RU2490697C1 - Method for functional control and backup of spacecraft angular velocity measurement channel boards and apparatus for realising said method - Google Patents
Method for functional control and backup of spacecraft angular velocity measurement channel boards and apparatus for realising said method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2490697C1 RU2490697C1 RU2012126866/08A RU2012126866A RU2490697C1 RU 2490697 C1 RU2490697 C1 RU 2490697C1 RU 2012126866/08 A RU2012126866/08 A RU 2012126866/08A RU 2012126866 A RU2012126866 A RU 2012126866A RU 2490697 C1 RU2490697 C1 RU 2490697C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- median
- signals
- inputs
- uncertainty
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области резервирования и повышения надежности функционирования сложных электронных устройств, а именно к способам и устройствам резервирования плат измерительного гироскопического канала в ракетной технике.The invention relates to the field of redundancy and improving the reliability of the operation of complex electronic devices, and in particular to methods and devices for reservation of boards of the measuring gyroscopic channel in rocket technology.
Известен способ функционального резервирования измерительного канала космического аппарата, заключающийся в измерении сигнала угловой скорости по 4-м осям КА и трехкратном резервировании измеренных сигналов [1].There is a method of functional reservation of the measuring channel of a spacecraft, which consists in measuring the angular velocity signal along the 4-axis of the spacecraft and triple reservation of the measured signals [1].
Известно также устройство функционального резервирования измерительного канала космического аппарата, содержащее три монтажные платы, на каждой из которых установлено по четыре реверсивных счетчика, вход первого, второго, третьего и четвертого реверсивных счетчиков каждой платы соединены с выходом соответственно первого, второго, третьего и четвертого гироскопов [1].A device for functional reservation of a measuring channel of a spacecraft is also known, which contains three circuit boards, each of which has four reversible counters, the input of the first, second, third and fourth reversible counters of each circuit is connected to the output of the first, second, third and fourth gyroscopes, respectively [ one].
К недостаткам известного способа и устройства функционального контроля и резервирования измерительного канала космического аппарата относится низкая надежность функционирования измерительного канала.The disadvantages of the known method and device of functional control and reservation of the measuring channel of the spacecraft include the low reliability of the measuring channel.
С целью повышения надежности способа функционального контроля и резервирования измерительного канала угловой скорости космического аппарата определяют сигналы приращений каждого из четырех резервированных сигналов за определенный временной интервал, формируют из них для каждого из трех резервированных измеренных сигналов угловой скорости сигнал «медианы», из сигнала каждой «медианы» вычитают один из соответствующих резервированных сигналов приращений и при превышении каждой из полученных разностей первого порогового сигнала формируют сигнал недостоверности этого сигнала, а при превышении сигналами «медианы» второго порогового сигнала формируют сигнал недостоверности сигнала «медианы».In order to increase the reliability of the method of functional control and reservation of the measuring channel of the spacecraft’s angular velocity, the increment signals of each of the four reserved signals for a certain time interval are determined, a “median” signal is formed from them for each of the three reserved angular velocity signals, from a signal of each “median »Subtract one of the corresponding redundant increment signals and when each of the differences obtained exceeds the first threshold signal pho an invalid signal of this signal is generated, and when the median signals exceed the second threshold signal, an invalid signal of the median signal is generated.
Устройство функционального контроля и резервирования измерительного канала космического аппарата отличается тем, что оно содержит блоки ограничения сигнала медианы, формирователи сигнала недостоверности, выходы всех реверсивных счетчиков через соответствующие формирователи сигнала недостоверности подключены к соответствующим выходам устройства, вторые входы первого, второго, третьего и четвертого формирователей сигнала недостоверности соединены соответственно с первым, вторым, третьим и четвертым входами устройства и входами соответственно первого, второго, третьего и четвертого блока ограничения сигнала «медианы».The device for functional control and reservation of the measuring channel of the spacecraft is characterized in that it contains median signal restriction blocks, unreliability signal conditioners, the outputs of all reversible counters are connected to the corresponding device outputs through the corresponding unreliability signal conditioners, the second inputs of the first, second, third and fourth signal conditioners the uncertainties are connected respectively with the first, second, third and fourth inputs of the device and inputs with responsibly first, second, third and fourth signal limitation unit "median".
Формирователи сигнала недостоверности при этом выполнены идентичными в виде последовательно соединенных первого сумматора, второго сумматора и нелинейного блока, выход реверсивного счетчика соединен непосредственно через блок задержки соответственно с первым и вторым входами первого сумматора, первый и второй входы второго сумматора подключены соответственно ко второму выходу и второму входу формирователя сигнала недостоверности.In this case, the uncertainty signal generators are made identical in the form of a series-connected first adder, a second adder and a non-linear block, the output of the reverse counter is connected directly through the delay unit to the first and second inputs of the first adder, respectively, the first and second inputs of the second adder are connected respectively to the second output and second the input of the driver of the signal of uncertainty.
Суть изобретения поясняется фиг.1, фиг.2, фиг.3 и фиг.4.The essence of the invention is illustrated in figure 1, figure 2, figure 3 and figure 4.
На фиг.1 изображена структурная схема устройства функционального резервирования измерительного канала космического аппарата, на фиг.2 - структура формирователя сигнала недостоверности, на фиг.3 - статическая характеристика нелинейного блока, а на фиг.4 - статическая характеристика блока ограничения сигнала «медианы», на которых были приняты следующие обозначения:Figure 1 shows the structural diagram of the device functional reservation of the measuring channel of the spacecraft, figure 2 - structure of the driver of the signal of uncertainty, figure 3 is a static characteristic of a nonlinear block, and figure 4 is a static characteristic of the block limiting signal "median", on which the following designations were adopted:
1, 2, 3, 4 - соответственно первый, второй, третий и четвертый гироскопы;1, 2, 3, 4 - respectively, the first, second, third and fourth gyroscopes;
5, 6, 7 - соответственно первая, вторая и третья (монтажная) плата; 8, 9, 10, 11 - соответственно первый, второй, третий и четвертый реверсивные счетчики первой платы 5;5, 6, 7 - respectively, the first, second and third (mounting) board; 8, 9, 10, 11 - respectively, the first, second, third and fourth reversible counters of the first board 5;
12, 13, 14, 15 - соответственно первый, второй, третий и четвертый реверсивные счетчики второй платы 6;12, 13, 14, 15 - respectively, the first, second, third and fourth reversible counters of the second board 6;
16, 17, 18, 19 - соответственно первый, второй, третий и четвертый реверсивные счетчики третьей платы 7;16, 17, 18, 19 - respectively, the first, second, third and fourth reversible counters of the third board 7;
20, 21, 22, 23 - соответственно первый, второй, третий, четвертый формирователи сигнала недостоверности первой платы 5;20, 21, 22, 23 - respectively, the first, second, third, fourth drivers of the signal of unreliability of the first board 5;
24, 25, 26, 27 - соответственно первый, второй, третий, четвертый формирователи сигнала недостоверности второй платы 6;24, 25, 26, 27 - respectively, the first, second, third, fourth drivers of the signal of unreliability of the second board 6;
28, 29, 30, 31 - соответственно первый, второй, третий, четвертый формирователи сигнала недостоверности третьей платы 7;28, 29, 30, 31 - respectively, the first, second, third, fourth shapers of the signal of unreliability of the third board 7;
32, 33, 34, 35 - соответственно первый, второй, третий, четвертый блоки ограничения сигнала «медианы»;32, 33, 34, 35 - respectively, the first, second, third, fourth blocks of the signal limit of the "median";
36, 37, 38, 39 - соответственно первый, второй, третий и четвертый входы устройства - входы, на которые поступают сигналы «медианы»;36, 37, 38, 39 - respectively, the first, second, third and fourth inputs of the device are the inputs to which the signals of the "median";
40, 41, 42, 43 - соответственно выходы первого, второго, третьего и четвертого гироскопов;40, 41, 42, 43 - respectively, the outputs of the first, second, third and fourth gyroscopes;
44, 45, 46, 47 - соответственно первый, второй, третий, четвертый выходы первой платы 5; 48, 49, 50, 51 - второй платы 6; 52, 53, 54, 55 - третьей платы 7, причем выходы 44-55 являются первыми выходами устройства, выходы 56-67 - вторыми;44, 45, 46, 47 - respectively, the first, second, third, fourth outputs of the first board 5; 48, 49, 50, 51 - the second board 6; 52, 53, 54, 55 of the third board 7, and outputs 44-55 are the first outputs of the device, outputs 56-67 are the second;
56, 57, 58, 59 - соответственно первый, второй, третий, четвертый выходы первой платы 5; 60, 61, 62, 63 - второй платы 6 и 64, 65, 66, 67 - третьей платы 7, а выходы 68, 69, 70, 71 - первый, второй, третий, четвертый выходы блоков ограничения сигнала «медианы» соответственно 32, 33, 34, 35;56, 57, 58, 59 - respectively, the first, second, third, fourth outputs of the first board 5; 60, 61, 62, 63 — second boards 6 and 64, 65, 66, 67 — third boards 7, and
72 - блок чистого запаздывания;72 is a block of pure delay;
73 - нелинейный блок;73 - non-linear block;
74 - первый, 75 - второй сумматоры.74 - first, 75 - second adders.
Функционирует устройство, реализующее способ функционального контроля и резервирования плат измерительного канала угловой скорости летательного аппарата, следующим образом (см. фиг.1).There is a device that implements a method of functional control and reservation of boards measuring channel of the angular velocity of the aircraft, as follows (see figure 1).
Первый, второй, третий и четвертый гироскопы измеряют угловую скорость космического аппарата. При этом на их выходах получаем соответственно сигналы 40, 41, 42 и 43. Каждый из сигналов угловой скорости с выхода гироскопа наступает на вход одного из четырех реверсивных счетчиков каждой из плат 5, 6, 7. На каждой плате четыре идентичных по структуре измерительных канала в виде последовательно соединенных реверсивного счетчика и формирователя сигнала недостоверности. Для первого канала измерения первой платы 5 измерительный канал состоит из первого реверсивного счетчика 8 и первого формирователя сигнала недостоверности 20. Если первый сигнал медианы 36 для первого измерительного канала 5 превышает ограничение, установленное в первом блоке ограничения сигнала медианы 32, то на выходе первого формирователя сигнала недостоверности 20 получаем сигнал 44 (не равный нулю), что свидетельствует о недостоверности сигнала измерения 40. О правильности измерения сигнала угловой скорости 40 свидетельствует нулевой сигнал 44 и нулевой сигнал медианы 68.The first, second, third and fourth gyroscopes measure the angular velocity of the spacecraft. At the same time, we obtain
Идентичные каналы для второй платы 6 - соединение второго реверсивного счетчика 12 и второго формирователя сигнала неисправности 24, первый сигнал медианы 36 и первый блок ограничения сигнала медианы 32, для третьей платы 7 - соединение третьего реверсивного счетчика 16, третьего формирователя сигнала недостоверности 28, первого сигнала медианы 36 и первого блока ограничения сигнала медианы 32.Identical channels for the second board 6 are the connection of the second reverse counter 12 and the second fault signal generator 24, the first
Аналогично построены и функционируют измерительные каналы с остальных трех гироскопов 2, 3 и 4.Similarly, measuring channels from the other three gyroscopes 2, 3, and 4 are built and operate.
Идентично построены и формирователи сигнала недостоверности. На фиг.2 приведен пример построения такого формирователя, состоящего из последовательного соединения блока чистого запаздывания 72, первого сумматора 74, второго сумматора 75 и нелинейного блока 73.Identifiers of the uncertainty signal are also constructed identically. Figure 2 shows an example of the construction of such a shaper, consisting of a series connection of the block of
При этом первый пороговый сигнал u2 устанавливается во всех нелинейных блоках 73 (фиг.3) одинаковым, а второй пороговый сигнал
На примере первого формирователя сигнала недостоверности 20 рассмотрим процесс его функционирования. Сигнал 40 с выхода первого гироскопа через реверсивный счетчик 8 поступает на первый вход первого сумматора 74, на второй его вход поступает задержанный в блоке чистого запаздывания 72 на такт (0,1 сек) сигнал, который вычитается из сигнала с выхода счетчика 8. В результате получается сигнал приращения
- если два любых сигнала приращения совпадают, то сигнал медианы равен одному из этих приращений;- if any two increment signals coincide, then the median signal is equal to one of these increments;
- если одно из приращений является средним из трех приращений, то оно выбирается в качестве сигнала медианы.- if one of the increments is the average of three increments, then it is selected as the median signal.
В том случае, если два приращения совпадают и равны нулю, за сигнал медианы принимается значение третьего ненулевого приращения.In the event that two increments coincide and are equal to zero, the value of the third nonzero increment is taken as the median signal.
Для первого канала третьей платы 7
Задатчик сигнала медианы по вышеописанному алгоритму на фиг.1 не указан.The median signal setter according to the above algorithm is not indicated in FIG. 1.
Далее после получения сигнала медианы
Таким образом, устройство функционального контроля и резервирования имеют четыре канала проверки достоверности измерений каждого гироскопа на каждой плате. Всего получается двенадцать каналов измерения. Вышедшей из строя платой считается плата, на которой все четыре канала выдают недостоверную информацию об угловой скорости со космического аппарата, т.е. на всех выходах 44-47 первой платы 5, или 48-51 второй платы 6, или 52-55 третьей платы 7.Thus, the functional control and backup device has four channels for verifying the accuracy of measurements of each gyroscope on each board. In total, twelve measurement channels are obtained. A failed board is considered to be a board on which all four channels provide false information about the angular velocity from the spacecraft, i.e. on all outputs 44-47 of the first board 5, or 48-51 of the second board 6, or 52-55 of the third board 7.
Таким образом, нулевые сигналы на выходах нелинейных блоков 73 для первого канала платы 5 сигнализируют об исправности плат, т.к. идентичных плат три, то в этом случае имеет место трехкратное резервирование функционально проверенных исправных трех плат 5, 6, 7.Thus, the zero signals at the outputs of
Технический результат от использования заявленного технического решения (способа и устройства, его реализующего) заключается в повышении надежности функционирования плат с достоверной информацией об измеряемой угловой скорости со вращения космического аппарата.The technical result from the use of the claimed technical solution (method and device that implements it) is to increase the reliability of the boards with reliable information about the measured angular velocity from the rotation of the spacecraft.
Изобретательский уровень заявленных способа и устройства, его реализующего, подтверждается отличительной частью п.п.1, 2, 3 формулы изобретения.The inventive step of the claimed method and device that implements it is confirmed by the distinctive part of
ЛитератураLiterature
1. М. Косткин, П. Поздняков, А. Попович. Концепция информационно-управляющей системы космического аппарата. Электроника: Наука, Технология Бизнес. - №4. 2008. Стр. 85-88 (прототип).1. M. Kostkin, P. Pozdnyakov, A. Popovich. The concept of the information and control system of the spacecraft. Electronics: Science, Technology Business. - No. 4. 2008. p. 85-88 (prototype).
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012126866/08A RU2490697C1 (en) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Method for functional control and backup of spacecraft angular velocity measurement channel boards and apparatus for realising said method |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012126866/08A RU2490697C1 (en) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Method for functional control and backup of spacecraft angular velocity measurement channel boards and apparatus for realising said method |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2490697C1 true RU2490697C1 (en) | 2013-08-20 |
Family
ID=49162973
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012126866/08A RU2490697C1 (en) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Method for functional control and backup of spacecraft angular velocity measurement channel boards and apparatus for realising said method |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2490697C1 (en) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU805328A1 (en) * | 1978-10-25 | 1981-02-15 | Московский Ордена Ленина И Орденатрудового Красного Знамени Институтинженеров Железнодорожноготранспорта | Device for static simulating of processes of servicing control systems |
US6615366B1 (en) * | 1999-12-21 | 2003-09-02 | Intel Corporation | Microprocessor with dual execution core operable in high reliability mode |
US7937588B2 (en) * | 2004-01-06 | 2011-05-03 | Thomson Licensing | Techniques for detecting, analyzing, and using visible authentication patterns |
-
2012
- 2012-06-28 RU RU2012126866/08A patent/RU2490697C1/en active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU805328A1 (en) * | 1978-10-25 | 1981-02-15 | Московский Ордена Ленина И Орденатрудового Красного Знамени Институтинженеров Железнодорожноготранспорта | Device for static simulating of processes of servicing control systems |
US6615366B1 (en) * | 1999-12-21 | 2003-09-02 | Intel Corporation | Microprocessor with dual execution core operable in high reliability mode |
US7937588B2 (en) * | 2004-01-06 | 2011-05-03 | Thomson Licensing | Techniques for detecting, analyzing, and using visible authentication patterns |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
КОСТКИН М. и др. Концепция информационно-управляющей системы космического аппарата. - Электроника: Наука, Технология, Бизнес 2008, №4, с.85-88. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN102221365B (en) | For determining the system and method for inertial navigation system faults | |
CN103616037B (en) | A kind of self-test and self-calibration method of IMU calibration system | |
RU2563333C2 (en) | Inertial strapdown system | |
RU2017100329A (en) | Method and system for verification of measurement data | |
CN107747953A (en) | A kind of multi-sensor data and orbit information method for synchronizing time | |
CN103389114B (en) | 3 axis MEMS gyro non-orthogonal errors scaling method based on g sensitivity | |
CN106289243A (en) | A kind of magnetometer automatic calibrating method and system | |
Kovalev et al. | Model implementation of the simulation environment of voting algorithms, as a dynamic system for increasing the reliability of the control complex of autonomous unmanned objects | |
Efanov et al. | Experimental studies of polynomial codes in concurrent error detection systems of combinational logical circuits | |
RU2490697C1 (en) | Method for functional control and backup of spacecraft angular velocity measurement channel boards and apparatus for realising said method | |
US10747259B2 (en) | Multichip reference logging synchronization | |
RU2659990C1 (en) | Digital four-channel relay with the reconstructive diagnostics function | |
CN106199758A (en) | Measurement data calibration steps and electronic equipment | |
CN109061723A (en) | A kind of the microquake sources high-precision locating method and system of tunnel rock burst preparation process | |
Murrieta-Rico et al. | Acceleration measurement improvement by application of novel frequency measurement technique for FDS based INS | |
CN109003686A (en) | Localization method, device, computer equipment and the storage medium of nuclear power station loosening part | |
CN104331596A (en) | Hardware-based multi-coincidence event screening method and hardware-based multi-coincidence event screening system | |
RU2300112C2 (en) | Method for measurement of frequency and device for its realization | |
El-Damcese et al. | Analysis for a parallel repairable system with different failure modes | |
CN102928891B (en) | Equivalent mass point set method for utilizing part quality characteristic to calculate universal gravitation in satellite cavity | |
RU2602342C2 (en) | Device for determining spatial orientation angles of aircraft | |
RU2359326C2 (en) | Device for modelling of mass servicing system | |
CN103645488B (en) | System and method for determining GPS receiver position | |
RU2520390C1 (en) | Apparatus for quantitative estimation of quality indicator | |
Osman et al. | Multi-sensor inertial navigation systems employing skewed redundant inertial sensors |