Статья: АВТОМАТИЗАЦИЯ ПРОЦЕССОВ ИДЕНТИФИКАЦИИ КРАТКОСРОЧНЫХ ПРЕДВЕСТНИКОВ СИЛЬНЫХ ЗЕМЛЕТРЯСЕНИЙ (2024)

Исследовано влияние радиационно-термической обработки на характеристики цифроаналогового преобразователя, изготовленного по технологическому процессу на основе комплементарных кремниевых структур металл-оксид-полупроводник с топологической нормой 0,35 мкм. Показано, что после проведения радиационно-термической обработки, включающей облучение электронами с энергией 6 МэВ дозой до 1000 кГр и термический отжиг облученных образцов при температуре 180 ◦ Св течение 2 ч, комплекс электрических параметров цифроаналогового преобразователя сохраняется в рамках технических условий. Реализация режимов радиационно-термической обработки при дозах облучения от 1000 до 3000 кГр приводит к постепенному уменьшению амплитуды напряжения выходного сигнала, увеличению тока утечки и потере работоспособности образцов. Полученные результаты могут быть использованы при разработке технологических процессов создания субмикронных сверхбольших интегральных схем на объемном кремнии с повышенной стойкостью к одиночным радиационным эффектам.

За последние два десятилетия требования по сроку активного существования космических аппаратов возрослис 3-5 лет до 10-15 лет, что приводит к необходимости совершенствования методики ресурсных испытаний. Переход на унифицированную бортовую аппаратуру диктует необходимость учета ее специфики при ресурсных испытаниях. Определены особенности проведения ресурсных испытаний, позволяющие сократить их продолжительность. Изложены основные положения усовершенствованной методики форсированных ресурсных испытаний бортовой радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов со сроком активного существования свыше 5 лет. Рассмотрены вопросы применения предложенной методики при испытаниях унифицированной бортовой аппаратуры космических аппаратов.

В настоящей работе рассмотрены тенденции и основные принципы улучшения тактико-технических, а также эксплуатационных характеристик бортовой аппаратуры управления космического аппарата (КА). Предложены и детально рассмотрены архитектура и технический облик модуля приемо-передающего устройства из состава бортовой аппаратуры управления КА, описаны ключевые узлы модуля приемо-передающего устройства, а также предложен вариант их построения потехнологии «система-в-корпусе» и «система-на-кристалле». Подробно описана архитектура цифровой части модуля приемо-передающего устройства, построенная с применением двух независимых каналов приема, организованных за счет двух независимых связных подсистем, включающих в себя конвейеры обработки данных. Рассмотрены основные проблемные вопросы, возникающие при проектировании подобных устройств, в том числе связанные с временем поиска фазы псевдослучайной последовательности. Приведены основные интерфейсы, требуемые для стыковки и взаимодействия с устройствами бортовойаппаратуры управления КА, с бортовым вычислительным устройством и другими системами КА. Описана техническая реализация цифровой части модуля приемо-передающего устройства с учетом существующих в настоящее время в Российской Федерации технологий, а именно HCMOS8D. Описаны основные тактико-технические характеристики высокочастотных узлов модуля приемо-передающего устройства, приведены структурные схемы, описана конструкция, рассмотрены варианты построения данных узлов с учетом производственно-технической базы АО «Российские космические системы». В настоящее время АО «Российские космические системы» выполняет ряд работ по макетированию предложенных технических решений, изложенныхв данной статье. Также в работе предложен облик перспективной аппаратуры управления малыми космическими аппаратами, включающийв себя приемо-передающее дешифрирующее устройство (ППДУ), включающее в себя функционал МППУ и дешифратор командно-программной информации; приведен функционал с учетом интеграции в цифровую часть аппаратуры ряда функций, в настоящее время существующих в составе отдельных приборов и модулей.

В статье представлены результаты натурной проверки навигационного приемника при работе от источника сигнала большой мощности, выполнен анализ возможности приема сигналов с высоким энергетическим уровнем. Измерения проведены на экспериментальном стенде сигналов спутниковых навигационных систем. Установлено, что для обеспечения приема и обработки сигналов от наземных вспомогательных станций приемниками ГНСС на расстоянии от 200 км от земных станций необходимо использование радиопередающих средств с ЭИИМ не более 100 Ватт. При использовании в наземных станциях мощных радиопередающих устройств необходима доработка (разработка) навигационной аппаратуры потребителей в части включения отдельного радиочастотного тракта для работы по сигналамназемных станций.

В работе рассматриваются три функциональные схемы формирования навигационных радиосигналов (НРС) системы ГЛОНАСС, разработанные в разные годы для разных модификаций НКА. Анализируются их особенности и влияниена основные параметры НРС. Делается акцент на особенности последнего формирователя, в котором используется цифровой метод формирования НРС. Результаты автономных испытаний цифрового формирователя ожидаются в середине 2024 г. Обсуждаются нетривиальные методы контроля параметров НРС. Отмечается отсутствие на Земле средств контроля параметров НРС при летных испытаниях.

В статье рассмотрен алгоритм компенсации релятивистского ухода бортовых часов навигационного спутника ГЛОНАСС, движущегося по перспективной геосинхронной орбите. Первая часть алгоритма предполагает компенсацию линейно нарастающего расхождения бортового и наземного времени путем введения в значение частоты задающего генератора спутниковых квантовых часов постоянной частотной поправки. Вторая часть предполагает компенсацию «эллиптической» переменной составляющей расхождения бортового и спутникового времени путем расчета корректирующей поправки на борту навигационного потребителя на основе текущих значений координат и составляющих скорости спутника в невращающейся геоцентрической системе координат ICRS. Постоянная частотная поправка учитывает среднее значение высоты орбиты, высоту размещения наземных часов над геоидом, отклонение большой полуоси спутника от среднего ее значения, а также влияние второй зональной гармоники геопотенциала на высоте спутника. Погрешность компенсации по частоте в относительных единицах не превышает 3 · 10 - 16, по времени - 30 пикосекунд. При решении классической навигационной задачи по созвездию изчетырех спутников принцип компенсации «эллиптической» составляющей может применяться на борту наземных, воздушныхи космических потребителей.

В статье на принятом уровне общности излагается технология комплексного синтеза перспективных систем управления ракетно-космических аппаратов большой значимости и ответственности, нацеленная на получение характеристик систем управления возможно высокого уровня. В основу упомянутой технологии положены принципы и операции методологии синергетической оптимизации и интеллектуализации. Характерно, что совершенствование системы управления предусматривается на всех этапах жизненного цикла объекта управления, что обеспечивается средствами оценки текущего состояния, адаптациии самовосстановления. Рассматриваемые системы управления, будучи активированными или постоянно действующими, целесообразны для использования в управлении такими важнейшими изделиями ракетно-космической техники, как стратегические ракеты, ракеты-носители, крылатые боевые блоки, долговременные космические станции, аппараты для изучения дальнего космоса, стратегические спутники космического мониторинга и т. д. [1]. Очевидно, что эффективные системы управленияв значительной степени обеспечивают успешное функционирование объектов управления, что имеет большое значение для качественного выполнения важных задач в интересах обороны, социума и науки. Как показывает научно-технический анализ, целесообразность в создании упомянутых систем управления вполне очевидна, а возможность создания их на базе современных программно-аппаратных средств имеет под собой все научно-технические основания.

Показано, что применительно к технологическим инновациям должен неукоснительно соблюдаться принцип упреждающей (по отношению к началу разработки комплексов) разработки технологий, приборов, агрегатов и систем. Проводится анализ преимуществ и недостатков математических моделей и методик, применяемых при оценке меры риска реализации технологических инноваций. Предлагается методика, позволяющая расширить область применения аналитических методов количественного анализа рисков технологических инноваций, за счет приведения показателей частных рисков по результатами срокам к показателям стоимости. Показаны направления применения методики, включающие использование менее сложныхи апробированных технологий как метод снижения рисков, а также обоснование предложений по управлению программами технологических инноваций на основе системного анализа факторов риска различной природы. Обеспечение сопоставимости оценки полезности технологической инновации, выражаемой в абсолютном большинстве случаев в стоимостных показателях, и меры риска ее реализации за счет приведения показателей частных рисков по результатам и срокам к показателям стоимости позволяет принимать обоснованные решения по упрощению состава разрабатываемых технических средств. Областью применения методики является не только обоснование предложений по снижению рисков технологических инноваций. Апостериорные расчеты потерь, возникших вследствие наступления рисковых событий, позволяют методами системного анализа оценить влияние факторов риска различной природы на ход реализации программ технологических инноваций, определить наиболее опасные из них, сформулировать проблемы, порождающие возникновение таких факторов риска и выработать предложения по решению таких проблем.

Рассмотрены принципы идентификации трансформации управляющих воздействий, принимаемых космическим аппаратом по радиоканалу управления, при их логическом анализе в бортовом комплексе управления. Введены и формализованы две группы признаков, позволяющих идентифицировать трансформацию принимаемых или поступающих на исполнение команд управления, связанные с соответствием управляющего воздействия логической последовательности управляющих воздействий выполняемому технологическому циклу управления и текущему функциональному состоянию бортовой аппаратуры космического аппарата. Признаки идентификации трансформации команд управления формализованы в виде булевых функций проверки их соответствия разрешенной последовательности управляющих воздействий и текущему функциональному состоянию бортовой аппаратуры при выполнении штатных технологических циклов управления космическим аппаратом. Проанализированы возможности идентификации трансформации управляющих воздействий при их логическом анализе с использованием введенных признаков. При допущениях о статистических свойствах множества команд управления, передаваемых на космический аппарат, определены условия, при которых на основании анализа последовательности управляющих воздействий обеспечивается однозначное определение трансформации команды управления и остаточная вероятность трансформации команды управления после анализа ее соответствия текущему функциональному состоянию бортовой аппаратуры космического аппарата.

В работе проводится анализ сигналов от телефотометров, установленных на спускаемом аппарате станции«Марс-3», который впервые в мире в 1971 г. совершил посадку на поверхности Марса. Оценивается длительность работыпередатчиков аппарата, анализируются режимы съемки, определяется уровень освещенности в месте посадки. Обосновываются геометрические характеристики изображений на основе анализа принятых сигналов. С помощью специализированногоалгоритма осуществляется восстановление фрагментов панорам, переданных спускаемым аппаратом, и проводится обзорныйанализ этих снимков. Подчеркивается историческая ценность и значимость полученных результатов.