ИСТИНА

Обсуждаются алгоритмы поверки и корректирующей калибровки носимого регистратора ускорений в условиях орбитального полета. Этот регистратор включает трехкомпонентный акселерометр. Наиболее сложным этапом поверки является определение его масштабных коэффициентов. В условиях орбитального полета удельная сила тяжести скомпенсирована центробежной силой и применение традиционного метода калибровки в условиях орбитального полета оказывается невозможным. Значительной трудностью поверки является отсутствие на борту космической станции специального оборудования. В связи с этим представляет интерес не только разработка алгоритмов поверки, но и вопрос о точности, с которой эту поверку удастся осуществить с использованием имеющегося на борту оборудования. Один из вариантов возможной поверки и калибровки регистратора ускорений в космосе состоит в организации движения прибора относительно станции по заданному закону. Для этого предлагается использовать прибор для измерения масс, который представляет собой пружинный осциллятор, совершающий поступательные свободные колебания относительно орбитальной станции. В настоящее время нельзя считать, что все необходимые параметры движения измерителя известны с необходимой точностью. В связи с этим помимо варианта калибровки регистратора ускорений, использующего только информацию о движении платформы измерителя масс, рассмотрен вариант, использующий возможности обработки изображения видеокамеры. Предлагаемые алгоритмы определения масштабного коэффициента акселерометра используют знание закона свободных колебаний платформы измерителя масс и информацию об амплитудах этих колебаний. Предложены два алгоритма. Первый алгоритм использует данные о начальном отклонении платформы измерителя ускорений и интегрирование показаний акселерометра, ось чувствительности которого совпадает с направлением движения платформы. Второй измерения перемещений платформы, полученные по данным обработки изображения видеокамеры. Для опробования предложенных алгоритмов в наземных условиях проведены записи имитирующие ситуацию орбитального полета. Предложенные алгоритмы показали приемлемый уровень точности определения масштабного коэффициента с погрешностями порядка 2% .