RU2209157C1 - System of identification of arbitrary time of combustion of cryogenic stage mass - Google Patents

System of identification of arbitrary time of combustion of cryogenic stage mass Download PDF

Info

Publication number
RU2209157C1
RU2209157C1 RU2001133791A RU2001133791A RU2209157C1 RU 2209157 C1 RU2209157 C1 RU 2209157C1 RU 2001133791 A RU2001133791 A RU 2001133791A RU 2001133791 A RU2001133791 A RU 2001133791A RU 2209157 C1 RU2209157 C1 RU 2209157C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
time
integrator
divider
Prior art date
Application number
RU2001133791A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
А.С. Сыров
В.Н. Соколов
В.В. Ежов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс"
Priority to RU2001133791A priority Critical patent/RU2209157C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2209157C1 publication Critical patent/RU2209157C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: space engineering; terminal control of cryogenic stages with non-adjustable cruise engines. SUBSTANCE: proposed system includes phantom acceleration meter, reciprocal magnitude finder and first integrator connected in succession. First integrator is connected to first input of arbitrary time computer. Provision is also made for time counter whose output is connected to second input of said computer through time adder and clock period counter whose output is connected to third input of computer. System is additionally provided with measured interval meter, multiplier, second integrator and divider. Output of said clock period counter is connected to first input of divider through measured interval meter, multiplier and second integrator which are connected in series. Second output of measured interval meter is connected with second input of divider. Output of arbitrary time computer is connected with second input of multiplier. Proposed system reduces effect of spread of rocket engine characteristics on process of control. EFFECT: enhanced accuracy of determination of engine cut-off time. 5 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, а именно к области техники, связанной с терминальным правлением разгонных блоков с нерегулируемой тягой маршевого двигателя. The invention relates to space technology, and in particular to the field of technology associated with the terminal board of accelerating blocks with unregulated thrust of the main engine.

Одной из основных операций терминального управления разгонных блоков с нерегулируемой тягой маршевых двигателей является прогноз момента времени отсечки маршевого двигателя, определяемого из условия достижения заданного функционала при отработке текущей программы ориентации тяги двигателя. На этот момент определяют параметры движения разгонного блока и отклонения от заданной орбиты, по которым выполняется коррекция программ ориентации тяги маршевого двигателя. One of the main operations of terminal control of accelerating blocks with uncontrolled thrust of main engines is the prediction of the instant of cutoff of the main engine, which is determined from the conditions for achieving the specified functionality when working out the current program for orientation of engine thrust. At this moment, the parameters of the motion of the accelerating block and the deviation from the given orbit are determined, according to which the correction programs of the thrust orientation of the main engine are performed.

В качестве модели прогноза траекторного движения разгонного блока как материальной точки используется система дифференциальных уравнений

Figure 00000002

Figure 00000003

где
Figure 00000004
- вектор абсолютной скорости;
Figure 00000005
- кажущееся ускорение;
Figure 00000006
- единичный вектор тяги;
Figure 00000007
- радиус-вектор;
Figure 00000008
- вектор гравитационного ускорения.As a model for predicting the trajectory motion of the accelerating block as a material point, a system of differential equations is used
Figure 00000002

Figure 00000003

Where
Figure 00000004
- vector of absolute speed;
Figure 00000005
- apparent acceleration;
Figure 00000006
- unit thrust vector;
Figure 00000007
- radius vector;
Figure 00000008
- vector of gravitational acceleration.

Для установившегося режима работы маршевого двигателя в пустоте кажущееся ускорение

Figure 00000009
определяется по формуле
Figure 00000010

где p - тяга маршевого двигателя;
mо - масса разгонного блока на момент начала маневра;
Figure 00000011
- секундный расход топлива;
t - время, отсчитываемое от начала маневра.For the steady-state operation of the main engine in void, the apparent acceleration
Figure 00000009
determined by the formula
Figure 00000010

where p is the thrust of the marching engine;
m o - mass of the upper stage at the beginning of the maneuver;
Figure 00000011
- second fuel consumption;
t is the time counted from the start of the maneuver.

Соотношение (1) может быть представлено в виде

Figure 00000012

где
Figure 00000013
- условное время сгорания массы mo, разгонного блока,
Figure 00000014
- удельный импульс тяги маршевого двигателя.Relation (1) can be represented as
Figure 00000012

Where
Figure 00000013
- the conditional time of combustion of the mass m o , the upper stage,
Figure 00000014
- specific impulse of thrust of the marching engine.

Как показывает практика для разгонного блока с нерегулируемой тягой маршевого двигателя, возможный разброс отклонений удельного импульса от его номинального значения незначителен (менее 1%), тогда как отклонения по тяговооруженности могут быть в пределах ±8%. As practice shows for an accelerating unit with uncontrolled thrust of the main engine, the possible variation in the deviations of the specific impulse from its nominal value is insignificant (less than 1%), while deviations in thrust-weight ratio can be within ± 8%.

С учетом этого величина параметра τ0 может иметь разброс до 10% от ее номинального значения, что существенным образом сказывается на точности выполнения прогноза траекторного движения разгонного блока и выполнении задач полета.With this in mind, the value of the parameter τ 0 can have a spread of up to 10% of its nominal value, which significantly affects the accuracy of the prediction of the trajectory motion of the upper stage and the performance of flight tasks.

Нормальное функционирование терминального управления и требуемая точность построения орбит, как показывают расчеты, обеспечиваются при точности определения параметра τ0 не хуже ±1% от его действительного значения.The normal functioning of the terminal control and the required accuracy of the construction of the orbits, as the calculations show, are ensured with the accuracy of determining the parameter τ 0 not worse than ± 1% of its actual value.

При отсутствии на борту разгонного блока датчиков, измеряющих тягу и секундный расход топлива, значение параметра τ0 может быть определено путем его идентификации, базирующейся на информации о текущем значении модуля кажущегося ускорения

Figure 00000015

Из уравнения (2) получим зависимост:
Figure 00000016

где
Figure 00000017

Figure 00000018

Figure 00000019

Соотношение (3) при условии постоянства удельного импульса тяги маршевого двигателя J определяет линейное по времени изменение величины, обратной кажущемуся ускорению, в котором коэффициент а пропорционален параметру τ0.
Задачей идентификации является определение параметра τ0 по значениям Уi полученным в моменты времени ti.If there are no sensors on board the accelerating unit that measure thrust and second fuel consumption, the value of parameter τ 0 can be determined by identifying it based on information about the current value of the apparent acceleration module
Figure 00000015

From equation (2) we obtain the dependence:
Figure 00000016

Where
Figure 00000017

Figure 00000018

Figure 00000019

Relation (3), provided that the specific thrust impulse of the marching engine J is constant, determines a time-linear change in the quantity inverse to the apparent acceleration, in which the coefficient a is proportional to the parameter τ 0 .
The identification task is to determine the parameter τ 0 from the values of U i obtained at time t i .

Наиболее близким техническим решением является система идентификации условного времени сгорания массы разгонного блока, содержащая последовательно соединенные измеритель кажущегося ускорения (ИКУ), определитель обратной величины (ООВ), первый интегратор и вычислитель условного времени сгорания массы разгонного блока (ВУВСМРБ), счетчик времени (СВ), выход которого через сумматор времен измерений (СВИ) подключен ко второму входу, а выход счетчика тактов (СТ) - к третьему входу вычислителя условного времени сгорания массы разгонного блока [1]. The closest technical solution is a system for identifying the conventional time of burning the mass of the upper stage, containing a sequentially connected apparent acceleration meter (IKU), a reciprocal determinant (OOV), the first integrator and calculator of the conventional time of burning the mass of the upper stage (VUVSMRB), a time counter (CB) the output of which is connected to the second input through the measuring time adder (SVI), and the output of the clock counter (ST) is connected to the third input of the calculator of the conventional mass combustion time of the upper stage [1].

В известной системе процесс идентификации основан на сглаживании значений Уi по методу наименьших квадратов [2].In the known system, the identification process is based on smoothing the values of i i using the least squares method [2].

Недостатком известной системы является то, что возможные флюктуации и низкочастотные изменения тяги двигателя через измеренные значения кажущегося ускорения сказываются на точности определения условного времени сгорания массы разгонного блока и, как следствие этого, на точности выполнения прогноза движения разгонного блока и коррекции программы ориентации тяги двигателя в процессе выполнения маневра. A disadvantage of the known system is that possible fluctuations and low-frequency changes in engine thrust through the measured values of apparent acceleration affect the accuracy of determining the conditional time of combustion of the mass of the upper stage and, as a result, the accuracy of the prediction of the movement of the upper stage and the correction of the engine orientation program in the process performing a maneuver.

Техническим результатом изобретения является повышение быстродействия и точности определения условного времени сгорания массы разгонного блока путем снижения влияния нестационарности характеристик двигателя разгонного блока и флюктуаций погрешностей измерения кажущегося ускорения. The technical result of the invention is to increase the speed and accuracy of determining the conditional time of combustion of the mass of the upper stage by reducing the influence of unsteadiness of the characteristics of the upper stage engine and fluctuations in the measurement errors of apparent acceleration.

Указанный технический результат достигается тем, что в известную систему идентификации условного времени сгорания массы разгонного блока, содержащую последовательно соединенные измеритель кажущегося ускорения, определитель обратной величины, первый интегратор и вычислитель условного времени сгорания массы разгонного блока, счетчик времени, выход которого через сумматор времен измерений подключен ко второму входу, а выход счетчика тактов - к третьему входу вычислителя условного времени сгорания массы ракетного блока, введены счетчик мерных интервалов, умножитель, второй интегратор и делитель, выход счетчика тактов через последовательно соединенные счетчик номера временного интервала, умножитель и второй интегратор подключен к первому входу делителя, второй выход счетчика мерных интервалов соединен со вторым входом делителя, а выход вычислителя условного времени сгорания массы разгонного блока соединен со вторым входом умножителя. The specified technical result is achieved by the fact that in the known system for identifying the conventional time of burning the mass of the upper stage, containing a sequentially connected apparent acceleration meter, a reciprocal determiner, the first integrator and the calculator of the conventional time of burning the mass of the high stage, the time counter, the output of which is connected via the measurement time adder to the second input, and the output of the clock counter - to the third input of the calculator of the conventional time of mass combustion of the rocket block, the counters are introduced to measured intervals, a multiplier, a second integrator and a divider, the output of the clock counter through a series-connected counter of time interval numbers, a multiplier and a second integrator connected to the first input of the divider, the second output of the counter of measured intervals is connected to the second input of the divider, and the output of the calculator of the conditional mass combustion time the booster unit is connected to the second input of the multiplier.

На фиг. 1 представлена структурная схема предлагаемой системы идентификации условного времени сгорания массы разгонного блока; на фиг.2 - структурная схема вычислителя системы; на фиг.3 - схема последовательности определения условного времени сгорания массы разгонного блока τ0; на фиг.4 и 5 изображены процессы изменения по времени относительной ошибки идентификации Δ условного времени сгорания массы разгонного блока τ0 при низкочастотном колебании кажущегося ускорения

Figure 00000020
соответственно предлагаемой системы и системы-прототипа.In FIG. 1 is a structural diagram of a proposed system for identifying the conditional time of combustion of the mass of the upper stage; figure 2 is a structural diagram of a computer system; figure 3 is a sequence diagram for determining the conditional time of combustion of the mass of the upper stage τ 0 ; Figures 4 and 5 show the processes of time-varying relative identification errors Δ of the conventional time of combustion of the mass of the upper stage τ 0 with a low-frequency oscillation of the apparent acceleration
Figure 00000020
respectively, the proposed system and the prototype system.

Система идентификации условного времени сгорания массы разгонного блока (фиг.1) содержит последовательно соединенные измеритель кажущегося ускорения (ИКУ) 1, определитель обратной величины (OOВ) 2, первый интегратор 3 и вычислитель условного времени сгорания массы разгонного блока (ВУВСМРБ) 4, счетчик времени (СВ) 5, выход которого через сумматор времен измерений (СВИ) 6 подключен ко второму входу, а выход счетчика тактов (СТ) 7 - к третьему входу вычислителя условного времени сгорания массы разгонного блока 4, выход счетчика тактов 7 через последовательно соединенные счетчик мерных интервалов (СНВИ) 8, умножитель 9 и второй интегратор 10 подключен к первому входу делителя 11, второй выход счетчика мерных интервалов 8 соединен со вторым входом делителя 11, а выход вычислителя условного времени сгорания массы разгонного блока 4 соединен со вторым входом умножителя 9. The system for identifying the conventional time of burning the mass of the upper stage (Fig. 1) contains a sequentially connected apparent acceleration meter (IKU) 1, a reciprocal determinant (OOB) 2, the first integrator 3 and a computer for calculating the conventional time of burning the mass of the upper stage (VUVSMRB) 4, a time counter (SV) 5, the output of which through the measuring time adder (SVI) 6 is connected to the second input, and the output of the clock counter (ST) 7 is connected to the third input of the conditional mass burner of the acceleration unit 4, the output of the clock counter 7 is through the well connected counter of measured intervals (SNVI) 8, a multiplier 9 and a second integrator 10 is connected to the first input of the divider 11, the second output of the counter of measured intervals 8 is connected to the second input of the divider 11, and the output of the calculator of the conditional mass combustion time of the accelerating unit 4 is connected to the second input multiplier 9.

Вычислитель условного времени сгорания массы разгонного блока 4 (в дальнейшем - вычислитель 4) (фиг.2) содержит усилитель 12, сумматор 13 и блок деления 14, первый вход вычислителя 4 подключен через последовательно соединенные усилитель 12, сумматор 13 и блок деления 14 к выходу вычислителя 4, второй вход вычислителя 4 подключен ко второму входу сумматора 13, а третий вход - ко второму входу блока деления 14. The calculator of the conditional time of combustion of the mass of the booster block 4 (hereinafter, the calculator 4) (Fig. 2) contains an amplifier 12, an adder 13 and a division unit 14, the first input of the calculator 4 is connected through a series-connected amplifier 12, an adder 13 and a division unit 14 to the output of the calculator 4, the second input of the calculator 4 is connected to the second input of the adder 13, and the third input to the second input of the division unit 14.

Система идентификации условного времени сгорания массы разгонного блока работает следующим образом. The identification system of the conventional time of combustion of the mass of the upper stage works as follows.

Кажущееся ускорение

Figure 00000021
с выхода измерителя кажущегося ускорения 1 поступает на первый вход вычислителя 4 через определитель обратной величины 2, где формируется величина, обратная кажущемуся ускорению
Figure 00000022
и первый интегратор 3, где суммируются обратные функции
Figure 00000023

Со счетчика времени 5 время ti измерения кажущегося ускорения
Figure 00000024
поступает на второй вход вычислителя 4 через сумматор времен измерений 6, где выполняется суммирование времен выполнения замеров
Figure 00000025
кажущегося ускорения.Apparent acceleration
Figure 00000021
from the output of the apparent acceleration meter 1 enters the first input of the calculator 4 through the reciprocal determinant 2, where a value is formed that is the inverse of the apparent acceleration
Figure 00000022
and the first integrator 3, where the inverse functions are summed
Figure 00000023

With a time counter 5 time t i measuring apparent acceleration
Figure 00000024
arrives at the second input of the calculator 4 through the adder of the measurement times 6, where the summation of the measurements
Figure 00000025
apparent acceleration.

Со счетчика тактов 7 количество n выполненных измерений кажущегося ускорения поступает на третий вход вычислителя 4 и на вход счетчика мерных интервалов 8. Время ti и счет тактов вычислений отсчитываются от момента начала идентификации параметра τ0 на каждом маневре. Перед каждым маневром первый интегратор 3, счетчик времени 5, сумматор времен измерений 6, счетчик тактов 7, счетчик номера мерных интервалов 8 и второй интегратор 10 обнуляются.From the clock counter 7, the number n of the apparent acceleration measurements taken is sent to the third input of the calculator 4 and to the input of the counter of measured intervals 8. The time t i and the calculation clock are counted from the moment the parameter τ 0 is identified at each maneuver. Before each maneuver, the first integrator 3, the time counter 5, the adder of the measurement times 6, the clock counter 7, the counter of the number of measured intervals 8 and the second integrator 10 are reset.

В вычислителе 4 по информации, поступившей на каждом такте ее обновления на его входы, определяется текущая оценка условного времени сгорания топлива τ0 по зависимости

Figure 00000026

Блоки с 1 по 7 работают синхронно с тактом выполнения измерений кажущегося ускорения
Figure 00000027

В счетчике номера мерных интервалов 8 после каждого интервала, состоящего из К тактов счета, номер интервала j изменяется на единицу, то есть j= j+1, если n=(j+1)к, причем в начале каждого маневра принимается n=0, j=0 (фиг.3).In the calculator 4, according to the information received at each step of its update at its inputs, the current estimate of the conditional fuel combustion time τ 0 is determined by the dependence
Figure 00000026

Blocks 1 through 7 work in sync with the measure of apparent acceleration
Figure 00000027

In the counter of the number of measured intervals 8, after each interval consisting of K clock cycles, the number of the interval j changes by one, that is, j = j + 1 if n = (j + 1) k, and at the beginning of each maneuver, n = 0 , j = 0 (Fig. 3).

Значение j+1 поступает со второго выхода счетчика мерных интервалов 8 на второй вход делителя 11. Одновременно с изменением j с первого выхода счетчика мерных интервалов 8 на второй вход умножителя 9 поступает признак χ=1, принимающий значение χ=0, когда нет изменения j. The value j + 1 is supplied from the second output of the counter of measured intervals 8 to the second input of the divider 11. Simultaneously with the change of j from the first output of the counter of measured intervals 8, the sign χ = 1, taking the value χ = 0, when there is no change j .

На первый вход умножителя 9 поступает оценка параметра τ0 на каждом такте. При χ = 1 на выходе умножителя 9 формируется значение τOj при j≠0, которое поступает на вход второго интегратора 10, на выходе которого формируется сумма

Figure 00000028
определяемая как
Figure 00000029

где τOO - начальное значение параметра τ0;
τOj - значение параметра τO, вычисленное на j-ом интервале.At the first input of the multiplier 9 receives an estimate of the parameter τ 0 at each cycle. When χ = 1, the value of τ Oj is formed at the output of the multiplier 9 for j ≠ 0, which is fed to the input of the second integrator 10, at the output of which the sum
Figure 00000028
defined as
Figure 00000029

where τ OO is the initial value of the parameter τ 0 ;
τ Oj is the value of the parameter τ O calculated on the jth interval.

С выхода второго интегратора 10 вычисленная сумма приходит на первый вход делителя 11 в качестве делимого, а на второй вход - в качестве делителя - значение j+1. На выходе дeлителя 11 формируется условное время сгорания массы разгонного блока τO по зависимости

Figure 00000030

где
Figure 00000031

m - номер последнего полного мерного интервала;
к - количество замеров на мерном интервале;
n - количество выполненных измерений;
τOO - начальное значение параметра τO;
τOO = τОпз - для первого маневра;
τOO = τОпрм-tпрм - для последующих маневров;
τОпз - заданное в полетном задании номинальное значение τ0;
τОпрм - значение параметра τО с предыдущего маневра;
tпрм - длительность процесса идентификации на предыдущем маневре.From the output of the second integrator 10, the calculated sum comes to the first input of the divider 11 as a dividend, and to the second input as a divisor, the value j + 1. At the output of the divider 11, the conditional time of combustion of the mass of the upper stage τ O is formed according to
Figure 00000030

Where
Figure 00000031

m is the number of the last full measured interval;
k is the number of measurements on the measured interval;
n is the number of measurements taken;
τ OO is the initial value of the parameter τ O ;
τ OO = τ Opt - for the first maneuver;
τ OO = τ -t Oprm Rx - for subsequent maneuvers;
τ OPZ is the nominal value τ 0 specified in the flight task;
τ Oprm - the value of the parameter τ About from the previous maneuver;
t prm - the duration of the identification process on the previous maneuver.

На фиг.4 представлены графики изменения по времени относительной ошибки идентификации

Figure 00000032
параметра τО при низкочастотном колебании кажущегося ускорения
Figure 00000033
в пределах ±10% от его номинального значения с периодом Т=100 с предлагаемой системы
Figure 00000034

Figure 00000035

где Δ - относительная ошибка идентификации параметра τО;
τОд - действительное значение параметра τО;
τОид - значение параметра τО, полученное путем идентификации.Figure 4 presents graphs of changes in time relative identification errors
Figure 00000032
parameter τ О at a low-frequency oscillation of apparent acceleration
Figure 00000033
within ± 10% of its nominal value with a period of T = 100 from the proposed system
Figure 00000034

Figure 00000035

where Δ is the relative identification error of the parameter τ O ;
τ Od - the actual value of the parameter τ O ;
τ Oid is the value of the parameter τ О obtained by identification.

Процесс идентификации выполнен при количестве замеров на мерном интервале К=100 и такте счета 0,2 с. The identification process was carried out with the number of measurements on the measured interval K = 100 and a count cycle of 0.2 s.

Предложенная система обеспечивает вхождение погрешности идентификации Δ параметра τО в трубку ±1% за 40 с.The proposed system ensures the occurrence of the identification error Δ of the parameter τ O in the tube ± 1% for 40 s.

Для сравнения на фиг. 5 показаны графики изменения по времени относительной ошибки идентификации Δ параметра τО при низкочастотном колебании кажущегося ускорения

Figure 00000036
системы - прототипа. Процесс идентификации выполнен при тех же условиях.For comparison, in FIG. Figure 5 shows graphs of the time variation of the relative identification error Δ of the parameter τ O with a low-frequency oscillation of the apparent acceleration
Figure 00000036
systems - prototype. The identification process is performed under the same conditions.

Вход в трубку погрешности ±1% выполняется на 160-й секунде после начала идентификации. Изменение погрешности идентификации Δ параметра τО до входа в эту трубку имеет колебательный характер.An error ± 1% is entered into the tube at the 160th second after the start of identification. The change in the identification error Δ of the parameter τ O before entering this tube has an oscillatory character.

Для наглядности изображения графики низкочастотного колебания кажущегося ускорения

Figure 00000037
на фиг.4 и 5 выполнены в масштабе 5:1.For clarity, images of the graphics of the low-frequency oscillation of the apparent acceleration
Figure 00000037
Figures 4 and 5 are made on a 5: 1 scale.

Таким образом, предложенная система обеспечивает вхождение погрешности идентификации Δ в трубку ±1% за 40 с, что в четыре раза быстрее, чем в прототипе. При этом значительно снижена колебательность процесса. Thus, the proposed system ensures that the identification error Δ in the tube ± 1% for 40 s, which is four times faster than in the prototype. At the same time, the process oscillation is significantly reduced.

Источники информации
1. Сыров А.С., Соколов В.Н., Ежов В.В., Кислик Л.И. Алгоритм наведения разгонного блока с нерегулируемым маршевым двигателем и малой тяговооруженностью. Авиакосмическая техника и технология, 1998, 1, с.31-33.Sources of information
1. Syrov A.S., Sokolov V.N., Ezhov V.V., Kislik L.I. Algorithm for guidance of the upper stage with an unregulated marching engine and low thrust ratio. Aerospace Engineering and Technology, 1998, 1, p.31-33.

2. Вентцель Е.С. Теория вероятностей. - М.: Физматгиз, 1962, с.340м 2. Ventzel E.S. Probability theory. - M .: Fizmatgiz, 1962, p. 340m

Claims (1)

Система идентификации условного времени сгорания массы разгонного блока, содержащая последовательно соединенные измеритель кажущегося ускорения, определитель обратной величины, первый интегратор и вычислитель условного времени сгорания массы разгонного блока, счетчик времени, выход которого через сумматор времен измерений подключен ко второму входу вычислителя условного времени сгорания массы разгонного блока, и счетчик тактов, выход которого подключен к третьему входу указанного вычислителя, отличающаяся тем, что она содержит счетчик мерных интервалов, умножитель, второй интегратор и делитель, причем выход указанного счетчика тактов через последовательно соединенные счетчик мерных интервалов, умножитель и второй интегратор подключен к первому входу делителя, второй выход счетчика мерных интервалов соединен со вторым входом делителя, а выход вычислителя условного времени сгорания массы разгонного блока соединен со вторым входом умножителя. A system for identifying the conventional time for burning the mass of the upper stage, containing a sequentially connected apparent acceleration meter, reciprocal determinant, the first integrator and the calculator of the conventional time for burning the mass of the upper stage, and the counter, the output of which is connected to the second input of the calculator for the calculation of the time for burning the weight of the upper stage block, and a clock counter, the output of which is connected to the third input of the specified calculator, characterized in that it contains a count a measuring interval counter, a multiplier, a second integrator and a divider, wherein the output of the indicated clock counter through series-connected measuring intervals counter, a multiplier and a second integrator is connected to the first input of the divider, the second output of the measuring interval counter is connected to the second input of the divider, and the output of the conditional combustion time calculator mass of the upper stage is connected to the second input of the multiplier.
RU2001133791A 2001-12-18 2001-12-18 System of identification of arbitrary time of combustion of cryogenic stage mass RU2209157C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001133791A RU2209157C1 (en) 2001-12-18 2001-12-18 System of identification of arbitrary time of combustion of cryogenic stage mass

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001133791A RU2209157C1 (en) 2001-12-18 2001-12-18 System of identification of arbitrary time of combustion of cryogenic stage mass

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2209157C1 true RU2209157C1 (en) 2003-07-27

Family

ID=29211116

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2001133791A RU2209157C1 (en) 2001-12-18 2001-12-18 System of identification of arbitrary time of combustion of cryogenic stage mass

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2209157C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2467930C1 (en) * 2011-05-26 2012-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of determining maneuver termination interval and shutting down of acceleration unit sustainer engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
СЫРОВ А.С., СОКОЛОВ В.Н. и др. Алгоритм наведения разгонного блока с нерегулируемым маршевым двигателем и малой тяговооруженностью. - Авиакосмическая техника и технология, 1998, №1, с.31-33. В.П.ПЕТРОВ, А.А.СОЧИВКО. Управление ракетами. - М.: Воениздат, 1963, с.143-145. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2467930C1 (en) * 2011-05-26 2012-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of determining maneuver termination interval and shutting down of acceleration unit sustainer engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4485452A (en) Speed measurement system
EP0326065B2 (en) Controlling engine fuel injection
RU2209157C1 (en) System of identification of arbitrary time of combustion of cryogenic stage mass
CN114636862A (en) High-precision pulse width measuring circuit and measuring method
RU2209158C1 (en) Method of identification of arbitrary time of combustion of cryogenic stage mass
Wheeler et al. Analytic method for estimating aircraft fix displacement from gyroscope’s Allan-deviation parameters
CN107389094B (en) On-orbit identification and real-time compensation method for errors of satellite-sensitive and gyroscope orbit periodic systems
JPS6296740A (en) Method and system of controlling fuel consumption
US4349890A (en) Time of day clock control
CN110687773B (en) Method, device and system for measuring time service precision of time unification system
CN113343458A (en) Model selection method and device for engine sensor, electronic equipment and storage medium
CN112197767A (en) Filter design method for improving filtering error on line
RU2209159C1 (en) Method of determination of time of termination of manoeuvre and cruise engine cut-off time on base of numerical forecast of motion of cryogenic stage
CN110987018A (en) Method and system for calibrating DVL (dynamic Voltage laser) error by using position method of specific force differential
JP4287975B2 (en) Attitude measurement device
RU2522693C2 (en) Apparatus for decision support based on cooperative games
SU635399A1 (en) Discrete-digital balance weight and cost converter
CN102928692B (en) Method for measuring newly-added tested pieces in operation process of quartz crystal automatic testing system
SU1681739A3 (en) Metho of measuring fuel consumption of internal combustion engines
CN114577234B (en) Satellite relative attitude reference error analysis method, system and device
RU2124222C1 (en) Mobile direction finder
RU2083954C1 (en) Inertial navigation system
JPH01171040A (en) Load factor measuring system for computer
RU2714286C1 (en) Method of bringing spacecraft to longitude of standing on geostationary orbit
SU943716A1 (en) Device for computing vector parameters

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201219