Большая энциклопедия нефти и газа. Разгрузка систем ориентации космических аппаратов

Пространственные системы ориентации содержали гироплатформы, физически реализующие (с точностью до погрешностей) опорные системы координат, относительно которых определяется текущая угловая ориентация ЛА. Задача ориентации в этих системах решалась геометрически путем непосредственного измерения угловых отклонений, характеризующих взаимное положение корпуса прибора, связанного с ЛА, и гироплаформы.

Эта задача может быть решена аналитически на основе измерений отдельных угловых параметров движения ЛА при последующем преобразовании полученных сигналов или их интегрировании. Системы ориентации, чувствительные элементы которых (гироскопы, угловые акселерометры и др.) установлены на корпусе ЛА, а его положение относительно осей опорной системы координат вычисляется, называются безплатформенными или бескарданными(БСО). Обычно БСО входят в состав безплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) и обеспечивают решение задачи ориентации, заменяя собой инерциальную курсовертикаль (ИКВ) или гиростабилизированную платформу (ГПС). Они могут быть использованы и самостоятельно для определения угловой ориентации ЛА относительно какой-либо системы координат, неизменно ориентированной в инерциальном пространстве. Эта особенность обусловлена тем обстоятельством, что применяемые в качестве измерительных устройств гироскопы или угловые акселерометры способны измерять абсолютные угловые параметры движения, а не относительные.

Для определения ориентации ЛА относительно какой-либо вращающейся опорной системы координат (например, горизонтальной) необходимо знать угловую скорость ее вращения в инерциальном пространстве и учитывать эту скорость при вычислениях. При этом решение задачи относительно вращающейся опорной системы координат реализуется в схеме, когда БСО входит в состав БИНС, определяющий координаты местоположения ЛА и его линейную скорость полета в системе координат, связанной с Землей.

Основными достоинствами БСО и БИНС по сравнению с платформенными системами являются меньшие размеры и массы элементов и системы в целом; большая надежность системы; меньшее потребление электроэнергии; меньшая стоимость; простота эксплуатации и ремонта.

Вместе с тем на пути создания БСО и БИНС имеются серьезные технические трудности, главными из которых являются необходимость разработки гироскопов и акселерометров, обеспечивающих требуемую точность измерений в значительно более широком диапозоне изменения входных параметров и в более тяжелых условиях эксплуатации (на корпусе ЛА); значительно больший объем вычислений, вызванный необходимостью аналитического моделирования опорной системы координат и преобразования сигналов акселерометров и гироскопов; необходимость разработки совершенных методов начальной ориентации (выставки) и калибровки БСО и некоторые другие.

Следует также иметь в виду, что разработка БСО и БИНС ведется одновременно с совершенствованием принципов построения и конструкцией элементов ИНС платформенного типа. К настоящему времени получены достаточно высокие результаты в процессе производства гиростабилизированных платформ. Наряду с увеличением точности и повышением надежности здесь достигнуто снижение массовых и габаритных характеристики упрощение обслуживания.

Сравнительный анализ платформенных и безплатформенных систем ориентации и навигации показывает, что платформенные ИНС менее критичны к общим источникам ошибок, так как гироскопы и акселерометры, установленные на платформу, в значительной степени изолированы от действия различных возмущений, их надежность достаточно высока, а достигнутый уровень точности навигации характеризуется погрешностями порядка единиц километров за час полета.

Однако, несмотря на отмеченные выше трудности, БСО и БИНС интенсивно разрабатываются и успешно реализуются на объектах самого различного назначения, конкурируя по ряду показателей с системами платформенного типа.

В качестве измерителей угловых параметров движения в БСО могут быть использованы трехстепенные астатические гироскопы (например, на электростатическом подвесе), одноосные гиростабилизаторы, датчики угловых скоростей (в том числе лазарные), угловые и линейные акселерометры, приборы, выполненные на основе виброционных гироскопов, и некоторые другие.

Вырабатываемые этими приборами сигналы поступают на вход вычислительного устройства (ВУ), где они соответствующим образом преобразуются и интегрируются.

Бесплатформенные системы ориентации, основанные на применении датчиковугловых скоростей.

Обычно в составе БСО используется блок чувствительных элементов, состоящих из трех ДУС, оси чувствительности которых взаимно перпендикулярны. Так же разрабатываются системы с избыточным количеством измерителей (четыре, шесть и более), что позволяет увеличить точность и надежность получения информации о параметрах движения объекта.

Принципиальная схема БСО с тремя гироскопическими ДУС приведена на рисунке. В блоке чувствительных элементов смонтированы ДУС, оси чувствительности которых ориентированы вдоль осей прямоугольной системы координат. Реагируя на угловые скорости вращения основания, представляющие собой проекции вектора абсолютной угловой скорости вращения ЛА на оси, эти приборы вырабатывают соответствующие сигналы, являющиеся первичными для решения задачи ориентации в БСО.

Аналогично строится БСО при использовании в качестве ДУС трех лазерных гироскопов (ЛГ), каждый из которых имеет ось чувствительности, ориентированную вдоль осей прямоугольной системы координат, связанной с ЛА. Сигналы с выходов отдельных ЛГ поступают в систему предварительной обработки информации (СПОИ), а затем на вход БЦВМ, где они соответствующим образом преобразуются и интегрируются.

Независимость показаний этих датчиков от смежных угловых скоростей обеспечивается высокой точностью монтажа отдельных измерителей или точностью изготовления монолитного трехкомпонентного блока лазерных гироскопов,смонтированного в корпусе блока чувствительных элементов БСО.

Конструкция блока демпфирующих гироскопов.

Блок демпфирующих гироскопов предназначен для работы в контуре обратной связи по угловой скорости инерциальной системы навигации и стабилизации. Блок демпфирующих гироскопов трехканальный- по числу каналов ИНС. С каждым каналом стабилизации работает один канал блока демпфирующих гироскопов. Все три канала идентичны ивключают в себя ДУС и усилитель обратной связи ДУС. Оси чувствительности ДУС направлены в трех взаимоперпендикулярных направлениях по осям стабилизации ракеты. Кроме того в блок ДГ входит блок контроля скорости вращения гиромоторов, который выдает сигнал о готовности блока к работе (в БЦВМ).

Конструктивно блок ДГ состоит из корпуса, крышки, трех ДУСов и электронной части. Корпус блока литой из алюминиевого сплава. На корпусе имеются три посадочных места для установки ДУСов. Перпендикулярность осей ДУСов обеспечивается штифтами на корпусе блока, входящего в пазы на корпусе моментного датчика ДУС.

Под крышкой, изготовленной из алюминиевого сплава находится электронная часть блока, включающая трехканальный усилитель обратной связи ДУС и блок контроля скорости вращения гиромоторов. Электронная часть изготовлена методом печатного монтажа; усилительно-преобразующие элементы электронной части собраны на микросхемах средней и малой интеграции.

Герметичность блока демпфирующих гироскопов обеспечивается резиновым уплотнением между корпусом и крышкой.

Электрическое соединение блока ДГ с аппаратурой ИНСН осуществляется через малогабаритный разъем типа "вилка".

Крышка,разъем,печатные платы электронной части и ДУС крепятся на корпусе блока ДГ винтами.

Основным измерительным элементом блока ДГ является ДУС.

ДУС предназначен для выдачи сигнала, пропорционального угловой скорости относительно осей связанной системы координат ракеты.

ДУС работает совместно с усилительным контуром обратной связи. Блок состоит из гиромотора, индукционного датчика и моментного датчика.

ДУС представляет собой гироскоп с двумя степенями свободы, охваченный обратной связью. Принцип его действия основан на сравнении гироскопического момента Мг с моментом электрической пружины Мпр. При вращении блока вокруг оси ОУ с угловой скоростью относительно оси ОХ гироузла возникает гироскопический момент Мг=

Под действием гироскопического момента ось ротора гиромотора стремится повернуться вокруг оси ОХ таким образом, чтобы совместить вектор кинематического момента Н с вектором угловой скорости кратчайшим путем. Ротор индукционного датчика, связанный с гироузлом, повернется, и с выхода индукционного датчика в схему контура обратной связи поступает сигнал. Усиленный и преобразованный в схеме контура сигнал поступает в обмотку моментного датчика и в последовательно соединенный с ней резистор. При взаимодействии тока в катушке датчика с магнитным полем постоянного магнита возникает момент вокруг оси ОХ, препятствующий отклонению гироузла.

Дифференцирование сигнала для создания демпфирующего момента осуществляется в усилительном контуре обратной связи.

Сигнал, пропорциональный угловой скорости, с индукционного датчика поступает на вход фазового детектора, выполненного на транзисторной матрице 1НТ251 и микросхеме 143КТ1.

Преобразованный выходной сигнал фазового детектора усиливается трехкаскадным усилителем, выполненным на 153УДЗ и 550УП1. В обратной связи первого каскада усилителя реализована корректирующая ячейка, которая совместно с коэффициентом усиления второго каскада обеспечивает необходимое демпфирование ДУС.

Обмотка моментного датчика последовательно с нагрузкой подключена к выходу усилителя.

Римский философ Сенека сказал: «Если человек не знает, куда он плывет, то для него нет попутного ветра». В самом деле, какая нам польза от , если мы не знаем положения аппарата в пространстве? Этот рассказ о приборах, которые позволяют нам не заблудиться в космосе.

Технический прогресс сделал системы ориентации небольшими, дешевыми и доступными. Сейчас даже студенческий микроспутник может похвастаться системой ориентации, о которой пионеры космонавтики могли только мечтать. Ограниченность возможностей порождала остроумные решения.

Асимметричный ответ: никакой ориентации

Луна-2, первая станция, достигшая поверхности Луны. Четыре антенны по бокам обеспечивают связь при любом положении относительно Земли

Даже сегодня иногда бывает проще покрыть всю поверхность спутника солнечными батареями и поставить несколько антенн, нежели создавать систему ориентации. Тем более, что некоторые задачи нетребовательны к ориентации - например, фиксировать космические лучи можно в любом положении спутника.

Достоинства:

• Максимальная простота и надежность. Отсутствующая система ориентации не может сломаться.

• Годится сейчас, в основном, для микроспутников, решающих сравнительно простые задачи. «Серьезным» спутникам без системы ориентации уже не обойтись.

Солнечный датчик

Различные схемы работы современных солнечных датчиков, внизу находится фоточувствительная матрица

Еще один вариант конструкции, здесь матрица изогнута

Современные солнечные датчики

Достоинства:

• Простота.
• Дешевизна.
• Чем выше орбита, тем меньше участок тени, и тем дольше может работать датчик.
• Точность примерно одна угловая минута.

• Не работают в тени Земли или другого небесного тела.
• Могут быть подвержены помехам от Земли, Луны и т.п.

Инфракрасная вертикаль

Инфракрасная вертикаль в сборке с маховиком. Блок предназначен для точной ориентации на Землю для геостационарных спутников. Хорошо видно сканирующее зеркало

Пример поля зрения инфракрасной вертикали. Черный круг - Земля

Отечественные инфракрасные вертикали производства ОАО «ВНИИЭМ»

Достоинства:

• Способны строить местную вертикаль на любом участке орбиты.
• Как правило, высокая надежность.
• Хорошая точность -

• Ориентация только по одной оси.
• Для низких орбит нужны одни конструкции, для высоких - другие.
• Сравнительно большие габариты и вес.
• Только для орбиты Земли.

Корабль «Союз». Дублированные датчики ИКВ показаны стрелками

Гироорбитант

Например, если корабль постоянно кренится вправо, то мы летим правым боком вперед. А если корабль летит кормой вперед, то он будет постоянно поднимать нос вверх. С помощью гироскопа, который стремится сохранить свое положение, это вращение можно определить:

Чем сильнее отклонена стрелка, тем сильнее выражено вращение по этой оси. Три таких рамки позволяют замерить вращение по трем осям и развернуть корабль соответственно.
Гироорбитанты широко использовались в 60-80-х годах, но сейчас вымерли. Простые датчики угловых скоростей позволили эффективно измерять вращение аппарата, а бортовая ЭВМ без труда определит положение корабля по этим данным.

Ионный датчик

Научная аппаратура для измерения концентрации положительных ионов

Ионный датчик работал быстрее - на построение ориентации с гироорбитантом уходил почти целый виток, а ионный датчик был способен построить ориентацию за ~10 минут. К сожалению, в районе Южной Америки находится так называемая «ионная яма», которая делает работу ионного датчика нестабильной. По закону подлости именно в районе Южной Америки нашим кораблям надо строить ориентацию на торможение для посадки в районе Байконура. Ионные датчики стояли на первых «Союзах», но достаточно скоро от них отказались, и сейчас они нигде не используются.

Звездный датчик

Типичные звездные датчики

Чем больше поле зрения, тем проще ориентироваться

Иллюстрация работы датчика - по взаимному положению звезд по данным каталога рассчитывается направление взгляда

Достоинства:

• Максимальная точность, может быть меньше угловой секунды.
• Не нуждается в других приборах, может определить точное положение самостоятельно.
• Работают на любых орбитах.

• Высокая цена.
• Не работают при быстром вращении аппарата.
• Чувствительны к засветке и помехам.

Магнитометр

Магнитное поле Земли позволяет строить ориентацию по всем трем осям

«Научный» магнитометр зондов «Пионер-10» и -11

Первый цифровой магнитометр. Эта модель появилась на станции «Мир» в 1998 г. и использовалась в посадочном модуле «Филы» зонда «Розетта»

Достоинства:

• Простота, дешевизна, надежность, компактность.
• Средняя точность, от угловых минут до нескольких угловых секунд.
• Можно строить ориентацию по всем трем осям.

• Подвержен помехам в т.ч. и от оборудования космического аппарата.
• Не работает выше 10 000 км от Земли.

Гиростабилизированная платформа

Изначально гироскопы были только механическими. Но технический прогресс привел к появлению множества других типов.
Оптические гироскопы . Очень высокой точностью и отсутствием движущихся деталей отличаются оптические гироскопы - лазерные и оптоволоконные. В этом случае используется эффект Саньяка - фазовый сдвиг волн во вращающемся кольцевом интерферометре.

Лазерный гироскоп

Твердотельные волновые гироскопы . В этом случае измеряется прецессия стоячей волны резонирующего твердого тела. Не содержат движущихся частей и отличаются очень высокой точностью.

Вибрационные гироскопы . Используют для работы эффект Кориолиса - колебания одной части гироскопа при повороте отклоняют чувствительную часть:

Вибрационные гироскопы производятся в MEMS-исполнении, отличаются дешевизной и очень маленькими размерами при сравнительно неплохой точности. Именно эти гироскопы стоят в телефонах, квадрокоптерах и тому подобной технике. MEMS-гироскоп может работать и в космосе, и их ставят на микроспутники.

Размер и точность гироскопов наглядно:

Акселерометры
Конструктивно, акселерометры представляют собой весы - фиксированный груз меняет свой вес под воздействием ускорений, и датчик переводит этот вес в величину ускорения. Сейчас акселерометры кроме больших и дорогих версий обзавелись MEMS-аналогами:

Пример «большого» акселерометра

Микрофотография MEMS-акселерометра

Комбинация трех акселерометров и трех гироскопов позволяет фиксировать поворот и ускорение по всем трем осям. Такое устройство называется гиростабилизированной платформой. На заре космонавтики они были возможны только на карданном подвесе, были очень сложными и дорогими.

Гиростабилизированная платформа кораблей Apollo. Синий цилиндр на переднем плане - гироскоп. Видео испытаний платформы

Вершиной механических систем были бескарданные системы, когда платформа висела неподвижно в потоках газа. Это был хайтек, результат работы больших коллективов, очень дорогие и секретные устройства.

Сфера в центре - гиростабилизированная платформа. Система наведения МБР Peacekeeper

Ну а сейчас развитие электроники привело к тому, что платформа с пригодной для простых спутников точностью умещается на ладони, ее разрабатывают студенты, и даже публикуют исходный код.

Интересным нововведением стали MARG-платформы. В них данные с гироскопов и акселерометров дополняются магнитными датчиками, что позволяет исправлять накапливающуюся ошибку гироскопов. MARG-датчик, наверное, самый подходящий вариант для микроспутников - он маленький, простой, дешевый, не имеет движущихся частей, потребляет мало энергии, обеспечивает ориентацию по трем осям с коррекцией ошибок.
В «серьезных» системах для исправления ошибок ориентации гиростабилизированной платформы обычно используют звездные датчики.датчики

Изобретение относится к устройствам для измерения углов ориентации летательных аппаратов, а также наземных транспортных средств и других подвижных объектов. Сущность изобретения: система ориентации содержит гировертикаль, измеряющую углы крена и тангажа, гироскоп направления, измеряющий угол курса, трехкомпонентный измеритель угловых скоростей и трехкомпонентный измеритель кажущегося ускорения. Преобразованные в АЦП сигналы, соответствующие углам крена, тангажа и курса, обрабатываются блоком кватернионных преобразований, который вычисляет кватернион ориентации. Вычисленное значение кватерниона поступает на входы блока включения и выключения коррекции и блока идентификации погрешностей, а с выхода блока включения и выключения коррекции - на вход блока вычисления кватерниона ориентации, на другие входы которого поступают сигналы с выхода блока идентификации погрешностей и сигналы, соответствующие трем компонентам угловой скорости и трем компонентам кажущегося ускорения. Блок вычисления углов ориентации по сигналам блока вычисления кватерниона ориентации вычисляет углы крена, тангажа и курса. Технический результат - повышение точности и надежности определения углов ориентации. 1 ил.

Изобретение относится к устройствам для измерения углов ориентации летательных аппаратов, а также наземных транспортных средств и других подвижных объектов (ПО).

Известны гироскопические системы ориентации летательных аппаратов. Широкое применение находят системы ориентации на основе гироскопической курсовертикали . Она содержит двухосную платформу, стабилизированную в плоскости горизонта по сигналам пары двухстепенных гироскопов и двух жидкостных маятниковых датчиков. Курсовой гироскоп установлен на наружной (креновой) раме двухосного стабилизатора, а также связан тягой с внутренней, что обеспечивает стабилизацию оси наружной рамы курсового гироскопа по вертикали. Недостатком описанной системы ориентации является довольно большая масса (>8,5 кг) и высокая стоимость, что является неприемлемым для малогабаритных летательных аппаратов.

Применяются системы ориентации на основе трехосных гиростабилизаторов . Их недостатком также являются большие масса, габариты и стоимость. Известны системы ориентации космических аппаратов (Пельпор Д.С. Гироскопические системы ориентации и стабилизации. - М.: Машиностроение. 1982. - 166 с.), содержащие гироорбитант в виде трехстепенного гироскопа в кардановом подвесе и инфракрасную вертикаль (с.135-139). Недостатком такой системы ориентации являются наличие кардановых погрешностей в гироорбитанте при отклонениях космического аппарата от плоскости горизонта.

Известна система ориентации, содержащая пару трехстепенных гироскопов: гировертикаль и курсовой гироскоп (прототип) . Гировертикаль представляет собой трехстепенный астатический гироскоп, имеющий шарикоподшипниковые опоры в осях подвеса наружной и внутренней рамок. На внутренней рамке установлены два жидкостных маятниковых датчика, реагирующих на отклонение гироскопа по двум взаимно-перпендикулярным направлениям. Электрические выходы этих датчиков соединены с обмотками управления датчиков моментов горизонтальной коррекции. Совокупность двух жидкостных маятниковых датчиков и двух датчиков моментов образует систему горизонтальной коррекции. По осям подвеса наружной и внутренней рамок гировертикали установлены датчики углов крена и тангажа, обычно трансформаторного типа. Датчик крена обычно имеет программное устройство (в виде базы, расположенной на корпусе и поворачиваемой двигателем). Курсовой прибор представляет собой также трехстепенный гироскоп, ось наружной рамки которого параллельна нормальной оси ПО. Гироскоп также имеет шарикоподшипниковый подвес, на внутренней рамке которого расположен жидкостный маятниковый датчик, выход его соединен с обмоткой управления датчика момента, создающего момент вокруг оси подвеса наружной рамки. Жидкостный маятниковый датчик и датчик момента образуют систему горизонтальной коррекции, удерживающую ось собственного вращения курсового гироскопа в плоскости горизонта. Датчик съема сигнала представляет собой, как правило, трансформаторный датчик угла, регистрирующий поворот наружной рамки относительно базы этого датчика, расположенной на корпусе. База имеет привод в виде двигателя, который может ее разворачивать относительно корпуса на программный угол. В состав системы ориентации могут входить выключатель коррекции, источники питания и другие устройства, необходимые для обеспечения ее работы. Работает система ориентации следующим образом. Перед движением ось собственного вращения гировертикали занимает вертикальное положение, а у курсового гироскопа - горизонтальное. С помощью программного устройства задается программный угол курса. При движении ПО возникают его повороты относительно плоскости горизонта и заданного направления движения по курсу. Эти повороты фиксируются соответствующими гироскопами, преобразуются датчиками угла в электрические сигналы, а последние подаются в систему управления и навигации. Система ориентации компактна и обладает малой массой, находит широкое применение в виде, например, МГВ-4 и ГА-8 и других систем.

Недостатком данной системы ориентации является наличие в курсовом гироскопе кардановых погрешностей, которые могут достигать при угле крена 30 и тангаже 10 величин до 8-10. Кроме того, в гировертикали также могут иметь место кардановые погрешности, если ось подвеса ее наружной рамки направлена по поперечной оси объекта. Это снижает точность управления, а также уменьшает устойчивость системы летательный аппарат - автопилот.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности и надежности съема информации в каналах системы ориентации. Задача решается за счет того, что в систему ориентации, состоящую из гировертикали и гироскопа направления, установленных на подвижном объекте и содержащих датчики съема сигналов по углам тагнажа, крена и курса, введены три датчика угловых скоростей, оси чувствительности которых параллельны нормальной, поперечной и продольной осям объекта, три акселерометра с аналогично направленными осями чувствительности, а также бортовой компьютер с аналого-цифровым преобразователем. Выходы гироскопа направления, гировертикали, трех датчиков угловых скоростей и трех акселерометров соединены через входы многоканального аналого-цифрового преобразователя (например, 16-канальной 16-разрядной платы АЦП PCL-816) с соответствующими входами бортового компьютера.

Система ориентации, схема которой представлена на чертеже, состоит из гировертикали 1, измеряющей и выдающей в систему управления сигналы по углу крена и углу тангажа , и гироскопа направления 2, выдающего сигнал по углу курса . В систему ориентации также входят трехкомпонентный измеритель угловых скоростей (ТГИУС) 3 и трехкомпонентный измеритель кажущегося ускорения (ТИКУ) 4, которые вырабатывают в виде напряжения постоянного тока сигналы трех составляющих угловой скорости в проекциях на оси объектовой системы координат , , и трех составляющих кажущегося ускорения в проекциях на те же оси , , , которые преобразуются аналого-цифровым преобразователем (АЦП) 5. Преобразованные сигналы, соответствующие углам крена, тангажа и курса, обрабатываются блоком кватернионных преобразований 6, который вычисляет кватернион ориентации ПО. Вычисленное значение кватерниона поступает на входы блока включения и выключения коррекции 7 и блока идентификации погрешностей ТГИУС и ТИКУ 8, с выхода блока включения и выключения коррекции 7 - на вход блока вычисления кватерниона ориентации 9, на другие входы которого поступают сигналы с выхода блока идентификации погрешностей 8 и сигналы с шести выходов АЦП 5, соответствующие трем компонентам угловой скорости и трем компонентам кажущегося ускорения. С выхода блока вычисления кватерниона ориентации 9 кватернион ориентации ПО поступает на вход блока вычисления углов ориентации 10, с выходов которого выдаются сигналы, соответствующие углам крена, тангажа и курса ПО. Блоки 6-10 входят в состав бортового компьютера (БК), в качестве которого может быть применен специализированный вычислитель, например на основе микропроцессоров 1834ВМ86 или 1821ВМ85. В качестве гировертикали 1 (ГВ) может быть применен прибор МГВ-2 или МГВ-4, в качестве гироскопа направления 2 (ГН) - прибор ГА-6 или ГА-8, в качестве датчиков ТГИУС 3 - приборы ДУСВЧ или другие (ВГ910 и ВГ951), а в качестве датчиков ТИКУ 4 - акселерометры ДЛУММ-3, 5, 10 и т.д. Отметим, что введение ДУСов и акселерометров в систему ориентации не приводит к увеличению массы пилотажно-навигационного комплекса летательного аппарата: эти приборы уже имеются в его системе управления и используются по другому назначению.

Принцип работы схемы компенсации кардановых погрешностей состоит в следующем. При движении ПО с углами крена и тангажа меньше наперед заданных значений, сигналы по курсу, крену и тангажу снимаются с ГВ 1 и ГН 2, пересчитываются блоком кватернионных преобразований БК 6 в значения кватерниона ориентации по алгоритмам:

где , , - курс, крен и тангаж, полученные с ГН и ГВ.

При малых углах крена и тангажа ПО выражения (1) вводятся через блок включения и выключения коррекции 7 БК в качестве корректирующих членов в кватернионное уравнение определения углов ориентации по сигналам ТГИУС 3 и ТИКУ 4. Реализация кватернионного уравнения производится в блоке вычисления кватерниона ориентации 9 в виде следующего алгоритма:

где - кватернион угловой скорости ПО, сформированный на основе сигналов, измеренных ДУСами в проекциях на соответствующие оси,

Кватернион линейной скорости ПО, полученный по сигналам ТИКУ в проекциях на соответствующие оси,

Разность кватернионов ориентации, полученных по выражениям (1) и (2), которая запоминается в блоке идентификации погрешностей ТГИУС и ТИКУ 8 в режиме движения ПО с малыми углами крена и тангажа (меньшими 5). Эта разность характеризует погрешности датчиков ТГИУС И ТИКУ и в случае больших углов крена и тангажа ПО используется в качестве корректирующего члена при определении кватерниона ориентации по выражению (2).

Выражение (2) представляется в скалярном виде:

Полезность данного изобретения определяется повышением точности съема углов ориентации за счет уменьшения кардановой ошибки ГН 1 и ГВ 2 при больших углах крена и тангажа путем создания второго канала ориентации на основе ДУСов, не имеющих кардановой погрешности и акселерометров. Так, если при угле крена 30 кардановая ошибка в ГН 1 может достигать 10-12, то за счет применения предложенной схемы компенсации эта погрешность уменьшается в 10-20 раз в зависимости от длительности виража. При этом погрешности ДУСов, имеющих несопоставимо большую угловую скорость дрейфа, чем ГН 1 (в ГА-6 он составляет 3/час; в ГА-8 1/час, в то время как в ДУСВЧ 36/час), во время разворотов устраняются алгоритмами коррекции при движении ПО с малыми (до 5) углами крена и тангажа.

Источники информации

1. Пельпор Д.С., Ягодкин В.В. Гироскопические системы: ч. I Проектирование гироскопических систем. - М.: Высшая школа, 1977. - 216 с.

2. Курсовертикаль гироскопическая КВГ-1. Техническое описание. 6В2.568.004ТО, 1971. – 34 с.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Система ориентации, содержащая гировертикаль и гироскоп направления, установленные на подвижном объекте, отличающаяся тем, что в нее введены три датчика угловых скоростей, оси чувствительности которых параллельны нормальной, поперечной и продольной осям объекта, три измерителя кажущегося ускорения с аналогично направленными осями чувствительности, а также блок кватернионных преобразований, блок включения и выключения коррекции, блок идентификации погрешностей, блок вычисления кватерниона ориентации, блок вычисления углов ориентации и аналого-цифровой преобразователь, при этом выходы гироскопа направления и гировертикали соединены через входы многоканального аналого-цифрового преобразователя с соответствующими входами блока кватернионных преобразований, выход блока кватернионных преобразований соединен со входом блока включения и выключения коррекции и первым входом блока идентификации погрешностей, выход блока включения и выключения коррекции - со входом блока вычисления кватерниона ориентации, другие входы которого соединены с выходом блока идентификации погрешностей и через аналого-цифровой преобразователь соединены с выходами трех датчиков угловых скоростей и трех измерителей кажущегося ускорения, а выход блока вычисления кватерниона ориентации соединен со входом блока вычисления углов ориентации, и вторым входом блока идентификации погрешностей.

Размер: px

Начинать показ со страницы:

Транскрипт

1 Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 УДК Система ориентации и стабилизации космического аппарата по информации с астродатчиков С.В. Кравчук, М.А. Шатский, П.А. Самус Аннотация В работе предложена структура и алгоритмы системы стабилизации и ориентации (ССО) космического аппарата (КА), использующей в качестве информации об угловом положении информацию астродатчиков (АД). Это дает возможность повысить надежность системы управления КА, позволяя продолжать работу КА как при частичном, так и полном отказе гироскопических измерителей. Предлагаемая система внедрена в состав бортовых комплексов управления КА и успешно прошла летные испытания. Показана возможность использования предлагаемой системы как при модернизации систем управления уже находящихся на орбите КА, так и при создании новых. Ключевые слова Космический аппарат; система стабилизации; астродатчик. Введение Система управления угловым движением космического аппарата (КА) предполагает использование высокоточных гироскопических измерителей периодически корректируемых по показаниям оптикоэлектронных устройств. Несмотря на высокую надёжность приборов, используемых в космической отрасли, существует вероятность их отказов. В предлагаемой ССО информация от гироскопических измерителей углового положения полностью или частично заменяется на информацию от АД. Это дает - 1 -

2 возможность повысить надежность системы управления КА, позволяя продолжать работу КА как при частичном, так и полном отказе гироскопических измерителей. Актуальность работы подтверждается имеющимся в настоящее время опытом эксплуатации КА различного класса. Кроме того, отдельные элементы предлагаемой системы используются в целях контроля и диагностики традиционной ССО. В т.ч. решена задача автономного перехода ССО в режим стабилизации по информации АД, что также позволяет повысить надежность выполнения целевой задачи КА. Основной особенностью построения системы стабилизации на АД (САД) в рассматриваемом случае является то, что используемые астродатчики изначально предназначались не для непосредственного использования в контуре управления, а лишь для периодической коррекции ГИВУС. В рамках поставленной задачи было целесообразно создать максимально надёжный алгоритм получения угловой скорости и ориентации КА, учитывающий характеристики АД. Практическая реализация САД осуществлена в МОКБ Марс при эксплуатации КА ДЗЗ «Монитор Э». В процессе штатной эксплуатации этого КА возникли отказы 2 динамически настраиваемых гироскопов (ДНГ) из трёх, входивших в состав ГИВУС. В результате чего единственный работоспособный ДНГ выдавал информацию только о 2-х составляющих вектора угловой скорости КА. К настоящему времени, алгоритмы САД обеспечивают с довольно высокой вероятностью нахождение КА в штатной ориентации, в частности, непрерывное выполнение съемки по целевому заданию в течение одних-трёх суток. При этом ориентация поддерживается с заданной точностью, что позволяет получать достаточно качественные снимки земной поверхности. По опыту работ с КА «Монитор-Э», предлагаемая система внедрена в состав бортовых комплексов управления КА разработки МОКБ Марс. Например, успешно прошла летные испытания КА Экспресс МД1. Таким образом, показана возможность использования предлагаемой системы как при модернизации систем управления уже находящихся на орбите КА, так и при создании новых КА различного назначения. Алгоритмы управления КА с использованием информации от АД Алгоритмы системы стабилизации КА с использованием АД предназначены для обеспечения выполнения КА целевой функции в случае частичного или полного отказа - 2 -

3 ГИВУС. При реализации режима САД информация об ориентации, поступавшая ранее от ГИВУС, заменяется информацией от АД, в отсутствие которой используется нелинейная математическая модель. Математическая модель корректируется по информации от АД в момент ее получения. Угловая скорость корректируется по фильтрованной информации от АД. Угловая скорость, получаемая от алгоритма опознавания, фильтруется. По результатам исследования различных вариантов был применен фильтр, который реализует алгоритм скользящего среднего по 8 измерениям (только при наличии 8 последовательных измерений). Фильтр отключается на разворотах при разгоне и торможении с целью минимизации влияния запаздывания. Управление включением и выключением АД СУД производит автономно по заранее заложенной циклограмме. При этом в логику работы заложена возможность одновременного включения любого количества АД. Выбор количества одновременно работающих АД определяется с одной стороны, ресурсом работы АД, а с другой требуемой точностью стабилизации. Так, для КА телекоммуникационного типа, функционирующего на геостационарной орбите, требования по точности не высоки, поэтому возможна работа с одним АД. Для спутников ДЗЗ требования по точности стабилизации выше, поэтому необходимо одновременно использовать 2 АД. Особенности режима контроля и диагностики ГИВУС Одной из важнейших задач СУ является контроль и диагностика бортовой аппаратуры. Применительно к рассматриваемой задачи это контроль правильности работы ГИВУС, диагностика и, при обнаружении неисправности, плавный переход в режим САД, в автоматическом режиме и без потери целевой функции КА. Для обеспечения этого условия алгоритмами СУ реализует набор процедур контроля и диагностики ГИВУС, включая астроконтроль, обеспечивающий постоянную готовность параллельного, независящего от ГИВУС, информационного канала, способного в любой момент продолжить информационное обеспечение контура стабилизации сигналами угловых скоростей и кватернионом текущей ориентации. Алгоритмами СУ реализованы два варианта перехода в режим САД: 1) автономный (при автоматическом обнаружении 2-го отказа ГИВУС). Автономный переход в режим САД считается основным и предусмотрен в случае обнаружения отказа второго ИК ГИВУС средствами функционального контроля ГИВУС

4 2) по команде с НКУ как без потери ориентации, так и с восстановлением штатной ориентации. При этом переходе предусматриваются следующие этапы. Демпфирование угловой скорости с помощью КУДМ (при необходимости задействуются реактивные двигатели). Демпфирование осуществляется с использованием имеющейся информации от ГИВУС по двум осям, угловая скорость по третьей оси уменьшается за счет перекрестных связей (перекрестные моменты инерции КА не нулевые). На этом этапе угловая скорость КА уменьшается до уровня, обеспечивающего работу АД (рис. 1). Рис. 1. Угловые скорости на участке демпфирования. КА «Монитор - Э». 2. Стабилизация в условной ИСК. После начала устойчивого процесса опознавания, КА переходит на работу по ММ с коррекцией по информации от АД до определения ориентации в ИСК. После определения ориентации в ИСК становится возможным проведение разворота в штатную ориентацию в ОСК

5 Рис. 2. Угловые скорости на участке программного разворота. КА «Монитор - Э». Разворот КА в штатную ориентацию в ОСК (рис. 2). Этот разворот может производиться как автоматически, так под управлением НКУ с расчетом программы разворота в ОСК средствами НКУ. Заключение В работе представлена структура и алгоритмы системы стабилизации и ориентации КА с использованием АД, предназначенные для обеспечения выполнения КА целевой функции в случае частичного или полного отказа ГИВУС. Предлагаемый подход позволяет повысить надежность системы управления КА и, как следствие, вероятность безотказного выполнения целевой задачи. Входящие в состав СУ алгоритмы контроля и диагностики ГИВУС позволяют осуществлять автоматический плавный переход в режим САД без потери ориентации. Предлагаемая система внедрена в состав бортовых комплексов управления КА и успешно прошла летные испытания. Показана возможность использования предлагаемой системы как при модернизации систем управления уже находящихся на орбите КА, так и при создании новых систем управления КА различного назначения. Библиографический список 1. Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение,

6 2. Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов: Учеб. пособие для втузов. 2-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, Е.А.Микрин Бортовые комплексы управления космическими аппаратами и проектирование их программного обеспечения. М.: Издательство МГТУ им. Н.Э.Баумана, Сведения об авторах Кравчук Сергей Валентинович ФГУП Московское опытно-конструкторское бюро Марс, начальник направления, к.т.н., Шатский Михаил Александрович ФГУП Московское опытно-конструкторское бюро Марс, начальник отдела, к.т.н., Самус Петр Александрович ФГУП Московское опытно-конструкторское бюро Марс, инженер,

2. Вибрация в технике. Справочник в 6 томах. Т.3 Колебания машин, конструкций и их элементов. М.: Машиностроение, 1980. 3. Все о T-FLEX CAD (http://www.tflexcad.ru/t-flexcad/functionality). КОМБИНИРОВАННАЯ

КОНТРОЛЬ И ДИАГНОСТИРОВАНИЕ СОСТОЯНИЯ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ УДК 681.3 А. М. БАРАНОВСКИЙ, А. Е. ПРИВАЛОВ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ И ДИАГНОСТИРОВАНИЯ БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Рассматривается

НЕТРАДИЦИОННОЕ ПРИМЕНЕНИЕ ТРЕХСТЕПЕННОГО ПОПЛАВКОВОГО ГИРОСКОПА Мартыненко Ю.Г., Рябиков В.С., Щеглова Н.Н. Нестандартное использование трехстепенного поплавкового гироскопа ГПА-Л было осуществлено в тяжелые

ПРИЦЕЛЬНО-НАВИГАЦИОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ С ПОВЫШЕННЫМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ ТОЧНОСТИ, УПРАВЛЯЕМОСТИ И ОТКАЗОУСТОЙЧИВОСТИ Акционерное общество «Раменское приборостроительное конструкторское бюро» Авторский коллектив:

Аннотация проекта (ПНИЭР), выполняемого в рамках ФЦП «Исследования и разработки по приоритетным направлениям развития научно-технологического комплекса России на 2014 2020 годы» Номер Соглашения о предоставлении

Лекция 4 4.. Методы резервирования Резервирование способ обеспечения надежности объекта за счет использования дополнительных средств и (или) возможностей, избыточных по отношению к минимально необходимым

122 УДК 629.7.03 А.С. КУЛИК 1, В.Ф. СИМОНОВ 1, А.В. КОМКОВ 1, Б.В. ОСТРОУМОВ 2, И.Е. КИТАЙЧУК 2 1 Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского ХАИ, Украина 2 НТ СКБ Полисвит ГНПО Коммунар,

ДВИГАТЕЛЬ-МАХОВИК НА БАЗЕ МЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ «ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЬ-РЕДУКТОР-МАХОВИК» ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Поляков М.В., Полякова А.В. Национальный исследовательский Томский

ОЦЕНКА ДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА ПО ИНФОРМАЦИИ БОРТОВЫХ УСТРОЙСТВ РЕГИСТРАЦИИ В СПОКОЙНОЙ АТМОСФЕРЕ А.Б. Сивашко, старший научный сотрудник Военной академии Республики Беларусь Основными критериями

История разработок Первые результаты работы аппаратуры и ККВО на борту космического аппарата «Метеор-М» 1 АНО «Космос-НТ» Институт космических исследований РАН 2009 Около 30 лет в ИКИ РАН ведутся работы

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 49 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 681.2 Влияние параметров прямой цепи компенсационных акселерометров на их точностные характеристики В.Е. Мельников Аннотация: Рассмотрены

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.78.783 Решение задачи выбора параметров орбитальной структуры многоцелевой космической системы А.С. Кийко Аннотация Рассматривается

АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО «ИНФОРМАЦИОННЫЕ СПУТНИКОВЫЕ СИСТЕМЫ» ИМЕНИ АКАДЕМИКА М.Ф. РЕШЕТНЁВА» ГОСУДАРСТВЕННОЙ КОРПОРАЦИИ ПО КОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ «РОСКОСМОС» СОЗДАНИЕ МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫХ ГЕОСТАЦИОНАРНЫХ

НАДЕЖНОСТЬ ТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ И ТЕХНОГЕННЫЙ РИСК ПОКАЗАТЕЛИ НАДЕЖНОСТИ Это количественные характеристики одного или нескольких свойств объекта, определяющих его надежность. Значения показателей получают

ВЕСТНИК ТОМСКОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО УНИВЕРСИТЕТА 213 Математика и механика 3(23) УДК 629.78.1 Н.Н. Севастьянов ПОСТРОЕНИЕ РЕЖИМОВ ОРИЕНТАЦИИ БЕЗ ДАТЧИКОВ УГЛОВОЙ СКОРОСТИ НА СС «ЯМАЛ-2» Рассматривается возможность

7676 УДК 62-50 ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА ЭЛЕКТРОРАДИОИЗДЕЛИЙ Е.А. Чжан Сибирский федеральный университет Россия, 660041, Красноярск, пр. Свободный, 79 E-al: [email protected] В.И. Орлов Открытое акционерное общество

Московский государственный технический университет имени Н. Э. Баумана Калужский филиал Ф. Л. Чубаров НАДЕЖНОСТЬ И ДИАГНОСТИКА ГИДРОПРИВОДОВ Методические указания (часть третья) УДК 621.2 ББК 30.123 Ч81

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 44 www.mai.ru/siene/trudy/ УДК 68.587 Иерархическая оптимизация в задачах проектирования систем автоматического управления. Ю.А. Синявская, В.А. Корнилов Аннотация.

УДК 629.78 А. В. К р ы л о в, С. А. Ч у р и л и н МОДЕЛИРОВАНИЕ РАСКРЫТИЯ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ РАЗЛИЧНЫХ КОНФИГУРАЦИЙ Проведено моделирование процесса раскрытия крупногабаритных космических конструкций с

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 60 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 621.455.32 Повышение надежности и удельных характеристик аппаратуры управления стационарными плазменными двигателями А.С. Викторов,

Труды МАИ. Выпуск 83 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 681.5.015.44 Система логического управления обхода препятствий беспилотным летательным аппаратом при маршрутном полете Лебедев Г.Н.*, Румакина А.В.**

Надежность систем и устройств Лекция 4. Методы повышения надежности, методы структурного резервирования Глухих Михаил Игоревич, к.т.н., доц. mailto: [email protected] Из чего мы исходим? Требования к надежности

УДК 681.3 А.И. Рыженко, Е.И. Рыженко, Д.В. Колесниченко Определение надежности невосстанавливаемых резервированных технических изделий Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ»

1 ЛЕКЦИЯ 3. Задачи надёжности электроснабжения Теория надежности служит научной основой деятельности лабораторий, отделов, бюро и групп надежности на предприятиях, в проектных, научно-исследовательских

3407 УДК 629.7.05 АЛГОРИТМЫ МОДЕРНИЗИРОВАННОГО КООРДИНИРОВАННОГО УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ А.С. Сыров Московское опытно-конструкторское бюро «МАРС» Россия, 127473, Москва, Щемиловский

СИСТЕМА ОБНАРУЖЕНИЯ ОБЪЕКТА В ЗОНЕ ДВИЖЕНИЯ АВТОМОБИЛЯ, С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЦИФРОВОЙ ОБРАБОТКИ ИЗОБРАЖЕНИЯ к.т.н. Девочкин О.В., Сегеда С.В. МГТУ «МАМИ» Для снижения числа аварий на дорогах очень важно, что

60 лет со дня запуска первого искусственного спутника Земли Наступит и то время, когда космический корабль с людьми покинет Землю и направится в путешествие. Надежный мост с Земли в космос уже перекинут

Новое поколение новые возможности ОАО «ИСС» предлагает полный набор услуг по созданию и эксплуатации геостационарных спутников связи на базе новых семейств платформ «Экспресс-1000К»,«Экспресс-1000Н», «Экспресс-2000»

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 46 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.136 Развитие средств математического моделирования двигательных установок ракет космического назначения И.С. Партола Аннотация.

УДК 6.3.054 И.Н. ЧИКОВ, студент (ТПУ) А.Э. ЕВСТРАТОВ, ассистент (ТПУ) г. Томск ТРЕБОВАНИЕ ПРЕДЬЯВЛЯЕМЫЕ К ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИМ МОДУЛЯМ РОБОТИЗИРОВАННЫХ КОМПЛЕКСОВ Применение роботизированных комплексов

Кафедра ИУ2 Приборы и системы ориентации, стабилизации и навигации структура и лаборатории Кафедра готовит специалистов по специальности «Системы управления летательными аппаратами» по специализациям:

Тест по теме "Надежность ИС" #num 1 Безотказность - это: 1) свойство объекта непрерывно сохранять работоспособное состояние в течение всего времени работы; 2) свойство объекта непрерывно сохранять работоспособное

А.Д. Беленький, В.Н. Васильев, А.С. Семёнов и др. Режим поиска Земли УДК 69.7 РЕЖИМ ПОИСКА ЗЕМЛИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «МЕТЕОР-М» А.Д. Беленький, В.Н. Васильев, А.С. Семёнов, М.Е. Семёнов (ОАО «Корпорация

УДК 681.511.26 Создание системы управления зенитной ракеты методом логарифмических амплитудных характеристик. С.Н. Илюхин кафедра «Динамика и управление полётом ракет и космических аппаратов» [email protected]

ДЕЛОВАЯ АВИАЦИЯ ДОРАБОТКИ И ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ Организация по ТО компонентов ВС FLIGHT CONTROL SYSTEMS создана в 2006г. с целью освоения одного из направлений технического обслуживания модернизация

3 ВВЕДЕНИЕ Настоящее пособие по изучению дисциплины «Авиационные информационно-измерительные системы» содержит перечень целей и задач дисциплины, последовательность изучения материала, перечень лабораторных

Труды МАИ. Выпуск 85 УДК 69.96 www.mi.ru/sciece/trud/ Прогнозирование технического состояния бортового радиоэлектронного оборудования Закиров Р.Г. Ташкентский государственный технический университет им.

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 44 www.ai.u/science/udy/ УДК 69.7.5 Идентификация аэродинамического коэффициента момента тангажа многоцелевого маневренного самолета по результатам летных испытаний

МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ) МАИ ПРОГРАММА ВСТУПИТЕЛЬНЫХ ЭКЗАМЕНОВ В МАГИСТРАТУРУ ПО НАПРАВЛЕНИЮ 161700 «БАЛЛИСТИКА И ГИДРОАЭРОДИНАМИКА» Программа вступительного

Структурная надежность. Теория и практика Шишкин В.В., Романов Ю.В., Стенюшкин Д.И. РАЗРАБОТКА СИСТЕМ FRACAS ДЛЯ БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ С АВТОМАТИЗИРОВАННЫМ ОПРЕДЕЛЕНИЕМ ИСТОЧНИКОВ СИСТЕМАТИЧЕСКИХ ОТКАЗОВ

Оценка надежности при одиночных сбоях в кэш-памяти в маршруте проектирования системы на кристалле Ольга Мамутова Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого Кафедра компьютерных систем

УДК 629.78 А.В.Соллогуб, д.т.н. Г.н.с. ГНП РКЦ «ЦСКБ Прогресс» e-mail: [email protected] П.О. Скобелев, д.т.н. В.н.с. Института проблем управления сложными системами РАН Президент / Генеральный конструктор

С. 2 из 6 Настоящие вопросы кандидатского экзамена по специальности составлены в соответствии с программой кандидатского экзамена по специальности 05.11.16 - Информационно-измерительные и управляющие системы,

Престижно - стабильно - перспективно г. Королев Московской области www.tsniimash.ru О предприятии Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения»

УДК 681.513 А.В. Пролетарский, К.А. Неусыпин СПОСОБЫ КОРРЕКЦИИ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ И КОМПЛЕКСОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Приведены типы исследуемых летательных аппаратов и их навигационные системы. Рассмотрены

УДК 621.391.26 К.М. Другов, Л.А. Подколзина СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ НАЗЕМНЫХ ПОДВИЖНЫХ ОБЪЕКТОВ Современный технический прогресс в области информационных технологий существенно расширяет тактико-технические

Акционерное общество «Научно-производственная корпорация «Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы» имени А.Г. Иосифьяна» (АО «Корпорация «ВНИИЭМ») РЕФЕРАТ

Создание новейшей навигационной системы БИНС для самолетов Су-35, Су-35С, МиГ-35 Коллективом Московского института электромеханики и автоматики разработана бесплатформенная инерциальная навигационная система

О о ДЛЯ ВУ308 основы ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (ТРАНСПОРТНЫЕ СИСТЕМЫ) Под редащнеit aкaдeмiiiii РАН А.М. Матвеенко и члеиа-корреспондеиrа РАН О.М. Алвфаиова Второе издание, переработаиное и

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 54 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.7.054.07 Сильносвязанная многоантенная интегрированная инерциальноспутниковая навигационная система Б. С. Алешин,Д.А. Антонов,

ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ ПОЗИЦИОНИРОВАНИЯ С ПРИМЕНЕНИЕМ ОБОРУДОВАНИЯ ГНСС КОМПАНИИ JAVAD GNSS М.О. Любич («УГТ-Холдинг», Екатеринбург) В 2011 г. окончил Уральский федеральный университет им. первого Президента

УДК 681. С.Ф. Тюрин, О.А. Громов, А.В. Сулейманов Пермскийнациональныйисследовательский политехнический университет А.В. Греков Пермский военный институт внутренних войск МВД Ф АНАЛИЗ МЕТОДОВ ОБЕСПЕЧЕНИЯ

УДК 004.021 Д.В. Вавилов, К.А. Дворников Исследование взаимодействия математических моделей на стенде моделирования РадиоЭлектронного Вооружения Вавилов Дмитрий Викторович, главный инженер директор по

Бортовая распределенная вычислительная система для обработки гиперспектральных данных А.А. Белов 1, А.П. Калинин 2, А.Г. Орлов 1, Е.Ю. Федунин 1 1 ЗАО НТЦ «Реагент» 125190 Москва, ул. Балтийская, 14 E-mail:

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (МГТУ ГА)

Моделирование старта ракеты в программном комплексе EULER Цель данного примера показать основные особенности моделирования старта ракеты с учётом аэродинамических сил, помехи от бортового разъемного соединения

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 44 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 608 К вопросу испытаний бортовых гидравлических систем и их значение при разработке современных видов воздушных судов. Д.И.Смагин,

П Р О Г Р А М М А вступительного экзамена в аспирантуру ГКНПЦ им. М.В. Хруничева по специальности «05.07.07 Контроль и испытание летательных аппаратов и их систем» 2 Ι. Общие положения Данная программа

Публичное акционерное общество «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королёва» Реферат-презентация работы Разработка алгоритмов для баллистиконавигационного обеспечения космических экспериментов

УДК 629.7 Махненко Ю.Ю. МОНИТОРИНГ КОЛЛОКАЦИИ ГЕОСТАЦИОНАРНЫХ СПУТНИКОВ С ПОМОЩЬЮ МАЛОБАЗОВЫХ РАДИОИНТЕРФЕРОМЕТРОВ Федеральное унитарное государственное предприятие «Космическая связь» В данном докладе

Бахвалов Ю.О. Испытания ракетно-космической техники. Введение в специальность Учебное пособие Москва 2015 УДК 629.7(075.8) ББК 39/62я73 Б51 Рецензенты Родченко В. В., д.т.н., профессор, зам. заведующего

Тулеушова Р.Ж. Преподаватель, Каспийский университет, г. Алматы; Руководитель проекта «Система мониторинга моста по шоссе Алаш в г. Астана с элементами высокоточной спутниковой навигации» ДЕМПФИРОВАНИЕ

Сер. 2. 2008. Вып. 4. Ч. II ВЕСТНИК САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКОГО УНИВЕРСИТЕТА А. Н. Щерба, А. И. Вайнтрауб, Е. Н. Шаповалов ЭТАПЫ РАЗВИТИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ (ВТОРАЯ ПОЛОВИНА ХХ в.) Целью пуска

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

КОСМИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ, 214, том 52, 5, с. 399 47 УДК 52.6.5,52-323.2 РАБОТА СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА СПЕКТР-Р 214 г. М. М. Лисаков 1, С. М. Войнаков 3, А. С. Сыров 2, В. Н. Соколов 2,

УДК 69.78:68.5. УПРАВЛЕНИЕ КИНЕТИЧЕСКИМ МОМЕНТОМ АВТОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ГИРОСИЛОВЫМИ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫМИ ОРГАНАМИ А.В. Богачев ОАО РКК «Энергия» им. С.П. Королева г. Королев Введение Рассматриваются

УДК 681.313 Обеспечение надежности шагового двигателя на стадии проектирования В.Н.КИТАЕВ, Е.Н.КИТАЕВА, Н.А.ИКОННИКОВА ФГУП «Российский Федеральный ядерный центр Всероссийский научноисследовательский институт

Научно-исследовательский центр и диагностики технических систем ОАО НИЦ КД ПРАВИЛА ВЫБОРА СРЕДСТВ КОНТРОЛЯ Р 50-609-39-01 Нижний Новгород 2001 г. жакет схема Предисловие 1. РАЗРАБОТАНЫ ОАО НИЦ КД (Научно-исследовательский

ПРИС Приложение 2 к протоколу НТС ПАО «ОАК» «08» февраля 2017 г. Публичное акционерное общество «Объединенная авиастроительная корпорация» Перечень перспективных технологий (запрос на инновации) (ред.

С. П. Королѐв родился 12 января 1907 г. в г. Житомире в семье учителя русской словесности П. Я. Королѐва. Еще в школьные годы Сергей отличался исключительными способностями и неукротимой тягой к новой

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов (КА). Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги. Изобретение позволяет повысить надежность стабилизации КА. 3 ил.

Предлагаемое изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения стабилизации ракетных разгонных блоков и космических аппаратов (КА).

Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации электродвигатели-маховики, которые располагаются по осям стабилизации и вырабатывают управляющие динамические моменты, величина которых регулируется, например, пропорционально сигналу управления (патент SU 1839975, приоритет от 26.02.1979). Указанные системы нашли широкое применение в космической технике, но их использование связано с ограничениями по максимуму величины восстанавливающего момента, что определяется предельной скоростью вращения маховиков, поэтому при больших возмущениях реакция системы стабилизации может оказаться недостаточной. Это ограничивает применение подобных систем при стабилизации ракетных разгонных блоков.

Известны системы стабилизации КА, использующие в качестве исполнительных органов системы стабилизации маломощные реактивные двигатели, у которых рабочим телом могут служить обычные продукты сгорания химического топлива или какой-либо газ (С.И. Королев, Н.К. Матвеев. Космические аппараты серии Зенит: Уч. пособие / Балт гос. техн. ун-т, СПб., 2005). Величина создаваемого восстанавливающего момента зависит от скорости истечения и массового расхода рабочего тела, а также от размера плеча, на котором приложена сила тяги двигателя.

Такие системы могут создавать большие величины восстанавливающих моментов и быстро реагировать на возмущающие воздействия, но необходимость использования невосстанавливаемого запаса рабочего тела ограничивает их время применения. При этом возможный размер плеча, на котором приложена сила тяги двигателя, во многом определяются выбранной компоновкой КА. Так, например, для стабилизации малых и средних ракетных разгонных блоков (РБ), компоновка которых включает кольцеобразный блок баков с диаметрально противоположным расположением относительно продольной оси блока двух сферических баков окислителя, двух сферических баков горючего и двух сферических приборных отсеков, используют двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси (патент RU 2043956, приоритет от 23.11.1993). Указанная компоновка использована в конструкции ракетного разгонного блока «Фрегат». Особенностью КА, имеющих подобную компоновку, является то, что плечо управляющего момента мало из-за близости точки опоры ракетного двигателя к центру масс КА. При этом кроме возмущения в виде момента возмущение в виде силы также имеет значительную величину. Применение поворотного ракетного двигателя, установленного в кардановом подвесе, при малом плече управления, определяемом расстоянием между центром тяжести КА и точкой приложения силы от двигателя, для получения управляющего момента с целью парирования возмущения, требует значительных углов и угловых скоростей поворота камеры сгорания двигателя. Это неизбежно вызывает большую составляющую боковой (поперечной) возмущающей силы. Указанные недостатки частично устраняются при установке ракетного двигателя в подвесе с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА. Перемещение подвеса осуществляется с помощью рулевых машинок. Система стабилизации для КА, содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель, установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, является наиболее близким аналогом к заявленной система стабилизации КА и выбрана в качестве прототипа, (патент RU 2090463, приоритет от 20.09.1997). Система включает канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем. Указанная система стабилизации была использована при разработке разгонного блока «Фрегат» и позволяет повысить точность стабилизации в режиме кратковременных коррекций траектории за счет повышения точности стабилизации поперечных скоростей центра масс КА. Однако указанная система не позволяет устранить остальные проблемы стабилизации, присущие данной компоновке КА. К одной из таких проблем относится проблема разновыработки топлива из баков окислителя и горючего, что может привести к смещению центра тяжести КА к концу активных маневров до критической для обеспечения стабилизации величины, которая определяется возможно максимальным ходом штока РМ, т.е. зоной прокачки камеры двигателя. Для снижения вероятности такого развития событий приходится конструктивными способами обеспечивать необходимое исходное положение ЦТ в поперечной плоскости и путем замеров и регулировки минимизировать разницу гидравлических сопротивлений в трактах подачи компонентов топлива, что требует значительных технологических и материальных затрат и снижает надежность системы стабилизации.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение надежности осуществления стабилизации при наличии разновыработки, способной привести к потере стабилизации КА.

Указанная задача обеспечивается тем, что в отличие от известной системы стабилизации космического аппарата (КА), содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетным двигателем, установленным в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, включающая канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем, новым является то, что система стабилизации снабжена датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и двумя логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом в каждом баке, что определяет расход топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, при этом в каждом из каналов управления по тангажу и рысканию вход интегрирующего устройства подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости, а выходы датчика угла и интегрирующего устройства подключены соответственно к третьему и четвертому входу суммирующего усилителя, пятый вход которого подключен ко вторым выходам рулевых машинок, причем входы каждого логического блока подключены к третьим выходам рулевых машинок обоих каналов.

Снабжение системы стабилизации датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, позволяет компенсировать разновыработку топлива из баков, снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.

При этом подключение двигателей малой тяги к процессу стабилизации позволяет компенсировать на начальном этапе стабилизации определенную инерционность реакции от перераспределения расхода топлива в баках на процесс стабилизации КА.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

Фиг. 1 - структурная схема системы стабилизации;

Фиг. 2 - принципиальная схема 1-го логического блока;

Фиг. 3 - принципиальная схема 2-го логического блока.

Предлагаемая система стабилизации предназначена для стабилизации космических аппаратов (КА), содержащего двигательную установку (ДУ) со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетный двигатель (РД), установленный в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, например, ракетного разгонного блока «Фрегат». Система включает канал управления по тангажу («Т») и канал управления по рысканию («Р»), каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости 1, 2 и датчики отклонения угловых ускорений и скорости 3, 4, выходы которых через суммирующий усилитель 5, 6 подключены к входам рулевых машинок (РМ) 7, 8, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем 9. Канал тангажа («Т») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OZ» (штоком рулевых машинок 7 канала «Т»), а канал рыскания («Р») обеспечивает управление линейным перемещением подвеса с двигателем 9 в плоскости YOZ вдоль оси «OY» (штоком рулевых машинок 8 канала «Р»). Кроме того, каждый из каналов управления по тангажу («Т») и рысканию («Р») включает датчик угла 10, 11 и интегрирующее устройство 12, 13, подключенные к суммирующему усилителю 5, 6. Вход интегрирующего устройства 12, 13 подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости 2. Пятый вход суммирующего усилителя 5, 6 подключен ко второму выходу рулевой машинки 7, 8. Составы приборов каналов тангажа и рыскания в этой части (блоки 1-13) являются идентичными и могут быть реализованы на базе известных технических решений, см. например, кн. «Управление космическим летательным аппаратом», К.Б. Алексеев, Г.Г. Бебенин, изд. Машиностроение, 1964 (1, 2 - стр. 115, Фиг. 4.2); (3, 4 - стр. 163, Фиг. 4-28); (5, 6 - стр. 217, Фиг. 5.17); (10, 11 - стр. 117, Фиг. 4.3); (12, 13 - стр. 218, Фиг. 5.19). Система снабжена двумя логическими блоками (ЛБ-1, ЛБ-2) 14, 15, подключенными к входам клапанов 16, 17, 18, 19, управляющих наддувом и, следовательно, расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги 20, 21, 22, 23, причем входы каждого логического блока 14, 15 подключены к третьим выходам рулевых машинок 7, 8 обоих каналов. Пример реализации ЛБ-1 приведен на Фиг. 2, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 26 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 27 - аналогичное реле в канале «-» тангаж; 28 - аналогичное реле в канале «+» рысканье; 29 - аналогичное реле в канале «-» рысканье; 261, 262, 213 - контактные группы реле 26; 271, 272, 273 - контактные группы реле 27; 281, 282, 283 - контактные группы реле 28; 291, 292, 293 - контактные группы реле 29; 30, 31 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках горючего; 32, 33 - соответственно реле управления клапанами наддува в первом и втором баках окислителя. Пример реализации ЛБ-2 приведен на Фиг. 3, где 24 - развязывающие диоды; 25 - настроечные сопротивления, 34 - реле с нормально замкнутыми контактами и нормально разомкнутыми контактами в канале «+» тангаж; 35 - реле в канала «-» тангаж; 36 - реле канала «+» рысканье; 37 - реле канала «-» рысканье; 341, 351, 361, 371 - контактные группы соответствующих реле 34, 35, 36, 37; 38 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» тангаж; 39 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» тангаж; 40 - реле управления двигателем малой тяги в канале «+» рысканье; 41 - реле управления двигателем малой тяги в канале «-» рысканье.

В процессе работы системы стабилизации на входы суммирующего усилителя 5, 6 помимо сигналов от датчиков 1, 2, 3, 4, 10, 11 и интегрирующего устройства 12, 13 поступает информация о положении штока рулевой машинки (РМ) 7, 8 в каждом канале стабилизации. При достижении в канале стабилизации тангажа первого порога заданной величины хода штока рулевой машины (например, 7), сигнал пропорциональный величине хода штока (например, с потенциометров обратной связи) поступает также на соответствующий вход логического блока ЛБ-1, который выдает команду на клапан управления наддувом в соответствующем баке. Величина наддува в этом баке снижается соответственно, снижается и расход компонента топлива из этого бака. Начинается процесс уменьшения величины эксцентриситета, вызванного накопившейся разновыработкой. Аналогичные процессы могут проходить и в канале стабилизации рысканья, приводя в конечном итоге к сокращению накопленного эксцентриситета до заданного уровня. Поскольку оси стабилизации, вдоль которых установлены РМ, и оси симметрии баков с топливом не совпадают (угол между ними составляет порядка 45°), ЛБ-1 использует для выработки управляющих команд информацию о положении штоков обеих РМ. Система подачи топлива устроена так, что за счет ограничения наддува в баке с меньшим количеством топлива происходит перераспределение расхода топлива из двух одноименных баков с сохранением общего расхода на выходе из турбонасосного агрегата (ТНА). Тяга ДУ при этом остается постоянной. Далее динамика процесса изменения положения ЦТ зависит от степени ограничения наддува. Для конкретной заправки баков степень ограничения может определяться экспериментально. Вследствие перераспределения расхода топлива величина отклонения центра тяжести (ЦТ) будет уменьшаться. В случае максимальной заправки баков и большей продолжительности работы двигательной установки возможен случай, когда предпринятое ограничение наддува в конкретном баке приведет к нарастанию эксцентриситета в противоположном направлении. В этом случае ЛБ-1 отключит клапан и восстановит исходную величину наддува. С целью гарантированного обеспечения стабилизации РБ, учитывая, что реакция перераспределения расхода топлива на ограничение наддува является медленным процессом и возможно, что в течение некоторого времени после включения клапана наддува эксцентриситет, ЦТ будет продолжать увеличиваться, дополнительно предусмотрено по второму уровню управляющего сигнала на входе ЛБ-2 подключение двигателей стабилизации РБ на пассивных участках, что дает некоторый запас по расширению возможной зоны обеспечения стабилизации РБ. Принципиальным является то, что подключение двигателей малой тяги производится в результате анализа положения основного управляющего двигателя, а не по результатам измерения динамических параметров стабилизации РБ. Принцип действия логической схемы следующий: при достижении величины хода штока, например, в канале РМТ соответствующего значения, определяемого настроечным сопротивлением, в зависимости от знака управляющего тока, срабатывает соответствующее реле 26 или 27. Соответствующее положение займут контактные группы этого реле, в результате чего подана команда на отключение клапанов наддува в соответствующем баке топлива. Поскольку в нашем случае оси стабилизации РБ и оси симметрии баков не совпадают, то отключение клапана наддува соответствующего бака определяется исходя из величины и знака ходов штока РМ в каналах тангажа и рыскания, как следует из представленной схемы. На входы логического устройства ЛБ-2 через развязывающие диоды и настроечные сопротивления подаются сигналы, пропорциональные ходу штоков рулевых машинок в каналах тангажа и рыскания. В зависимости от знака входного сигнала в каждом канале стабилизации ЛБ-2 вырабатывает сигналы на подключение соответствующих двигателей малой тяги (ДМТ), создающих дополнительный управляющий момент в канале тангажа и в канале рыскания.

Предлагаемая система стабилизации позволяет снизить уровень возмущений, действующих на КА, и повысить быстроту и надежность осуществления стабилизации.

Формула изобретения

Система стабилизации космического аппарата (КА), содержащего двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, симметрично расположенными относительно продольной оси КА, и ракетным двигателем, установленным в подвесе вблизи центра масса КА с возможностью осуществления плоскопараллельного перемещения подвеса с двигателем в плоскости, перпендикулярной продольной оси КА, включающая канал управления по тангажу и канал управления по рысканию, каждый из которых содержит датчики отклонения линейных ускорений и скорости и датчики отклонения угловых ускорений и скорости, выходы которых через суммирующий усилитель подключены к входам рулевых машинок, обеспечивающих плоскопараллельные перемещения подвеса с двигателем, отличающаяся тем, что система стабилизации снабжена датчиками угла и интегрирующими устройствами, введенными в каналы управления по тангажу и рысканию, и двумя логическими блоками, подключенными к входам клапанов, управляющих расходом топлива из баков окислителя и горючего и подключением двигателей малой тяги, при этом в каждом из каналов управления по тангажу и рысканию вход интегрирующего устройства подключен ко второму выходу датчика отклонения угловых ускорений и скорости, а выходы датчика угла и интегрирующего устройства подключены соответственно к третьему и четвертому входу суммирующего усилителя, пятый вход которого подключен ко вторым выходам рулевых машинок, причем входы каждого логического блока подключены к третьим выходам рулевых машинок обоих каналов.