Автономный метод определения оценок параметров орбиты и ориентации космического аппарата при отсутствии априорной информации Текст научной статьи по специальности «Математика»

ПРИБОРЫ И СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ

УДК 527.62:523.2+623.466.33

Т. В. Данилова

АВТОНОМНЫЙ МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОЦЕНОК ПАРАМЕТРОВ ОРБИТЫ И ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПРИ ОТСУТСТВИИ АПРИОРНОЙ ИНФОРМАЦИИ

Предлагается метод определения оценок параметров орбиты и ориентации космического аппарата относительно осей подвижной орбитальной системы координат на основе анализа годографов его осей, сформированных в результате астроизмерений оптико-электронным прибором, жестко закрепленным на корпусе аппарата под известными углами.

Ключевые слова: автономная навигация и ориентация, астроизмерения, годограф оси, оптико-электронный прибор, распознавание звезд.

Предлагается метод автономного определения приблизительных оценок всех неизвестных оскулирующих элементов (ОЭ) орбиты — большой полуоси (а), эксцентриситета (е), наклонения плоскости орбиты (), аргумента восходящего узла (О), аргумента перигея (о) и истинной аномалии (9), а также параметров ориентации корпуса космического аппарата (КА) относительно осей текущей орбитальной системы координат (ТОСК) на основе анализа годографов осей КА. Годографы на всем мерном интервале формируются в результате измерений звездных величин и координат звезд, наблюдаемых в поле зрения оптико-электронного прибора (ОЭП), и последующего их распознавания [1].

Под годографом оси КА понимается массив ортов системы координат Хсв 7св 1съ, связанной с корпусом КА (связанная система координат — ССК). Ось Хсв (продольная) ориентирована по трансверсали (ось Т ТОСК), ось 1съ (боковая) — по радиус-вектору (ось £ ТОСК), ось 7св (также боковая), дополняющая систему до правой, — по бинормали к плоскости орбиты (ось Ж ТОСК) [2, 3]. Степень расхождения соответствующих осей ССК и ТОСК определяется погрешностями системы стабилизации.

Рассматриваемый метод разработан при следующих условиях. Во-первых, предполагается, что корпус КА, находящегося в состоянии орбитального полета, стабилизирован относительно осей ТОСК с некоторой постоянной или меняющейся в малом диапазоне погрешностью. Эта погрешность может достигать 10—15°. Во-вторых, на корпусе КА жестко закреплены q ОЭП под известными углами , рг-, где — угол в плоскости Хсв 7св, отсчитываемый от оси

Хсв , рг- — угол в плоскости Хсв 1съ, отсчитываемый от оси Хсв , / = 1, 2,..., q, q>1.

Задача определения оценок параметров орбиты и ориентации КА может быть решена в одном из двух режимов:

— режим 1, когда оптические оси двух ОЭП совпадают с осями КА (для ОЭП 1 ^ = 0, р1 = 90°; для ОЭП 2 X 2 = 90°, р2 = 0 );

— режим 2, когда один ОЭП закреплен на корпусе под произвольными углами, при этом орты осей КА рассчитываются через орты осей приборной системы координат (ПСК) [1].

Режим 1 обеспечивает более точный расчет параметров ориентации КА в геоцентрической экваториальной инерциальной системе координат (ГЭИСК), но режим 2, как менее требовательный к количеству измерителей и углам их закрепления, предпочтительней.

Орты осей ССК, составляющие годографы, рассчитываются на основе распознавания и последующего анализа звездного поля, наблюдаемого в ОЭП [1]. Для решения задачи используются годографы осей 7св и 1съ (соответственно годографы Ж и 8).

Алгоритм расчетов заключается в следующем: выбирается момент времени ^ для которого будут выработаны оценки ОЭ и который принимается за начало мерного интервала (начало витка), от этого момента ведется относительный отсчет времени. Измерения производятся через равные промежутки времени, с установленным шагом Ж.

Формирование годографов, фиксирование конца витка. На каждом измерительном сеансе с номерому в момент времени ^, ^ = t1 + (у - 1)^,у = 1, 2, 3,..., каждым из задействованных ОЭП измеряются звездные величины и приборные координаты звезд, находящихся в поле зрения прибора. После этого производится распознавание звезд и определяется ориентация осей ОЭП в ГЭИСК [1]. В режиме 1 орты оптических осей ОЭП 1 и ОЭП 2 (^у и ^2у) являются ортами осей 1съ и 7св (обозначим их как С1 у и С2у соответственно), т.е. С1 у = ^у и С2у = ?2у; в режиме 2 векторы С1 у и С2у рассчитываются через орты осей ПСК и углы закрепления ОЭП [1]. Таким образом формируются годографы 8 и Ж, элементами которых являются векторы С1 у и С2 у, относящиеся к моментам времени t].

Пусть угол между начальным и текущим положениями направления оси Zсв

фу = ЯГ-ОСОБ (еп, С1 у ) . (1)

Очевидно, что на первой половине витка этот угол увеличивается, а на второй уменьшается. Измерения заканчиваются в момент 12, когда угол фу уменьшается и достигает своего минимума, т. е. выполняется условие

фу > фу-1 , (2)

при этом можно сделать вывод о завершении витка.

Обозначим через N номер сеанса, на котором выполняется условие (2), тогда 12=tN. Время Т = t2 - ^ принимается в качестве начальной оценки периода орбиты, которая впоследствии уточняется.

Оценки параметров ориентации плоскости орбиты. Оценки наклонения плоскости орбиты () и аргумента восходящего узла (О) однозначно определяются вектором нормали п к плоскости орбиты, который определяется на основе анализа годографа Ж. В идеальном случае, при нулевых погрешностях системы стабилизации, элементы годографа Ж практически идентичны на всех измерительных сеансах и совпадают с искомым вектором п .

В реальных условиях, при наличии постоянных или изменяющихся в малом диапазоне погрешностей стабилизации, орт оси Zсв описывает конус, направление в центр основания которого и есть искомый вектор нормали, а годограф Ж представляет собой замкнутую кривую, близкую к окружности с центром а,0, §0 (где а — прямое восхождение, 5 — склонение). При постоянных погрешностях системы стабилизации центр этой окружности может быть определен как среднее наименьшего и наибольшего значений соответствующих

координат, а при вариации погрешностей — через метод наименьших квадратов — как центр окружности, наилучшим образом аппроксимирующей линию годографа W. При этом нормаль n = (,n2,n3) = (cos50 cosa0, cos50 sina0, sin50).

Примеры построения годографа оси 2св приведены на рис. 1, где контур A получен при погрешностях системы стабилизации по углам тангажа, рыскания и крена, равных 0,1°; контур B — то же, при 3,0°; контур C — то же, при 10,0°.

8, 90

-90

1 8 « 86,3 5 A

-

8 = 38, 8 = 29, 25 в 76 О 134,71

- i i—( 1 1 ¡_¡-a x= 49,81 = 40,20 8 = 3,9 0 C

— i—г —

i i 1 1 \ l 1 1 180 8 = 24,2 30. ) 360

- a = 213,98 a= 24 6,02

-

Рис. 1

Наклонение орбиты равно углу между нормалью п и осью 2 ГЭИСК, т.е. г = аrccosщ . Направление в точку восходящего узла определяется векторным произведением

са= к •п, (3)

где к — орт оси 2, к =(0,0,1).

Алгоритм расчета величин г и О, а также аргумента перигея ш и истинной аномалии 9 иллюстрируется рис. 2, здесь ср — единичный вектор, направленный в точку перигея; со —

единичный вектор, направленный в точку восходящего узла.

2

Экватор

Нормаль n к плоскости

Точка перигея

Восходящий узел

Х(т)

Рис. 2

Оценки периода и большой полуоси орбиты. Уточнение периода поясним рис. 3, где представлены два возможных варианта взаимного расположения векторов сц, с^_1 и п.

0

о

a

c

P

c

Если смешанное произведение этих векторов и = [пс^-1 Сц ] < 0 , то имеет место вариант А, в противном случае — вариант Б. При варианте Б полагается Т = Т - л, а N = N -1. Вариант А Вариант Б

ФN-1 + ФN

в уравнении (1), и получим следующее уточнение оценки периода: Т = Т - Дt, после чего известным образом определяется приблизительное значение большой полуоси:

Оценка эксцентриситета орбиты. Оценка эксцентриситета рассчитывается из соотношения наименьшего и наибольшего углов между соседними элементами годографа S:

ß j = arccos ( с j_,с j ), j=l, N. (4)

Наименьший (ß') и наибольший (ß") углы, „описываемые" осью Zсв за равные промежутки времени, соответственно равны

ß' = min ß, ß" = max ß f. (5)

j j

В силу того что измерительные сеансы проводились через равные интервалы времени, радиус-вектор орбиты описывает в течение этих интервалов и равные площади (второй закон Кеплера). Аналогичное заключение справедливо (с некоторой погрешностью) и в отношении оси 1съ (вектор Ci j ), ориентированной по оси S ТОСК с погрешностью, определяемой функционированием системы стабилизации.

На рис. 4 схематично представлено положение вектора Cij в идеальном случае, при малых погрешностях. Направляющие векторы прямых АВ, АС, AD и AE — есть положения вектора Ci j, соответствующее областям перигея и апогея; при этом ZBAC = ß" — наибольший,

ZDAE = ß' — наименьший.

Рис. 4

Для эллипса справедливо равенство OA = ae , кроме того, согласно закону Кеплера

SAABC ~ SAADE • (6)

Если hi — высота Д ABC, h2 — высота Д ADE, то из выражения (6) следует, что h2tg (ßV 2)« hftg (РУ 2); отсюда

hi .

b

tg (РУ 2)

h2 \tg (Р7 2 )'

(7)

Так как ß' < ß", то 0 < b < i. Исходя из свойств эллипса

hi + h2 = 2a; ]

h2 - hi = 2ae,

отсюда e =

i - b i + b

где b определено согласно выражению (7).

Оценки аргумента перигея и истинной аномалии орбиты. Пусть максимум угла Ру, определенного в выражении (4), достигается при у = у', при этом в качестве начальной оценки направления в точку перигея принимается вектор

= Р2 с ^ Р1

^ß"-ß /-i

где pi = tg

Л

Cp = ■ Ci j'-i + ■ Ci j'.

Pi + P2 Pi + P2 ^ß^ß , Л

, P2 = tg

ß"-ß j'+i

угол ß'' определен в выражении (5).

Вектор Ср для орбит с эксцентриситетом е > 0,1 уточняется путем формирования аппроксимирующего полинома третьей степени / (V) = а13 + Ы2 + е1 + ё, минимизирущего сумму квадратов невязок К (а, Ь, с, ё) = ^ (/ (V) - Р у ) . Из условия

У =йг

К = о! К = о К = о К = о

определяются коэффициенты полинома, время прохождения перигея определяется как точка максимума

Применение аппроксимации для околокруговых орбит не приносит положительного эффекта, и поэтому аппроксимация не производится.

Оценка аргумента перигея формируется как угол между векторами, направленными в точку восходящего узла и в точку перигея (см. рис. 2), т.е.

ш = агссоБ (са, ср).

Оценка истинной аномалии зависит от момента времени tj, в который этот параметр формируется, и рассчитывается как функция К вектора с у и вектора с р , т.е.

9у = К (с1 у, Ср) . Функция К определяется следующим образом:

1) первоначально полагается

9 у = агссоБ (с у1, сР); (8)

2) далее рассчитывается смешанное произведение векторов

^ = [ п ср с1 у ]; (9)

3) оценка истинной аномалии уточняется в зависимости от знака

9у = 360 -9у при ^ < 0. (10)

Автономный метод определения параметров орбиты и ориентации КА 35

Для определяемой точки орбиты (начало витка, ^ = ^ 1) полагаем 9 = 0! = FQ (сп, с р ), для конечной точки мерного интервала 9 = 9^ = F0 (с^, Ср ) .

Уточнение оценок аргумента перигея и истинной аномалии на основе формирования оценок погрешностей системы стабилизации. Точность оценок ш и 9 значительно ухудшается с ростом погрешностей стабилизации. Для нивелирования этого эффекта разработан итеративный алгоритм. Прежде всего, известным образом по сформированным оскулирующим элементам определяемой точки орбиты рассчитывается ее радиус-вектор Я и вектор скорости V [2, 3]. Далее выполняются следующие действия.

Шаг 1. Расчет оценок погрешностей стабилизации. На каждой точке мерного интервала (у = 1, ..., N формируются матрицы перехода Оу (из ГЭИСК в ССК) и Ну (из ГЭИСК в

ТОСК): строки матрицы О у состоят из ортов осей ССК в ГЭИСК, при этом орты осей Zсв и

7св — элементы годографов £ и Ж соответственно (векторы с у и С2 у ), а орт оси Хсв — их

векторное произведение; матрица Ну известным образом [2, 3] определяется через наклонение г,

аргумент восходящего узла О, аргумент перигея ш и истинную аномалию 9, при этом оценки первых трех углов сформированы и полагаются одинаковыми для всех у, а истинная аномалия для каждого у рассчитывается через вектор с у согласно выражениям (8)—(10). В силу того что

изменяемым параметром при расчете матрицы Ну является истинная аномалия 9, обозначим

Ну = Н (9 у). (11)

Из условия О у = ВуН у, где Ву — матрица перехода из ТОСК в ССК, получаем Ву = ОуНу . С другой стороны, элементы матрицы Ву могут быть выражены через углы тангажа ( $ у), рыскания ( у у) и крена ( у у) [2, 3]:

B =

- sin $ j cos y j cos $ j cos y j sin y j

cos $ j sin у j + sin $ j sin y j cos у j sin $ j sin У j - cos $ j sin y j cos у j cos y j cos у j

cos $ j cos у j - sin $ j sin y j sin у j sin $ j cos у j + cos $ j sin y j sin у j - cos y j sin у

J J J J J J J J J J J J

Отсюда рассчитываются $ j, y j и у j, например, y j = arcsin Bj j J . Окончательные

оценки углов $, y и у на всем мерном интервале рассчитываются как сглаженные по методу наименьших квадратов текущие значения $ j, y j и у j [2, 3].

Шаг 2. Расчет матрицы поворота вокруг осей ТОСК. С использованием полученных значений углов $, y и у рассчитывается матрица поворотов Mr на противоположные углы

(- $, -y и -у) в целях виртуального приближения оси 2съ к оси S:

cos $ cos у- sin $ sin y sin у sin $ cos у + cos $ sin y sin у - cos y sin у

- sin $ cos y cos $ cos y sin y

cos $ sin у + sin $ sin y cos у sin $ sin у- cos $ sin y cos у cos y cos у Шаг 3. Поворот векторов ср, сц, . Над каждым из векторов ср, сп, cljV производится операция, в результате которой формируются их новые значения:

T T T

сP,New = H0 MRH0ср ; c11,New = H1 MRH1C11; C1N ,New = HN MRHN C1N ,

где матрица Hj определена в выражении (11), для точки перигея полагается Ho = H (0) .

Mr =

Шаг 4. Уточнение аргумента перигея и истинной аномалии:

шNew = агСС08, Cp,New ) , 0New = 01 = ^(с11,New, сP,New) •

Дополнительно определяется 0м = ^(сшс.

Шаг 5. Расчет поправок. Рассчитываются радиус-вектор Н^^ и вектор скорости в предположении ш = , 0 = , а также поправки АЯ = - Я|, АУ = | V - | • Если АЯ <ек и АУ < ву (вя, Ву — малые числа), то итеративный процесс завершается, в противном случае повторяются шаги 1—5.

Опыт моделирования показал, что, во-первых, применение рассмотренного итеративного алгоритма позволяет повысить точность определения орбиты в несколько раз, а во-вторых, алгоритм сходится, и количество итераций обычно не превышает 10.

Количественными характеристиками точности определения орбиты являются

йЯ =

Кр -

и йУ =

V - V

, где Я р и Ур — радиус-вектор и вектор скорости в определяемой (рассчитываемой) точке орбиты, Кф и Уф — радиус-вектор и вектор скорости в начальной точке мерного интервала фактической орбиты, последняя задается в исходных данных задачи и применяется для моделирования измерений.

Моделирование проводилось в режиме 2 при постоянных погрешностях стабилизации (до 15° по каждому из углов: тангаж, рыскание и крен), погрешности ОЭП от 0,1 до 30" и шаге между измерительными сеансами от 150 до 500 с. При этом число измерительных сеансов в зависимости от орбиты составляло от нескольких десятков до нескольких сотен.

В таблице приведены результаты моделирования подсистемы автономной навигации на основе разработанного метода для различных орбит и погрешностей системы стабилизации при среднеквадратической погрешности измерений 0,5" и шаге измерений 300 с.

Определяе- Фактичес- Фактические погрешности системы стабилизации (д; у; у, ..

мые параметры кая орбита 0; 0; 0 1; 1; 1 3; 3; 3 5; 5; 5 10; 10; 10 15; 15;15

а 6780 6796,178 6796,170 6796,212 6796,208 6796,244 6796,270

е 0,01 0,011 0,010 0,011 0,011 0,011 0,011

1 85 85,002 85,003 85,005 85,003 85,006 84,996

п 120 119,977 119,975 119,988 119,988 119,967 119,981

ш 10 17,860 20,575 20,257 20,257 17,324 18,679

0 80 72,143 70,222 72,567 72,567 72,013 69,403

йЯ 6,000 94,066 168,960 333,586 78,859 226,825

йУ 3,990 106,760 191,593 377,108 90,472 257,381

Ад 0,023 2861,823 5139,055 10156,060 2338,726 6491,062

Ау 27,937 2,788 3,749 6,552 5,170 9,684

Ау 25,349 22,866 22,492 22,258 22,639 22,825

а 7378 7388,272 7388,289 7388,302 7388,312 7388,366 7388,367

е 0,01 0,010 0,010 0,010 0,010 0,010 0,010

1 85 85,002 85,003 85,004 84,994 85,009 84,996

п 45 44,980 44,986 44,985 44,987 44,974 44,993

ю 20 25,242 25,366 26,325 25,361 26,123 23,493

0 100 94,759 95,201 94,737 96,120 93,249 93,243

йЯ 3,507 73,169 136,788 190,945 81,307 421,018

йУ 3,910 75,186 138,200 192,296 78,556 415,675

Ад 0,023 2035,873 3811,885 5326,479 2153,942 11035,158

Ау 24,835 11,379 11,458 13,847 12,067 16,350

Ау 23,405 16,300 15,756 16,285 15,398 12,789

Продолжение таблицы

Определяе- Фактичес- Фактические погрешности системы стабилизации (Э; у; у, ..

мые кая

параметры орбита 0; 0; 0 1; 1; 1 3; 3; 3 5; 5; 5 10; 10; 10 15; 15; 15

а 25478 25480,749 25480,774 25480,837 25480,818 25480,900 25480,939

е 0,01 0,010 0,010 0,010 0,010 0,010 0,010

1 63 63,001 63,001 63,001 63,001 63,000 63,002

О 0 359,991 359,991 359,990 359,990 359,992 359,990

ю 20 20,979 16,576 22,630 24,812 18,119 22,336

6 70 69,025 74,121 68,648 66,369 71,580 66,381

ёЯ 2,564 307,716 564,271 521,282 135,531 570,728

ёУ 0,840 46,675 88,090 82,024 22,044 88,775

ДЭ 0,171 2494,113 4583,133 4234,567 1020,494 4205,770

Ду 9,279 0,145 0,007 0,633 1,207 1,840

Ду 8,831 8,606 8,490 8,859 8,705 8,879

а 29000 29013,428 29013,429 29013,457 29013,476 29013,510 29013,537

е 0,75 0,751 0,751 0,751 0,751 0,751 0,751

1 63 63,005 63,004 63,004 63,006 63,004 63,020

О 0 9,966 9,980 9,976 9,968 9,933 9,872

ю 40 39,886 40,192 39,467 40,985 41,733 37,812

6 85 85,130 85,131 85,133 85,135 85,075 84,966

ёЯ 9,541 65,520 85,825 229,917 369,504 474,157

ёУ 11,063 30,689 62,269 131,302 219,766 291,963

ДЭ 0,083 1125,230 1484,515 3950,626 5446,038 8539,232

Ду 52,636 25,395 33,395 42,869 115,116 216,787

Ду 62,750 26,591 34,007 49,589 96,044 212,305

а 42400 42397,905 42398,022 42397,974 42397,934 42397,968 42397,857

е 0,01 0,010 0,010 0,010 0,010 0,010 0,010

1 0,01 0,009 0,009 0,009 0,009 0,010 0,009

О 0 3,198 0,094 1,039 0,648 4,220 4,821

ю 70 63,590 61,221 71,571 62,917 72,682 69,960

6 90 93,212 99,738 89,544 99,439 87,188 89,579

ёЯ 21,982 783,321 1593,673 2225,894 3024,949 3225,699

ёУ 1,756 55,732 114,372 160,394 218,547 232,434

ДЭ 0,001 3109,282 7752,554 10819,721 14788,638 16138,712

Ду 1,367 0,551 0,317 0,562 0,600 0,591

Ду 1,566 1,126 1,124 1,258 1,112 1,151

а 27800 27753,026 27753,028 27753,019 27749,603 27749,593 27749,523

е 0,75 0,751 0,751 0,751 0,750 0,750 0,750

1 0,01 0,010 0,009 0,011 0,013 0,046 0,012

О 120 0,000 0,000 0,000 0,000 0,000 0,000

ю 60 60,099 60,417 59,758 60,497 58,365 56,101

6 60 59,900 59,903 59,903 59,995 59,974 59,783

ёЯ 43,706 64,497 66,247 77,084 256,931 635,218

ёУ 24,607 57,537 52,515 75,625 251,382 613,992

ДЭ 0,001 1150,473 1219,514 1758,297 6017,102 14840,379

Ду 1,328 1,608 1,528 3,004 33,708 0,806

Ду 0,997 2,055 3,294 6,895 90,974 4,205

Примечание. Параметр а измеряется в километрах; параметры /, О, ю, 6 — в градусах; ёЯ — в километрах; ёУ — в метрах в секунду; ДЭ, Ду, Ду — в угловых секундах.

Представленные в таблице оценки использовались в качестве априорных данных при решении задачи навигации и ориентации методом виртуальных измерений зенитных расстояний звезд [4, 5]. Точность решения задачи согласуется с точностью, полученной при произвольном назначении априорных данных, как правило, близких к фактической орбите.

Таким образом, точность выработанных с использованием предложенного метода приблизительных оценок параметров орбиты и ориентации корпуса КА достаточна для того, чтобы принять их в качестве опорных значений и тем самым восстановить функционирование системы автономной навигации и ориентации в нештатных ситуациях, связанных с отсутствием данных об орбите.

список литературы

1. Данилова Т. В., Арихипова М. А. Определение ориентации космического аппарата в геоцентрической экваториальной системе координат на основе астроизмерений при отсутствии данных о параметрах орбиты // Изв. вузов. Приборостроение. 2013. Т. 56, № 7. С. 13—20.

2. Кузнецов В. И., Данилова Т. В. Автоматизированная система исследований методов и алгоритмов автономной навигации и ориентации космических аппаратов: Учеб. пособие. СПб: ВКА им. А. Ф. Можайского, 2006.

3. Кузнецов В. И. Автоматизированная система научных исследований методов и алгоритмов автономной навигации и ориентации космических аппаратов: Монография. СПб: ВКА им. А. Ф. Можайского, 2010.

4. Пат. 2454631. Способ автономной навигации и ориентации космических аппаратов на основе виртуальных измерений зенитных расстояний звезд / В. И. Кузнецов, Т. В. Данилова, Д. М. Косулин. 28 окт. 2010 г.

5. Кузнецов В. И., Данилова Т. В. Система автономной навигации и ориентации ИСЗ, основанная на виртуальных измерениях зенитных расстояний звезд // Космические исследования. 2011. Т. 49, № 6. С. 551—562.

Сведения об авторе

Тамара Валентиновна Данилова — канд. техн. наук; Военный институт Военно-космической академии

им. А. Ф. Можайского, Санкт-Петербург; E-mail: [email protected]

Рекомендована Поступила в редакцию

Военным институтом ВКА им. А. Ф. Можайского 18.06.13 г.

УДК 004.3

А. И. Посягин, А. А. Южаков

САМОМАРШРУТИЗАЦИЯ СИГНАЛОВ В АНАЛОГО-ЦИФРОВОМ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕ НА ОСНОВЕ НЕЙРОННОЙ СЕТИ

Рассматривается аналого-цифровой преобразователь на основе нейронной сети. Для предложенной структуры описываются принципы самомаршрутизации сигналов и образования индивидуальных аналого-цифровых преобразователей для каждого входного сигнала.

Ключевые слова: аналого-цифровой преобразователь, самомаршрутизация, нейронная сеть.

В настоящее время актуальность разработки аналого-цифровых преобразователей новых современных архитектур не вызывает сомнений. Наиболее важные проблемы при построении данных устройств — повышение точности, надежности и отказоустойчивости, а также умень-