки, запоминают второй сигнал коррекции и суммируют его после отказа астродатчика с оценкой сигнала ошибки, суммируют сигнал оценки угла крена с сигналом ошибки. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА по углу крена. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Устройство ориентации КА по углу крена содержит десять сумматоров, четыре усилителя, четыре интегратора, модель двигателя-маховика, двигатель-маховик, два блока памяти, нормально-разомкнутый переключатель, три нормально-замкнутых переключателя, астродатчик, основной контур ориентации (ОКО), КА, модель ОКО. Изобретение позволяет повысить точность и надежность ориентации КА по углу крена. 1 ил.

Группа изобретений относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА). Способ включает дополнительное формирование сигналов оценки угла ориентации и угловой скорости вращения КА. Также формируют эталонные сигналы угла ориентации, угловой скорости и сигнал оценки управления. Для указанных угла ориентации и угловой скорости определяют их разности с сигналами их оценки, а также разности с их эталонными значениями. Определяют разность сигнала управления и его оценки и, наконец, сигнал коррекции сигнала задания математической модели и сигнал оценки внешней помехи по соответствующим формулам. На этой основе корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости КА, которые используют для управления КА. Устройство дополнительно содержит эталонную модель основного контура ориентации КА и другие необходимые элементы и связи. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем автоматического управления летательными аппаратами с реализацией режимов координированных разворотов. Технический результат - повышение статической и динамической точности управления. Предложенным построением устройства управления достигается функциональная возможность варьирования интенсивностью управления при изменении задающих воздействий в широких пределах. Устройство управления содержит датчик угла крена, датчик угловой скорости по крену, датчик угла курса, датчика угловой скорости по курсу, первый и второй суммирующие усилители, задатчик сигнала управления по курсу, первый и второй блоки вычитания, инвертирующий усилитель, первый и второй нелинейные элементы с ограничением, нелинейный элемент с зоной нечувствительности, усилитель и ограничитель сигнала. 1 ил.

Изобретение относится к бортовым устройствам для систем автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА). Техническим результатом является повышение устойчивости процессов управления. Устройство управления содержит задатчик сигнала управления, три блока вычитания и три усилителя, сумматор, противоизгибный фильтр, измеритель угла, измеритель угловой скорости, два формирователя модульной функции, блок выделения сигнала положительной полярности, масштабный усилитель с зоной нечувствительности и управляемый ключ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). В предлагаемом способе сигнал гироизмерений вектора угловой скорости (ВУС) используют для формирования сигнала управления. При этом после отказа одного гироскопа формируют сигнал среднего значения астроизмерений ВУС. При отказе двух или более гироскопов формируют сигнал идентификации ВУС, а для формирования управления используют сигнал среднего значения астроизмерений ВУС. При отказе астродатчика для формирования сигнала управления используют сигнал идентификации ВУС. Предлагаемое устройство структурно включает в себя КА и его модель, астродатчик, гироскопический измеритель ВУС, формирователи сигналов гиро- и астрокватернионов и кватерниона сигнала идентификации ВУС. В состав устройства введены два нелинейных блока и два формирователя сигнала переключения. Указанные элементы соединены между собой через цепи с сумматорами, нормально-замкнутыми и нормально-разомкнутыми переключателями. Технический результат группы изобретений заключается в повышении надежности и точности измерения вектора угловой скорости КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). В предлагаемом способе сигнал гироизмерений вектора угловой скорости (ВУС) используют для формирования сигнала управления. При этом после отказа одного гироскопа формируют сигнал среднего значения астроизмерений ВУС. При отказе двух или более гироскопов формируют сигнал идентификации ВУС, а для формирования управления используют сигнал среднего значения астроизмерений ВУС. При отказе астродатчика для формирования сигнала управления используют сигнал идентификации ВУС. Предлагаемое устройство структурно включает в себя КА и его модель, астродатчик, гироскопический измеритель ВУС, формирователи сигналов гиро- и астрокватернионов и кватерниона сигнала идентификации ВУС. В состав устройства введены два нелинейных блока и два формирователя сигнала переключения. Указанные элементы соединены между собой через цепи с сумматорами, нормально-замкнутыми и нормально-разомкнутыми переключателями. Технический результат группы изобретений заключается в повышении надежности и точности измерения вектора угловой скорости КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к способам и системам ориентации космического аппарата (КА). В предлагаемом способе формируют сигналы оценки: угла ориентации, угловой скорости вращения КА и управления. Определяют разности сигналов указанных параметров и их оценок. По некоторым формулам вычисляют коррекции сигналов задания и оценки внешней помехи. С учетом данных коррекций корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости. Последние используют в контуре управления ориентацией КА. Предлагаемое устройство содержит дополнительные блоки: памяти, сумматоров, усилителей, интеграторов, связанные друг с другом и прочими элементами через систему переключателей. В устройстве использованы модели основного контура ориентации КА и двигателя-маховика. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности и надежности системы ориентации КА при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

(57) Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации КА заключается в формировании сигнала оценки угла и сигнала оценки угловой скорости вращения КА, формировании сигнала оценки управления, определении сигнала разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определении сигнала разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определении сигнала разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определении скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Затем формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Устройство для реализации способа содержит пять нормально замкнутых переключателей, два нормально разомкнутых переключателя, семь сумматоров, модель двигателя-маховика, два усилителя, пять интеграторов. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации космического аппарата заключается в том, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости КА, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости и определяют скорректированный сигнал оценки угла и скорректированный сигнал оценки угловой скорости и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости. Устройство для реализации способа ориентации КА содержит модель двигателя-маховика, четыре интегратора, четыре сумматора, четыре нормально замкнутых переключателя, два нормально разомкнутых переключателя, выход второго сумматора через последовательно соединенные модель двигателя-маховика, первый интегратор, четвертый сумматор, второй интегратор, пятый сумматор, шестой сумматор, первый переключатель, третий интегратор соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен через первый переключатель со вторым входом первого сумматора, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные седьмой сумматор, второй переключатель и четвертый интегратор подключен ко второму входу четвертого сумматора, выход которого через второй переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом седьмого сумматора и через третий переключатель - со входом второго усилителя. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом (КА). Устройство для ориентации космического аппарата содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре интегратора, два умножителя, КА, двигатель-маховик, модель двигателя-маховика, датчики угловой скорости и угла ориентации, блок задания постоянной величины, блок памяти. Измеряют сигналы угла ориентации и угловой скорости, формируют сигналы задания и управления КА, формируют сигналы оценки угла ориентации, угловой скорости, задания и управления, определяют разность между соответствующими сигналами и сигналами оценки, определяют сигналы оценки момента инерции КА и оценки внешней помехи, корректируют и формируют сигнал ориентации КА. Изобретение позволяет повысить точность ориентации КА, надежность функционирования при отказах датчиков угла ориентации и угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

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 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 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 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 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 устройствам управления для бортовых систем стабилизации углового движения летательного аппарата

Изобретение относится к бортовым цифроаналоговым устройствам для систем автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами (ЛА)

Изобретение относится к способу и устройству управления для бортовых систем стабилизации углового положения летательного аппарата

Изобретение относится к области систем функционального резервирования электронных плат, а именно к резервированию плат измерительного канала космического аппарата

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в широком диапазоне высот и скоростей полета при действии интенсивных внешних возмущений

Изобретение относится к радиотехнике, в частности к электронным блокам, работающим в условиях действия повышенных радиационных и тепловых нагрузок

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами

Изобретение относится к бортовым системам управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов (БПЛА)

Изобретение относится к бортовым системам управления угловым движением существенно нестационарных летательных аппаратов (ЛА)

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой

Изобретение относится к области ракетно-космической техники

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами
Изобретение относится к контролю запуска маршевого двигателя (МД) разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН)

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков, выводящих космические аппараты на заданную орбиту с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано для построения высоконадежных отказоустойчивых интегрированных бортовых управляющих комплексов в космической, авиационной, ядерной, химической, энергетической и других отраслях

Изобретение относится к вычислительной технике, может быть использовано для построения высоконадежных отказоустойчивых бортовых управляющих комплексов

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока при выведении его на заданную орбиту

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока (РБ) при выведении его на заданную орбиту

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при его выведении на орбиту

Изобретение относится к системам автоматического управления электронагревателями печей для получения инфраструктуры на космических станциях

Изобретение относится к устройствам систем автоматического управления электронагревателями печей для получения инфраструктуры на космических станциях

Изобретение относится к устройствам систем автоматического управления электронагревателями печей для получения инфраструктуры на космических станциях

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту

Изобретение относится к системам автоматического управления или регулирования линейных или угловых скоростей и может быть использовано в системах автоматического регулирования различных объектов
Мы будем признательны, если вы окажете нашему проекту финансовую поддержку!

 


Наверх