RU2536010C1 - Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации - Google Patents
Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2536010C1 RU2536010C1 RU2013133369/11A RU2013133369A RU2536010C1 RU 2536010 C1 RU2536010 C1 RU 2536010C1 RU 2013133369/11 A RU2013133369/11 A RU 2013133369/11A RU 2013133369 A RU2013133369 A RU 2013133369A RU 2536010 C1 RU2536010 C1 RU 2536010C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- adder
- input
- orientation
- amplifier
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
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.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к управлению нестационарными объектами - космическими аппаратами.
Известен способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом [1].
Известно устройство для реализации способа ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, первый и второй выходы которого соединены соответственно со входом датчика угловой скорости и входом датчика угла, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора [1].
Известный способ ориентации космического аппарата и устройство для реализации способа имеют недостаток, который заключается в низкой точности ориентации и малой надежности функционирования из-за отказов датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения космического аппарата.
С целью устранения указанных недостатков известных способа ориентации космического аппарата и устройства для его реализации предложенный способ отличается тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют эталонный сигнал угла ориентации и эталонный сигнал угловой скорости, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и эталонного сигнала угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и эталонного сигнала угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал коррекции сигнала задания, сигнал коррекции сигнала задания математической модели и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно
где λ0, λ, a 0, a 1=const>0, Km - коэффициент усиления, ε0 - сигнал разности сигнала угла ориентации и эталонного сигнала угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для ориентации космического аппарата, а устройство, его реализующее, отличается тем, что оно содержит дополнительно эталонную модель основного контура ориентации, блок памяти, девять сумматоров, шесть усилителей, пять интеграторов, два нормально-разомкнутых переключателя, пять нормально-замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, первую модель двигателя-маховика, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель и блок памяти соединен с первым входом четвертого сумматора, выход датчика угловой скорости через третий нормально-замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно-соединенные девятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом девятого сумматора, а через первый нормально-разомкнутый переключатель - со входом второго усилителя, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, а через второй нормально-разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально-замкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные десятый сумматор, пятый нормально-замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход которого соединен со вторым входом десятого сумматора, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные эталонную модель основного контура ориентации, одиннадцатый сумматор, пятый интегратор и шестой усилитель соединен с четвертым входом четвертого сумматора, второй выход эталонной модели основного контура ориентации через последовательно соединенные двенадцатый сумматор и седьмой усилитель соединен с пятым входом четвертого сумматора, выход одиннадцатого сумматора через восьмой усилитель соединен с шестым входом четвертого сумматора, а через девятый усилитель - с третьим входом первого сумматора, выход пятого интегратора через десятый усилитель соединен с четвертым входом первого сумматора, вход второго усилителя соединен со вторым входом двенадцатого сумматора, выход которого через одиннадцатый усилитель соединен с пятым входом первого сумматора.
Суть предложенных способа и устройства поясняется фиг.1, на которой изображена структурная схема устройства, а на фиг.2 - структурная схема эталонной модели основного контура ориентации.
На чертежах приняты следующие обозначения:
1 - четвертый сумматор;
2 - третий усилитель;
3 - пятый сумматор;
4 - модель двигателя-маховика;
5 - шестой сумматор;
6 - пятый усилитель;
7 - основной контур ориентации (ОКО) космического аппарата;
8 - первый интегратор;
9 - второй интегратор;
10 - второй нормально-разомкнутый переключатель;
11 - первый нормально-разомкнутый переключатель;
12 - второй нормально-замкнутый переключатель;
13 - блок памяти;
14 - четвертый интегратор;
15 - математическая модель ОКО;
16 - восьмой сумматор;
17 - третий интегратор;
18 - седьмой сумматор;
19 - четвертый усилитель;
20 - девятый сумматор;
21 - десятый сумматор;
22 - пятый нормально-замкнутый переключатель;
23 - первый сумматор;
24 - первый усилитель;
25 - второй сумматор;
26 - двигатель-маховик;
27 - третий сумматор;
28 - космический аппарат;
29 - датчик угловой скорости;
30 - второй усилитель;
31 - третий нормально-замкнутый переключатель;
32 - четвертый нормально-замкнутый переключатель;
33 - датчик угла ориентации;
34 - первый нормально-замкнутый переключатель;
35 - эталонная модель ОКО;
36 - пятый интегратор;
37 - одиннадцатый сумматор;
38 - двенадцатый сумматор;
39 - шестой усилитель;
40 - седьмой усилитель;
41 - восьмой усилитель;
42 - одиннадцатый усилитель;
43 - девятый усилитель;
44 - десятый усилитель;
45, 46 - соответственно одиннадцатый и двенадцатый усилители;
47, 48 - первый и второй выходы эталонной модели ОКО соответственно;
50 - тринадцатый сумматор;
51 - тринадцатый усилитель;
52 - четырнадцатый сумматор;
53 - эталонная модель двигателя-маховика;
54 - шестой интегратор;
55 - седьмой интегратор.
Функционирует устройство для реализации способа ориентации космического аппарата следующим образом. Сигнал задания φз(t) поступает одновременно на основной контур управления 7 и математическую модель ОКО 15 (см. фиг.1).
Как видно из фиг.1, ОКО 7 составляют последовательно соединенные первый сумматор 23, первый усилитель 24, второй сумматор 25, двигатель-маховик 26, третий сумматор 27, космический аппарат 28 и датчик угловой скорости 29. Выход датчика угла ориентации 33 через четвертый нормально-замкнутый переключатель 32 соединен с первым сумматором 23, образуя отрицательную обратную связь по углу ориентации φ(t), а с выхода датчика угловой скорости 29 угловая скорость
поступает на вход второго сумматора 25, образуя отрицательную обратную связь по угловой скорости
. На второй вход третьего сумматора 27 поступает внешняя помеха Mв(t). На параметры космического аппарата 28 действует мультипликативная помеха F(t).
Математическая модель ОКО 15 состоит из аналогичных ОКО 7 элементов структурной схемы: последовательно соединенные четвертый сумматор 1, третий усилитель 2, пятый сумматор 3, шестой сумматор 5, модель двигателя-маховика 4 и модель космического аппарата, выполненная в виде последовательно соединенных первого интегратора 8 и второго интегратора 9. В математической модели ОКО 15 также содержатся отрицательные обратные связи по оценке угловой скорости
и оценке угла ориентации
с выходов первого интегратора 8 на вход пятого сумматора 3 и с выхода второго интегратора 9 на вход четвертого сумматора 1.
Ввиду того что на космический аппарат 28 действуют внешние помехи Mв(t) и F(t), а на математическую модель ОКО 15 космического аппарата 28 внешние помехи F(t) и Mв(t) не действуют, то оценки
и
не будут совпадать с их реальными значениями соответственно
и φ(t).
Следовательно, управление U(t) в ОКО 7 на выходе второго сумматора 25 будет отличаться от управления Um(t) в модели ОКО 15 на выходе шестого сумматора 5. Будем имитировать действие внешней помехи Mв в ОКО 7 в виде оценки внешней помехи
в модели ОКО 15.
С этой целью с помощью десятого сумматора 21 пятого нормально-замкнутого переключателя 22 и четвертого интегратора 14 сформируем значение оценки
в виде
где Kgm - передаточная функция модели двигателя-маховика 4. При этом достаточно скорректировать значение Um(t) на выходе шестого сумматора 5. Кроме того, момент инерции J(t) космического аппарата в общем случае отличается от его оценки
. Для определения истинного значения момента инерции J(t) сформируем с помощью метода покомпонентного формирования управлений, основанного на использовании функций Ляпунова, сигнал подстройки ΔJ(t), который, как показано в [2], будет иметь вид
где λ, а 0, а 1=const>0.
Для обеспечения устойчивости системы ориентации, включающей математическую модель ОКО 15 и ОКО 7, требуется определенный знак сигнала коррекции Uк(t). Знак сигнала Uк(t) определяет только составляющая
, т.к. значение
всегда больше или равно нулю.
Поэтому, используя правило знаков при построении адаптивных систем управления согласно методу покомпонентного формирования управлений [2], можно принять значение сигнала коррекции Uк(t) в виде
Ввиду того, что Uк(t) зависит от интеграла ошибки ε(t), то очевидно, что выход третьего интегратора 17 будет непрерывно меняться до тех пор, пока на его входе не будет величина, равная нулю. Это означает, что при ε(t)=0 устанавливаются равенства
Для реализации сигнала коррекции используются седьмой сумматор 18, первый нормально-замкнутый переключатель 34, третий интегратор 17, восьмой сумматор 16, девятый сумматор 20, четвертый усилитель 19, второй нормально-замкнутый переключатель 12 и блок памяти 13, выход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора (см. фиг.1).
Согласно предложенному способу ориентации сигнал задания φз(t) является входным сигналом для основного контура ориентации 7 и математической модели ОКО 15. Сигнал управления U(t) формируется на выходе второго сумматора 25, а сигнал оценки управления Um(t) - на выходе шестого сумматора 5. На выходах датчика угловой скорости 29 и датчика угла ориентации 33 формируются соответственно угловая скорость
вращения космического аппарата 28 и угол ориентации φ(t).
Сигнал приращения ΔJ(t) значения момента инерции J(t) космического аппарата 28 является функцией рассогласования ε(t):
и сигнала задания φз(t).
Сигнал оценки внешнего момента (помехи)
формируется с помощью десятого сумматора 21, пятого нормально-замкнутого переключателя 22, четвертого интегратора 14, шестого сумматора 5 и модели двигателя-маховика 4.
Теперь можно использовать математическую модель ОКО 15 в качестве датчика угловой скорости 29 и датчика угла 33, если одновременно разомкнуть нормально-замкнутые переключатели 22, 37, 34, 31 и 32 и замкнуть нормально-разомкнутые переключатели 10 и 11.
Математическую модель ОКО 15 при этом целесообразно использовать в качестве датчиков угловой скорости 29 и угла ориентации 33 до тех пор, пока ошибка ε(t) будет в пределах допустимых значений, что определяется, очевидно, изменениями внешней помехи Mв(t) и значения момента инерции J(t) космического аппарата 28.
Таким образом, соединение ОКО 7 и математической модели ОКО 15 позволяет сформировать сигнал коррекции Uк(t)для математической модели ОКО 15 и сигнал ΔU(t), имитирующий действие сигнальной помехи в виде момента Mв(t).
В результате выходы φ и
на выходах соответственно ОКО 7 и математической модели ОКО 15 в конце переходного процесса совпадают. Это позволяет использовать математическую модель ОКО в качестве идентификатора параметра J(t) и фазовых координат φ(t) и
.
Однако в этом случае ОКО 7 работает с ошибкой ε0(t)=φ-φm, где φ - выход ОКО 7, а φm - выход эталонной модели ОКО 35.
Выход φ(t) содержит статическую ошибку ε1(t), как это отмечается в [1]. Ошибка эта вызвана действием возмущающего момента Mв(t), которая на вход эталонной модели ОКО 35 не поступает.
При этом сигналом
корректируются сигналы задания как ОКО 7, так и математической модели ОКО 15, чтобы в них компенсировать ошибку ε0(t).
Реализуется эталонная модель ОКО (показана на фиг.2) в виде соединения элементов схемы 45, 46, 50, 51, 52, 53, 54 и 55, полностью повторяющих ОКО 7 при условии, что передаточные функции датчика угловой скорости 29 и датчика угла ориентации 33 близки к единице.
Реализация коррекции сигналом
осуществляется с помощью элементов схемы, изображенных на фиг.1: 35÷42.
Эталонная модель ОКО 35 функционирует аналогично ОКО 7. Отличие в том, что на него не действует помеха MB(t).
Формирование сигнала коррекции
для ОКО 7 и математической модели ОКО 15 и его реализация осуществлены подобно коррекции математической модели ОКО 15 сигналом Uк(t).
Использование в способе ориентации космического аппарата и устройства для его реализации канала оценки
и
- математической модели ОКО 15 - позволяет получить технический эффект, который заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации 33 и датчика угловой скорости 29 вращения космического аппарата 28.
Изобретательский уровень предложенного технического решения подтверждается отличительными частями формулы изобретения по пп.1 и 2.
Литература
1. Васильев В.Н. Системы ориентации космических аппаратов / В.Н. Васильев. - М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009. С.149-156 (прототип).
2. Лащев А.Я. Метод синтеза адаптивных систем управления с эталонной моделью. Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика. 2007. №1. С.2-6.
Claims (2)
1. Способ ориентации космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угла ориентации и сигнала угловой скорости, формировании сигнала задания и формировании сигнала управления космическим аппаратом, отличающийся тем, что формируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости вращения космического аппарата, формируют эталонный сигнал угла ориентации и эталонный сигнал угловой скорости, формируют сигнал оценки управления, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала угла ориентации и эталонного сигнала угла ориентации, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и эталонного сигнала угловой скорости, определяют сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определяют сигнал коррекции сигнала задания, сигнал коррекции сигнала задания математической модели и сигнал оценки внешней помехи по формулам соответственно
,
,
,
где λ0, λ, a 0, a 1 = const > 0, Km - коэффициент усиления, ε0 - сигнал разности сигнала угла ориентации и эталонного сигнала угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для ориентации космического аппарата.
,
,
,
где λ0, λ, a 0, a 1 = const > 0, Km - коэффициент усиления, ε0 - сигнал разности сигнала угла ориентации и эталонного сигнала угла ориентации, ε - сигнал разности сигнала угла ориентации и сигнала оценки угла ориентации, ΔU - сигнал разности сигнала управления и сигнала оценки управления, с учетом которых корректируют сигнал оценки угла ориентации и сигнал оценки угловой скорости и используют их для ориентации космического аппарата.
2. Устройство ориентации космического аппарата, содержащее последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, двигатель-маховик, третий сумматор, космический аппарат, первый и второй выходы которого соединены соответственно со входом датчика угловой скорости и входом датчика угла ориентации, выход второго усилителя соединен со вторым входом второго сумматора, отличающееся тем, что оно содержит дополнительно эталонную модель основного контура ориентации, блок памяти, девять сумматоров, шесть усилителей, пять интеграторов, два нормально-разомкнутых переключателя, пять нормально-замкнутых переключателей, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные третий усилитель, пятый сумматор, шестой сумматор, первую модель двигателя-маховика, первый интегратор, второй интегратор, седьмой сумматор, первый нормально-замкнутый переключатель, третий интегратор, восьмой сумматор, второй нормально-замкнутый переключатель и блок памяти соединен с первым входом четвертого сумматора, выход датчика угловой скорости через третий нормально-замкнутый переключатель соединен со входом второго усилителя, а через последовательно-соединенные девятый сумматор и четвертый усилитель - со вторым входом восьмого сумматора, третий вход которого соединен со входом третьего интегратора, выход первого интегратора соединен со вторым входом девятого сумматора, а через первый нормально-разомкнутый переключатель - со входом второго усилителя, выход пятого усилителя соединен со вторым входом пятого сумматора, выход второго интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, а через второй нормально-разомкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, второй вход которого соединен с третьим входом четвертого сумматора, выход датчика угла ориентации соединен со вторым входом седьмого сумматора, а через четвертый нормально-замкнутый переключатель - с первым входом первого сумматора, выход второго сумматора через последовательно соединенные десятый сумматор, пятый нормально-замкнутый переключатель и четвертый интегратор соединен со вторым входом шестого сумматора, выход которого соединен со вторым входом десятого сумматора, второй вход первого сумматора через последовательно соединенные эталонную модель основного контура ориентации, одиннадцатый сумматор, пятый интегратор и шестой усилитель соединен с четвертым входом четвертого сумматора, второй выход эталонной модели основного контура ориентации через последовательно соединенные двенадцатый сумматор и седьмой усилитель соединен с пятым входом четвертого сумматора, выход одиннадцатого сумматора через восьмой усилитель соединен с шестым входом четвертого сумматора, а через девятый усилитель - с третьим входом первого сумматора, выход пятого интегратора через десятый усилитель соединен с четвертым входом первого сумматора, вход второго усилителя соединен со вторым входом двенадцатого сумматора, выход которого через одиннадцатый усилитель соединен с пятым входом первого сумматора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013133369/11A RU2536010C1 (ru) | 2013-07-17 | 2013-07-17 | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013133369/11A RU2536010C1 (ru) | 2013-07-17 | 2013-07-17 | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2536010C1 true RU2536010C1 (ru) | 2014-12-20 |
Family
ID=53286209
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013133369/11A RU2536010C1 (ru) | 2013-07-17 | 2013-07-17 | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2536010C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2618856C1 (ru) * | 2016-03-31 | 2017-05-11 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ управления пространственной ориентацией космического аппарата и система управления для его реализации |
RU2812701C1 (ru) * | 2023-07-07 | 2024-01-31 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ ориентации и стабилизации летательного аппарата с безгироскопным резервированием |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4012018A (en) * | 1973-10-04 | 1977-03-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | All sky pointing attitude control system |
US6481671B1 (en) * | 2000-08-14 | 2002-11-19 | Ball Aerospace & Technologies Corp. | Spacecraft sunshield for use in performing solar torque balancing |
UA65322A (en) * | 2003-07-09 | 2004-03-15 | Nat Tech Univ Kyiv Polytech | Method for generation of control moment for space vehicle |
US6772978B2 (en) * | 2002-02-22 | 2004-08-10 | Honeywell International Inc. | Dynamic unbalance compensation system and method |
RU2354590C2 (ru) * | 2006-09-06 | 2009-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией геостационарного космического аппарата, оснащенного радиомаяком |
RU2011143133A (ru) * | 2011-10-25 | 2013-04-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Конверсия" | Способ комплексирования сигналов пеленгования объекта визирования инерциального и радиолокационного дискриминаторов и система для его осуществления |
-
2013
- 2013-07-17 RU RU2013133369/11A patent/RU2536010C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4012018A (en) * | 1973-10-04 | 1977-03-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | All sky pointing attitude control system |
US6481671B1 (en) * | 2000-08-14 | 2002-11-19 | Ball Aerospace & Technologies Corp. | Spacecraft sunshield for use in performing solar torque balancing |
US6772978B2 (en) * | 2002-02-22 | 2004-08-10 | Honeywell International Inc. | Dynamic unbalance compensation system and method |
UA65322A (en) * | 2003-07-09 | 2004-03-15 | Nat Tech Univ Kyiv Polytech | Method for generation of control moment for space vehicle |
RU2354590C2 (ru) * | 2006-09-06 | 2009-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ управления ориентацией геостационарного космического аппарата, оснащенного радиомаяком |
RU2011143133A (ru) * | 2011-10-25 | 2013-04-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Конверсия" | Способ комплексирования сигналов пеленгования объекта визирования инерциального и радиолокационного дискриминаторов и система для его осуществления |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ВАСИЛЬЕВ В.Н. Системы ориентации космических аппаратов. М. ФГУП "НПП ВНИИЭМ". 2009, с.149-156; . * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2618856C1 (ru) * | 2016-03-31 | 2017-05-11 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ управления пространственной ориентацией космического аппарата и система управления для его реализации |
RU2812701C1 (ru) * | 2023-07-07 | 2024-01-31 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ ориентации и стабилизации летательного аппарата с безгироскопным резервированием |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107690567B (zh) | 利用扩展卡尔曼滤波器用于对移动载体设备的航行进行追踪的方法 | |
Linder et al. | Identification of systems with unknown inputs using indirect input measurements | |
CN104019817B (zh) | 一种用于卫星姿态估计的范数约束强跟踪容积卡尔曼滤波方法 | |
Kulikov et al. | Numerical robustness of extended Kalman filtering based state estimation in ill‐conditioned continuous‐discrete nonlinear stochastic chemical systems | |
CN102163952B (zh) | 马达控制装置 | |
CN105912013A (zh) | 一种组合体航天器姿态无模型自适应控制方法 | |
US9922143B2 (en) | Method and control for carrying out a calculation of a data-based function model | |
US11669055B2 (en) | Vibration suppression device, method and computer-readable medium using estimated vibration torque | |
JP4788627B2 (ja) | エンジンベンチシステムのパラメータ推定装置 | |
CN103825576A (zh) | 非线性***的多项式滤波故障检测方法 | |
CN103792562A (zh) | 一种基于变换采样点的强跟踪ukf的滤波方法 | |
RU2536010C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации | |
Alkaya | Unscented Kalman filter performance for closed-loop nonlinear state estimation: a simulation case study | |
CN103901459B (zh) | 一种mems/gps组合导航***中量测滞后的滤波方法 | |
RU2519288C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации | |
US20230125664A1 (en) | Phase locked loop and sensing device | |
CN103544134B (zh) | 传递函数估计设备和方法 | |
US9858914B2 (en) | Acceleration detector and active noise-control device | |
RU2501720C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации | |
CN103954289A (zh) | 一种光学成像卫星敏捷机动姿态确定方法 | |
Levant et al. | Discrete-time sliding-mode-based differentiation | |
RU2679598C1 (ru) | Способ адаптивного сопровождения радиолокационных целей и устройство для его реализации | |
Kang et al. | Two-stage iterative finite-memory neural network identification for unmanned aerial vehicles | |
RU2514650C2 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации | |
RU2514649C2 (ru) | Способ ориентации космического аппарата и устройство для его реализации |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200718 |