RU2218550C2

RU2218550C2 - Method for determination of aerodynamic characteristics of guided missile in flight, method for determination of angle of attack of missile in flight, method for determination of missile attitude and devices for their realization

Info

Publication number: RU2218550C2
Application number: RU2002101210A
Authority: RU
Inventors: А.Г. Шипунов; В.И. Морозов; В.С. Фимушкин; К.П. Евтеев; В.В. Петрушин
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2002-01-09
Filing date: 2002-01-09
Publication date: 2003-12-10

Abstract

FIELD: rocketry, applicable at flight tests of missiles and rockets for determination of their aerodynamic characteristics in flight. SUBSTANCE: the method for determination of the aerodynamic characteristics based on telemeter transmission of signals of the aerodynamic control surface angle transducer and roll-angle pick-off consists in the fact that that before the launch of the guided missile the effect of the aerodynamic load of the control surfaces is simulated, and the function of sensitivity of the control actuator dynamic parameter to the value of aerodynamic load of the control surfaces is experimentally determined. In the process of flight of the guided missile the value of the dynamic parameter of the control actuator is successively determined by the signal of the aerodynamic control surface angle transducer and the value of the aerodynamic load with respect to the sensitivity function corresponding to this value. Using a definite mathematical relation the functions of variation of the angle of attack and the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the control surfaces with respect to the effective angle of their deflection in the missile flight trajectory are calculated. In other points of the formula the peculiarities concerning the determination of the angle of attack, stabilization of the missile attitude are revealed, and the principal diagram of the radiotelemetry and computer units, is revealed. EFFECT: provided determination of the coordinate of the missile attitude in flight without additional metering devices. 6 cl, 3 dwg

Description

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при летных испытаниях малогабаритных управляемых снарядов (УС) и ракет для определения их аэродинамических характеристик в полете, а также в системах управления УС и ракет для стабилизации их углового положения на траектории полета. The invention relates to rocket technology and can be used in flight tests of small-sized guided projectiles (US) and missiles to determine their aerodynamic characteristics in flight, as well as in control systems of US and missiles to stabilize their angular position on the flight path.

Известен способ определения углового положения летательного аппарата (ЛА) /1/ для внешнетраекторных измерений, основанный на определении направления прихода излучаемых или отраженных радиоволн путем сравнения амплитуды, фазы и частоты колебаний, возбуждаемых в антенной системе. Реализация данного способа предполагает применение сложной радиотехнической аппаратуры, обладающей большой дальностью действия и высокой точностью измерения координат. Поэтому данный способ используется при испытании космических аппаратов и ракет с большой дальностью полета, а его применение в случае артиллерийских УС или малогабаритных ПТУР проблематично по причине резкого повышения требований к точности аппаратуры и необходимости ее размещения в весьма ограниченных объемах на борту УС или ракеты. Соответственно, по этим же причинам нерационально применение реализующих известный способ устройств, содержащих сложную радиолокационную аппаратуру. A known method for determining the angular position of an aircraft (LA) / 1 / for external trajectory measurements, based on determining the direction of arrival of radiated or reflected radio waves by comparing the amplitude, phase and frequency of vibrations excited in the antenna system. The implementation of this method involves the use of sophisticated radio equipment with long range and high accuracy of coordinate measurement. Therefore, this method is used in testing spacecraft and rockets with a long flight range, and its use in the case of artillery AS or small-sized ATGMs is problematic due to a sharp increase in the accuracy requirements of the equipment and the need to place it in very limited volumes on board the AS or rocket. Accordingly, for the same reasons, it is irrational to use devices that implement the known method, containing complex radar equipment.

Известен способ стабилизации углового положения ЛА /2/, основанный на дифференцировании текущего значения угловой координаты снаряда в плоскости стабилизации и формировании управляющего сигнала на рулевой привод ЛА с учетом текущих значений скорости и ускорения изменения угловой координаты. Однако применение дифференцирующих устройств (дифференцирующий гироскоп и акселерометр в цепи обратной связи) понижает порядок астатизма системы регулирования, что, как известно, отрицательно влияет на ее точностные характеристики. Кроме того, реализация данного способа стабилизации требует размещения в отсеке управления ЛА вышеназванных специальных устройств. A known method of stabilizing the angular position of the aircraft / 2 /, based on the differentiation of the current value of the angular coordinate of the projectile in the stabilization plane and the formation of the control signal to the steering gear of the aircraft taking into account the current values of speed and acceleration of changes in the angular coordinate. However, the use of differentiating devices (a differentiating gyroscope and an accelerometer in the feedback circuit) reduces the order of astatism of the control system, which, as is known, negatively affects its accuracy characteristics. In addition, the implementation of this stabilization method requires the placement of the above-mentioned special devices in the aircraft control compartment.

Известна радиотелеметрическая система /3/, включающая бортовой передатчик и наземный приемник сигналов бортовых датчиков, вырабатывающих информацию о функционировании различных систем ЛА. В ней не предусмотрена специальная обработка регистрируемых приемником сигналов датчиков, поэтому количество регистрируемых параметров соответствует числу датчиков, установленных на борту ЛА. Known radio telemetry system / 3 /, including an airborne transmitter and a ground-based receiver of signals from airborne sensors that generate information about the functioning of various aircraft systems. It does not provide for special processing of sensor signals recorded by the receiver, so the number of registered parameters corresponds to the number of sensors installed on board the aircraft.

Наиболее близким к заявляемым способам определения аэродинамических характеристик УС по совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту является применяемый при радиотелеметрических измерениях способ определения углового положения ЛА /4/, основанный на передаче сигнала со специального бортового измерительного устройства, в качестве которого могут быть использованы гироскоп, оптические или инерциальные датчики. Вместе с тем, радиотелеметрической системой параллельно передается информация о функционировании бортовых систем ЛА. Например, в случае вращающихся управляемых УС регистрируются сигналы датчика угла отклонения аэродинамических рулей и датчика угла крена, входящих в состав системы управления УС. Но реализация данного способа для определения аэродинамических характеристик ЛА требует дополнительного размещения на его борту специального бортового измерительного устройства /5/, что усложняет конструкцию ЛА и изменяет его массовые характеристики при летных испытаниях. Closest to the claimed methods for determining the aerodynamic characteristics of the CSS by the set of essential features and the achieved effect is the method for determining the angular position of the aircraft / 4 /, used in radio telemetry measurements, based on the transmission of a signal from a special on-board measuring device, which can be used as a gyroscope, optical or inertial sensors. At the same time, the radio telemetry system simultaneously transmits information on the functioning of the aircraft's onboard systems. For example, in the case of rotating controlled CSS, the signals of the angle sensor of the aerodynamic rudders and the angle sensor are included in the control system of the CSS. But the implementation of this method for determining the aerodynamic characteristics of an aircraft requires additional placement on its board of a special on-board measuring device / 5 /, which complicates the design of the aircraft and changes its mass characteristics during flight tests.

Наиболее близким к заявляемому способу стабилизации углового положения УС по совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту является способ стабилизации углового положения ЛА /6/, основанный на определении текущего значения угловой координаты ЛА в плоскости стабилизации и формировании управляющего сигнала на рулевой привод, пропорционального рассогласованию заданного и текущего значений угловой координаты, а также с учетом текущего значения скорости изменения угловой координаты. Но и этот способ предполагает размещение на борту ЛА специального бортового измерительного устройства, что усложняет конструкцию ЛА и ухудшает его габаритно-массовые характеристики. Closest to the claimed method of stabilizing the angular position of the control unit by the set of essential features and the achieved effect is a method of stabilizing the angular position of the aircraft / 6 /, based on the determination of the current value of the angular coordinate of the aircraft in the stabilization plane and the formation of a control signal to the steering gear proportional to the mismatch between the set and the current values of the angular coordinate, as well as taking into account the current value of the rate of change of the angular coordinate. But this method also involves placing on board the aircraft a special on-board measuring device, which complicates the design of the aircraft and worsens its overall mass characteristics.

Наиболее близка к заявляемым радиотелеметрическим системам по совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту радиотелеметрическая система измерения углов ориентации ЛА свободным гироскопом /5/, содержащая собственно систему передачи сигналов (бортовой передатчик и наземный приемник сигналов) и измерительное устройство в виде гироскопического датчика, размещаемого на борту УС. Как и рассмотренные ранее устройства, эта система предполагает размещение на борту УС дополнительного измерительного устройства - гироскопического датчика. The closest to the claimed radio telemetry systems in terms of essential features and the achieved effect is the radio telemetry system for measuring aircraft orientation angles with a free gyroscope / 5 /, which contains the signal transmission system itself (airborne transmitter and ground-based signal receiver) and a measuring device in the form of a gyroscopic sensor placed on board the US . Like the devices considered earlier, this system involves placing an additional measuring device, a gyroscopic sensor, on board the CSS.

Наиболее близка к заявляемой системе стабилизации углового положения УС по совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту система автомата стабилизации /5/, содержащая аппаратуру управления приводом аэродинамических рулей, датчик угла отклонения аэродинамических рулей и блок определения текущего значения угловой координаты, состоящий из гироскопа, дифференцирующего устройства и суммирующего устройства, выход которого соединен с входом аппаратуры управления. Реализуя известный способ стабилизации углового положения ЛА, данная система имеет присущий известному способу недостаток: необходимость дополнительного размещения на борту ЛА специальных устройств. The closest to the claimed system for stabilizing the angular position of the CSS in terms of the essential features and the effect achieved is the stabilization machine system / 5 /, comprising aerodynamic rudder drive control equipment, an aerodynamic rudder angle sensor and a unit for determining the current value of the angular coordinate, consisting of a gyroscope, a differentiating device, and a summing device, the output of which is connected to the input of the control equipment. Implementing the known method of stabilizing the angular position of the aircraft, this system has the inherent disadvantage of the known method: the need for additional placement of special devices on board the aircraft.

В целом, анализ известных способов и реализующих их устройств показывает, что для определения углового положения ЛА в них используется специальное измерительное устройство, располагаемое на борту ЛА. In general, an analysis of the known methods and devices realizing them shows that they use a special measuring device located on board the aircraft to determine the angular position of the aircraft.

Однако определить текущее значение координаты углового положения ЛА возможно расчетным методом, используя свойство рулевого привода ЛА изменять свои динамические параметры при действии нагружающего шарнирного момента аэродинамических рулей. При этом необходимо определить только координату углового положения рулей, что обеспечивает датчик угла отклонения аэродинамических рулей системы управления ЛА и поэтому не требует установки дополнительного бортового измерительного устройства. However, it is possible to determine the current value of the coordinate of the angular position of the aircraft using the calculation method, using the property of the aircraft’s steering gear to change its dynamic parameters under the action of the loading articulated moment of the aerodynamic rudders. In this case, it is only necessary to determine the coordinate of the angular position of the rudders, which provides a sensor for the angle of deviation of the aerodynamic rudders of the aircraft control system and therefore does not require the installation of an additional on-board measuring device.

Задача заявляемых способов и реализующих их устройств - определение угловой координаты положения УС в полете на основе информации, вырабатываемой в системе управления УС для обеспечения управляемого полета, что исключает необходимость установки на борту УС дополнительных измерительных устройств. The objective of the claimed methods and their implementing devices is to determine the angular coordinate of the US position in flight based on information generated in the US control system to ensure controlled flight, which eliminates the need to install additional measuring devices on board the US

Для решения этой задачи в заявляемом способе определения аэродинамических характеристик УС в полете, основанном на телеметрической передаче сигналов датчика угла отклонения аэродинамических рулей и датчика угла крена УС, перед пуском УС имитируют действие аэродинамической нагрузки рулей и экспериментально определяют функцию чувствительности динамического параметра рулевого привода к величине аэродинамической нагрузки рулей. В процессе полета УС последовательно определяют значение динамического параметра рулевого привода по сигналу датчика угла отклонения аэродинамических рулей и соответствующую этому значению величину аэродинамической нагрузки по функции чувствительности. Затем по зависимости
α = (M_ш/m $\binom{αэф}{ш}$ -δ)/k_α, (1)
где α - угол атаки УС, М_ш - аэродинамический шарнирный момент рулей, m $\binom{αэф}{ш}$ - производная аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по эффективному углу их отклонения, α_эф = (k_α•α+δ) - эффективный угол отклонения рулей, k_α - расчетный коэффициент интерференции аэродинамических рулей и корпуса УС, δ - угол отклонения аэродинамических рулей, рассчитывают функции изменения угла атаки и производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по эффективному углу их отклонения (т.е. с учетом скоса потока, вызванного обтеканием корпуса УС) на траектории полета УС. При этом значения производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по эффективному углу их отклонения рассчитывают по зависимости
m $\binom{αэф}{ш}$ = M_ш/δ (2)
для моментов времени, соответствующих угловому положению аэродинамических рулей в плоскости тангажа при формируемой нулевой команде по курсу в системе управления УС и определяемых по сигналу датчика угла крена УС.To solve this problem, in the claimed method for determining the aerodynamic characteristics of the US in flight, based on the telemetric transmission of the signals of the angle sensor of the aerodynamic rudders and the roll angle sensor of the US, before starting the US they simulate the action of the aerodynamic load of the wheels and experimentally determine the sensitivity function of the dynamic parameter of the steering wheel to the aerodynamic value loads of rudders. During the flight, the control system sequentially determines the value of the dynamic parameter of the steering drive by the signal of the angle sensor of the aerodynamic rudders and the value of the aerodynamic load corresponding to this value by the sensitivity function. Then according to
α = (M _w / m $\binom{αeff}{w}$ -δ) / k _α , (1)
where α is the angle of attack of the control unit, M _w is the aerodynamic hinge moment of the rudders, m $\binom{αeff}{w}$ is the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders with respect to the effective angle of their deviation, α _eff = (k _α • α + δ) is the effective angle of deviation of the rudders, k _α is the estimated interference coefficient of the aerodynamic rudders and the CSS housing, δ is the angle of deviation of the aerodynamic rudders, the functions of changing the angle of attack and the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders with respect to the effective angle of their deviation (i.e., taking into account the bevel of the stream caused by the flow around the US body) on the US flight path. Moreover, the values of the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders with respect to the effective angle of their deviation are calculated as
m $\binom{αeff}{w}$ = M _w / δ (2)
for moments of time corresponding to the angular position of the aerodynamic rudders in the pitch plane when the zero command is formed at the heading in the control system of the control gear and determined by the signal of the roll angle sensor of the control gear.

Для решения поставленной задачи в заявляемом способе определения угла атаки УС в полете, основанном на телеметрической передаче сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей, перед пуском УС имитируют действие аэродинамической нагрузки рулей и экспериментально определяют функцию чувствительности динамического параметра рулевого привода к величине аэродинамической нагрузки рулей. В процессе полета УС последовательно определяют значение динамического параметра рулевого привода по сигналу датчика угла отклонения аэродинамических рулей и соответствующую этому значению величину аэродинамической нагрузки по функции чувствительности. Затем по зависимости
α = (M_ш-m $\binom{δ}{ш}$ •δ)/m $\binom{α}{ш}$ , (3)
где α - угол атаки УС, М_ш - аэродинамический шарнирный момент рулей, m $\binom{α}{ш}$ и m $\binom{δ}{ш}$ - известные значения производных аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей соответственно по углу атаки снаряда и углу отклонения аэродинамических рулей, δ - угол отклонения аэродинамических рулей, определяют зависимость изменения угла атаки по времени полета УС. Причем значение производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента по углу отклонения аэродинамических рулей задают в соответствии с текущими значениями скорости полета УС и угла отклонения аэродинамических рулей, а значение производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по углу атаки УС - в соответствии с текущим значением скорости полета УС.To solve the problem in the claimed method of determining the angle of attack of the flying gear in flight, based on the telemetric transmission of the signal of the sensor for the angle of deviation of the aerodynamic rudders, the simulated action of the aerodynamic load of the rudders is simulated and the sensitivity of the dynamic parameter of the steering drive to the value of the aerodynamic load of the rudders is experimentally determined. During the flight, the control system sequentially determines the value of the dynamic parameter of the steering drive by the signal of the angle sensor of the aerodynamic rudders and the value of the aerodynamic load corresponding to this value by the sensitivity function. Then according to
α = (M _W -m $\binom{δ}{w}$ • δ) / m $\binom{α}{w}$ , (3)
where α is the angle of attack of the control unit, M _w is the aerodynamic hinge moment of the rudders, m $\binom{α}{w}$ and m $\binom{δ}{w}$ - the known values of the derivatives of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders, respectively, according to the angle of attack of the projectile and the angle of deviation of the aerodynamic rudders, δ is the angle of deviation of the aerodynamic rudders, determine the dependence of the change in the angle of attack on the flight time of the control unit. Moreover, the value of the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinged moment with respect to the angle of deviation of the aerodynamic rudders is set in accordance with the current values of the flight speed of the US and the angle of deviation of the aerodynamic rudders, and the value of the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinged moment of the wheels with respect to the angle of attack of the US is in accordance with the current value of the speed of the US.

Для решения поставленной задачи в заявляемом способе стабилизации углового положения УС, основанном на определении текущего значения угловой координаты УС в плоскости стабилизации и формировании управляющего сигнала на рулевой привод УС, пропорционального рассогласованию заданного и текущего значений угловой координаты, предварительно имитируют действие аэродинамической нагрузки рулей и экспериментально определяют функцию чувствительности динамического параметра рулевого привода к величине аэродинамической нагрузки рулей. В процессе полета определяют текущие значения скорости полета УС и величины угла между его продольной осью и направлением движения по траектории полета в плоскости стабилизации. При этом определяют значение динамического параметра рулевого привода по сигналу датчика угла отклонения аэродинамических рулей и соответствующую этому значению величину аэродинамической нагрузки по функции чувствительности. Затем по зависимости
φ = (M_ш-m $\binom{δ}{ш}$ •δ)/m $\binom{α}{ш}$ , (4)
где φ - угол между продольной осью УС и направлением его движения по траектории полета (направлением вектора скорости) в плоскости стабилизации, М_ш - аэродинамический шарнирный момент рулей, m $\binom{α}{ш}$ и m $\binom{δ}{ш}$ - известные значения производных аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей соответственно по углу атаки УС и углу отклонения аэродинамических рулей, δ - угол отклонения аэродинамических рулей, рассчитывают величину угла между продольной осью УС и направлением вектора скорости в плоскости стабилизации. Причем значение производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента по углу отклонения аэродинамических рулей задают в соответствии с текущими значениями скорости полета УС и угла отклонения аэродинамических рулей, а значение производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по углу атаки УС - в соответствии с текущим значением скорости полета УС.To solve the problem in the claimed method of stabilizing the angular position of the CSS, based on the determination of the current value of the angular coordinate of the CSS in the plane of stabilization and the formation of a control signal on the steering gear of the CSS proportional to the mismatch of the set and current values of the angular coordinate, they preliminarily simulate the effect of the aerodynamic load of the wheels and experimentally determine the sensitivity function of the dynamic parameter of the steering drive to the aerodynamic load of the rudders. In the course of the flight, the current values of the flight speed and the angle between the longitudinal axis and the direction of movement along the flight path in the stabilization plane are determined. In this case, the value of the dynamic parameter of the steering drive is determined by the signal of the angle sensor of the aerodynamic rudders and the value of the aerodynamic load corresponding to this value by the sensitivity function. Then according to
φ = (M _w -m $\binom{δ}{w}$ • δ) / m $\binom{α}{w}$ , (4)
where φ is the angle between the longitudinal axis of the US and the direction of its movement along the flight path (direction of the velocity vector) in the stabilization plane, M _w is the aerodynamic hinge moment of the rudders, m $\binom{α}{w}$ and m $\binom{δ}{w}$ - the known values of the derivatives of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders, respectively, with respect to the angle of attack of the control unit and the angle of deviation of the aerodynamic control surfaces, δ is the angle of deviation of the aerodynamic control surfaces, calculate the angle between the longitudinal axis of the control unit and the direction of the velocity vector in the stabilization plane. Moreover, the value of the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinged moment with respect to the angle of deviation of the aerodynamic rudders is set in accordance with the current values of the flight speed of the US and the angle of deviation of the aerodynamic rudders, and the value of the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinged moment of the wheels with respect to the angle of attack of the US is in accordance with the current value of the speed of the US.

Для решения поставленной задачи в радиотелеметрическую систему определения аэродинамических характеристик УС в полете, содержащую бортовой передатчик и наземный приемник сигналов датчика угла отклонения аэродинамических рулей и датчика угла крена УС, введены первый и второй преобразователи, программируемое запоминающее устройство, элемент "ИЛИ", первый, второй и третий вычислители и блок ввода данных. При этом выход сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей приемника соединен с входом первого преобразователя, с первым счетным входом третьего вычислителя и со вторым счетным входом второго вычислителя. Выход сигнала датчика крена приемника соединен с входом второго преобразователя, а синхронизирующий выход приемника соединен с синхронизирующим входом первого вычислителя. Выход первого преобразователя соединен с адресным входом программируемого запоминающего устройства, выход которого соединен с первым счетным входом второго вычислителя и со вторым счетным входом третьего вычислителя. Первый и второй выходы второго преобразователя соединены со входами элемента "ИЛИ", выход которого соединен со входом стробирования второго вычислителя. Причем выход второго вычислителя соединен с четвертым счетным входом третьего вычислителя, а выходы блока ввода данных - со счетными входами первого вычислителя, выход которого соединен с третьим счетным входом третьего вычислителя. To solve the problem, a first and second converters, a programmable storage device, an “OR” element, the first, second, are introduced into the radio telemetry system for determining the aerodynamic characteristics of the US in flight, containing an on-board transmitter and a ground-based receiver of the signals of the angle sensor of deviation of the aerodynamic rudders and the bank angle sensor of the US and third calculators and a data input unit. In this case, the signal output of the angle sensor of the aerodynamic rudders of the receiver is connected to the input of the first transducer, to the first counting input of the third computer and to the second counting input of the second computer. The signal output of the receiver roll sensor is connected to the input of the second converter, and the synchronizing output of the receiver is connected to the synchronizing input of the first calculator. The output of the first converter is connected to the address input of the programmable storage device, the output of which is connected to the first counting input of the second calculator and to the second counting input of the third calculator. The first and second outputs of the second converter are connected to the inputs of the element "OR", the output of which is connected to the gate input of the second transmitter. Moreover, the output of the second computer is connected to the fourth counting input of the third computer, and the outputs of the data input unit are connected to the counting inputs of the first computer, the output of which is connected to the third counting input of the third computer.

Для решения поставленной задачи в радиотелеметрическую систему определения угла атаки УС в полете, содержащую бортовой передатчик и наземный приемник сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей УС, введены преобразователь, первое и второе программируемые запоминающие устройства, первый и второй вычислители и блок ввода данных. При этом выход сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей приемника соединен с входом преобразователя, первым счетным входом второго вычислителя и первым адресным входом первого программируемого запоминающего устройства, выход преобразователя - с адресным входом второго программируемого запоминающего устройства, выход которого соединен со вторым счетным входом второго вычислителя. Синхронизирующий выход приемника соединен с синхронизирующим входом первого вычислителя, счетные входы которого соединены с выходами блока ввода данных, а выход - со вторым адресным входом первого программируемого запоминающего устройства, выход которого соединен с третьим счетным входом второго вычислителя. To solve the problem, a converter, the first and second programmable memory devices, the first and second computers and the data input unit are introduced into the radio telemetry system for determining the angle of attack of the US in flight, which contains an onboard transmitter and a ground receiver of the signal of the angle sensor of deviation of the aerodynamic wheels of the US In this case, the output of the sensor signal of the deflection angle of the aerodynamic rudders of the receiver is connected to the input of the converter, the first counting input of the second calculator and the first address input of the first programmable storage device, the output of the converter - to the address input of the second programmable storage device, the output of which is connected to the second counting input of the second calculator. The synchronizing output of the receiver is connected to the synchronizing input of the first calculator, the counting inputs of which are connected to the outputs of the data input unit, and the output to the second address input of the first programmable storage device, the output of which is connected to the third counting input of the second calculator.

Для решения поставленной задачи в системе стабилизации углового положения УС, содержащей аппаратуру управления рулевым приводом, который снабжен датчиком угла отклонения аэродинамических рулей, и блок определения угловой координаты, выход которого соединен с входом аппаратуры управления, блок определения угловой координаты содержит преобразователь, первое и второе постоянные запоминающие устройства, вычислитель и блок определения скорости полета УС. При этом выход датчика угла отклонения аэродинамических рулей соединен с первым счетным входом вычислителя, со вторым адресным входом второго постоянного запоминающего устройства и входом преобразователя, выход которого соединен с адресным входом первого постоянного запоминающего устройства. Выходы первого и второго постоянных запоминающих устройств соединены соответственно со вторым и третьим счетными входами вычислителя, причем первый адресный вход второго постоянного запоминающего устройства соединен с выходом блока определения скорости полета УС, а выход вычислителя - с входом аппаратуры управления. To solve the problem in the system of stabilization of the angular position of the control unit, containing steering gear control equipment, which is equipped with an aerodynamic rudder angle sensor, and an angular coordinate determination unit, the output of which is connected to the input of the control equipment, the angular coordinate determination unit contains a converter, the first and second constants storage devices, a computer and a unit for determining the flight speed of the CSS. In this case, the output of the aerodynamic rudder angle sensor is connected to the first counting input of the calculator, to the second address input of the second read-only memory and the input of the converter, the output of which is connected to the address input of the first read-only memory. The outputs of the first and second read-only memory devices are connected respectively to the second and third counting inputs of the computer, the first address input of the second read-only memory device being connected to the output of the airspeed determining unit, and the output of the computer to the input of the control equipment.

Конструкции заявляемых устройств пояснены блок-схемами, где на фиг.1 представлена блок-схема радиотелеметрической системы определения аэродинамических характеристик УС в полете, на фиг.2 - блок-схема радиотелеметрической системы определения угла атаки УС в полете, а на фиг.3 - блок-схема системы стабилизации углового положения УС. The designs of the claimed devices are explained in block diagrams, where in Fig. 1 a block diagram of a radio telemetry system for determining the aerodynamic characteristics of the US in flight is shown, in Fig. 2 is a block diagram of a radio telemetry system for determining the angle of attack of the US in flight, and in Fig. 3 is a block diagram of the stabilization system of the angular position of the CSS.

Осуществление заявляемого способа определения аэродинамических характеристик УС в полете предполагает проведение ряда последовательных операций до выстрела и в процессе полета УС. Implementation of the proposed method for determining the aerodynamic characteristics of the flight in flight involves a series of sequential operations before the shot and during the flight of the flight.

Предварительно следует отметить, что проектирование рулевого привода УС проводится из условия минимизации его габаритно-массовых характеристик при заданных максимальной нагрузке и требованиях к динамическим параметрам (или к быстродействию). Учитывая, что значительное превышение развиваемого рулевым приводом момента над моментом нагрузки нерационально с точки зрения минимизации его габаритно-массовых характеристик, при функционировании рулевого привода используют большую часть механической характеристики, определяющей зависимость его скорости от момента нагрузки. Это позволяет установить соответствие между величиной действующей на рулевой привод нагрузки и динамическим параметром (D) рулевого привода. В рулевом приводе, работающем в автоколебательном режиме, таким параметром может быть частота или амплитуда автоколебаний, в релейном рулевом приводе - время движения аэродинамических рулей с упора (-δ_max) на упор (+δ_max) или полное время срабатывания (время от момента подачи входного сигнала до прихода рулей на один из упоров), в трехпозиционном рулевом приводе - время движения из среднего положения на упор или обратно (или, соответственно, полное время срабатывания).Preliminarily, it should be noted that the design of the CSS steering drive is carried out from the condition of minimizing its overall mass characteristics at the given maximum load and the requirements for dynamic parameters (or speed). Considering that a significant excess of the moment developed by the steering drive over the load moment is irrational from the point of view of minimizing its overall mass characteristics, the majority of the mechanical characteristic that determines the dependence of its speed on the load moment is used during the operation of the steering drive. This allows us to establish a correspondence between the magnitude of the load acting on the steering gear and the dynamic parameter (D) of the steering gear. In a steering drive operating in self-oscillating mode, this parameter can be the frequency or amplitude of self-oscillations, in a relay steering drive, the aerodynamic rudder travel time from stop (-δ _max ) to stop (+ δ _max ) or the total response time (time from the moment of feed input signal before the rudders arrive at one of the stops), in a three-position steering drive - the time of movement from the middle position to the stop or vice versa (or, accordingly, the total response time).

В соответствии с этим в заявляемых способах предварительно в лабораторных условиях имитируют действие аэродинамической нагрузки рулей на рулевой привод и экспериментально определяют функцию чувствительности динамического параметра рулевого привода к величине аэродинамической шарнирной нагрузки рулей
D=f(M_ш). (5)
Способ определения аэродинамических характеристик УС в полете основан на телеметрической передаче сигналов датчика угла отклонения аэродинамических рулей и датчика угла крена, которые являются бортовыми элементами системы управления испытуемого УС.In accordance with this, in the claimed methods, preliminarily in laboratory conditions they simulate the effect of the aerodynamic load of the steering wheels on the steering gear and experimentally determine the sensitivity function of the dynamic parameter of the steering drive to the value of the aerodynamic articulated load of the steering wheels
D = f (M _W ). (5)
The method for determining the aerodynamic characteristics of the flight conditioner in flight is based on telemetric transmission of the signals of the angle sensor of the aerodynamic rudders and the roll angle sensor, which are the onboard elements of the control system of the test vehicle.

Перед пуском или в процессе пуска УС осуществляют расчет его траектории полета и определяют скорость движения как функцию времени полета
V=f(t) (6),
где V - скорость полета, a t - время полета УС. Кроме того, в системе управления УС формируют нулевую команду в канале курса (рыскания).Before start-up or during the start-up of the flight system, its flight path is calculated and its speed is determined as a function of flight time
V = f (t) (6),
where V is the flight speed, at is the flight time of the DC. In addition, in the control system of the control system form a zero command in the channel channel (yaw).

В процессе полета УС, выделяя динамический параметр рулевого привода (D) из сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей, переданного известными методами телеметрии, по ранее найденной функции чувствительности (5) определяют величину шарнирного момента аэродинамических рулей, а также соответствующее текущее значение угла их отклонения. During the flight of the DC, isolating the dynamic parameter of the steering drive (D) from the signal of the sensor for the angle of deviation of the aerodynamic rudders transmitted by known telemetry methods, the value of the hinge moment of the aerodynamic rudders, as well as the corresponding current value of the angle of their deviation, are determined by the previously found sensitivity function (5).

Для определения угла атаки УС по зависимости (1), аналогичной известным в аэродинамике зависимостям /7/, предварительно рассчитывают производную аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по эффективному углу их отклонения (m $\binom{αэф}{ш}$ ) по зависимости (2) и коэффициент интерференции аэродинамических рулей и корпуса снаряда k_α. Величина m $\binom{αэф}{ш}$ , в общем случае, зависит от скорости полета, угла атаки УС, угла отклонения аэродинамических рулей, а также от формы и геометрических размеров аэродинамических рулей и корпуса УС. Влияние корпуса УС на обтекание аэродинамических рулей учитывает коэффициент k_α, значение которого определяют расчетом исходя из геометрических размеров аэродинамических рулей и корпуса УС при известной скорости полета, которую определяет зависимость (6).To determine the angle of attack of the control system according to dependence (1), which is similar to the dependences / 7 / known in aerodynamics, the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders is preliminarily calculated by the effective angle of their deviation (m $\binom{αeff}{w}$ ) according to dependence (2) and the interference coefficient of the aerodynamic rudders and the shell of the shell k _α . M value $\binom{αeff}{w}$ , in general, depends on the flight speed, the angle of attack of the aircraft, the angle of deviation of the aerodynamic rudders, as well as on the shape and geometric dimensions of the aerodynamic rudders and the body of the US. The influence of the airframe on the flow around the aerodynamic rudders takes into account the coefficient k _α , the value of which is determined by calculation based on the geometric dimensions of the aerodynamic rudders and the airframe at a known flight speed, which is determined by dependence (6).

Учитывая, что при нулевой команде в канале курса (когда угол рыскания УС равен нулю) обтекание корпуса УС не влияет на обтекание расположенных в плоскости тангажа рулей, производную m $\binom{αэф}{ш}$ рассчитывают по зависимости (2), при этом моменты времени нахождения рулей вращающегося УС в плоскости тангажа определяют по сигналу датчика угла крена. Зная расчетные значения величин k_α и m $\binom{αэф}{ш}$ , по зависимости (1) определяют величину угла атаки УС, при этом для положения рулей в плоскости курса при расчете угла атаки используется предыдущее рассчитанное значение m $\binom{αэф}{ш}$ , что допустимо, так как скорость движения УС на управляемом участке полета является медленно меняющейся функцией времени по сравнению с аналогичной функцией изменения угла крена.Given that with a zero command in the heading channel (when the yaw angle of the US is equal to zero), the flow around the CSS body does not affect the flow around the rudders located in the pitch plane, the derivative m $\binom{αeff}{w}$ calculated according to dependence (2), while the moments of time the rudders of the rotating rotational axis are in the pitch plane are determined by the signal of the roll angle sensor. Knowing the calculated values of k _α and m $\binom{αeff}{w}$ , according to dependence (1), the value of the angle of attack of the DC is determined, while for the position of the rudders in the course plane, the previous calculated value m is used when calculating the angle of attack $\binom{αeff}{w}$ , which is acceptable, since the speed of the US on a controlled flight section is a slowly changing function of time compared to the similar function of changing the angle of heel.

Зная функцию изменения угла атаки УС по времени полета и пользуясь известными соотношениями, определяют другие характеристики - частоту собственных колебаний, коэффициент демпфирования, нормальную перегрузку и т.п. Вместе с тем, совокупность текущих значений производной m $\binom{αэф}{ш}$ , угла атаки и угла отклонения рулей при известной координате положения оси рулей позволяет определить функцию изменения координаты центра давления воздушного потока на руль в зависимости от скорости УС, угла атаки и угла отклонения руля.Knowing the function of changing the angle of attack of the US in flight time and using well-known relations, other characteristics are determined - the frequency of natural oscillations, damping coefficient, normal overload, etc. At the same time, the set of current values of the derivative m $\binom{αeff}{w}$ , the angle of attack and the angle of deviation of the rudders with a known coordinate of the position of the axis of the rudders allows you to determine the function of changing the coordinates of the center of pressure of the air flow on the steering wheel, depending on the speed US, angle of attack and angle of deviation of the steering wheel.

Таким образом, рассмотренный способ позволяет определить аэродинамические характеристики УС в полете при неизвестной производной m $\binom{αэф}{ш}$ и применим как для вращающихся, так и для стабилизированных по крену УС.Thus, the considered method allows us to determine the aerodynamic characteristics of the AS in flight with an unknown derivative m $\binom{αeff}{w}$ and it is applicable both for rotating and roll stabilized on the roll.

Заявляемый способ определения угла атаки УС в полете позволяет определить функцию изменения угла атаки УС по времени полета при известных производных m $\binom{α}{ш}$ и m $\binom{δ}{ш}$ , которые могут быть определены, например, по результатам продувок модели УС в аэродинамической трубе (существующими в настоящее время расчетными методами эти производные как нелинейные функции нескольких аргументов могут быть определены со значительной погрешностью).The inventive method for determining the angle of attack of the aircraft in flight allows you to determine the function of changing the angle of attack of the aircraft in flight time with the known derivatives m $\binom{α}{w}$ and m $\binom{δ}{w}$ , which can be determined, for example, by blowing the model of the control system in a wind tunnel (existing calculation methods, these derivatives as non-linear functions of several arguments can be determined with a significant error).

Как и предыдущий, этот способ основан на телеметрической передаче сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей УС. Аналогично, перед пуском УС определяют функцию чувствительности (5) динамического параметра рулевого привода к величине аэродинамической шарнирной нагрузки рулей, а в процессе полета УС по сигналу датчика угла отклонения аэродинамических рулей определяют значение динамического параметра рулевого привода и по функции чувствительности (5) - соответствующую этому значению величину аэродинамической нагрузки. Like the previous one, this method is based on the telemetric transmission of the signal of the sensor for the angle of deviation of the aerodynamic control wheels of the DC. Similarly, before starting the US, determine the sensitivity function (5) of the dynamic parameter of the steering drive to the value of the aerodynamic articulated load of the rudders, and during the flight of the US, the value of the dynamic parameter of the steering drive is determined by the signal of the angle sensor of the aerodynamic rudders and, according to the sensitivity function (5), corresponding to this the value of the aerodynamic load.

Использование известных значений производной m $\binom{δ}{ш}$ предполагает ее определение как функции скорости полета УС и функции угла отклонения аэродинамических рулей, а производной m $\binom{α}{ш}$ - как функции скорости полета УС. Поэтому, как и в предыдущем способе, перед пуском или в процессе пуска УС осуществляют расчет траектории полета УС и определяют скорость его движения как функцию времени полета (6). Затем, зная значения производных m $\binom{α}{ш}$ и m $\binom{δ}{ш}$ , соответствующих текущему значению скорости полета, а значит и определенному моменту времени полета УС, и текущему значению угла отклонения аэродинамических рулей (для m $\binom{δ}{ш}$ ), определяют зависимость изменения угла атаки по времени полета УС по зависимости (3).Using the known values of the derivative m $\binom{δ}{w}$ involves its definition as a function of the flight speed of the aircraft and a function of the angle of deviation of the aerodynamic rudders, and the derivative m $\binom{α}{w}$ - as a function of the flight speed. Therefore, as in the previous method, before starting or during the launch of the flight, the flight path is calculated and the speed of its movement is determined as a function of flight time (6). Then, knowing the values of the derivatives m $\binom{α}{w}$ and m $\binom{δ}{w}$ corresponding to the current value of the flight speed, and therefore to a certain point in time of flight of the flight control, and the current value of the angle of deviation of the aerodynamic rudders (for m $\binom{δ}{w}$ ), determine the dependence of the change in the angle of attack on the flight time of the DC according to dependence (3).

Заявляемый способ стабилизации углового положения УС, как и рассмотренный известный (прототип), основан на определении текущего значения угловой координаты (φ) УС в плоскости стабилизации и формировании управляющего сигнала на рулевой привод УС, пропорционального рассогласованию заданного и текущего значений угловой координаты. При этом в качестве угловой координаты УС в заявляемом способе рассматривается угол между продольной осью УС и направлением его движения по траектории полета (направлением вектора скорости) в плоскости стабилизации (в плоскости тангажа или рыскания). The inventive method for stabilizing the angular position of the CSS, as well as the known (prototype) considered, is based on determining the current value of the angular coordinate (φ) of the CSS in the stabilization plane and generating a control signal on the steering gear of the CSS proportional to the mismatch between the given and current values of the angular coordinate. In this case, the angle between the longitudinal axis of the CSS and the direction of its movement along the flight path (direction of the velocity vector) in the stabilization plane (in the pitch or yaw plane) is considered as the angular coordinate of the CS in the claimed method.

Как и в предыдущих, в этом заявляемом способе предварительно (в процессе разработки УС) определяют функцию чувствительности (5) динамического параметра спроектированного рулевого привода к величине аэродинамической шарнирной нагрузки рулей, а в процессе полета УС вычисляют величину аэродинамической нагрузки по функции чувствительности (5), используя сигнал датчика угла отклонения аэродинамических рулей УС. Кроме того, в процессе разработки УС экспериментально или расчетным путем определяют функции m $\binom{α}{ш}$ = f(V) и m $\binom{α}{ш}$ = f(V,δ). Это обусловливает возможность вычисления угла между продольной осью УС и направлением его вектора скорости в плоскости стабилизации по зависимости (4) для каждого момента времени при известных текущих значениях угла поворота рулей и скорости полета УС. Причем, если текущее значение угла поворота рулей определяет датчик их угла отклонения, то определение текущей скорости полета УС осуществляет специальное устройство, например программируемый перед пуском бортовой вычислитель или датчик скорости, в качестве которого может быть использована трубка Пито. Вычисленное таким образом текущее значение угловой координаты (φ) суммируется с заданным значением в системе управления УС, что определяет формирование команды управления, пропорциональной рассогласованию этих значений.As in the previous ones, in this claimed method, the sensitivity function (5) of the dynamic parameter of the designed steering gear to the value of the aerodynamic articulated load of the rudders is determined (during the development of the CSS), and during the flight of the CSS, the value of the aerodynamic load is calculated by the sensitivity function (5), using the signal of the angle sensor of the aerodynamic rudders In addition, in the process of developing CSS experimentally or by calculation, the functions m $\binom{α}{w}$ = f (V) and m $\binom{α}{w}$ = f (V, δ). This makes it possible to calculate the angle between the longitudinal axis of the US and the direction of its velocity vector in the stabilization plane according to dependence (4) for each moment of time for known current values of the angle of rotation of the rudders and the flight speed of the US. Moreover, if the current value of the angle of rotation of the rudders is determined by the sensor of their angle of deviation, then the current speed of flight is determined by a special device, for example, an on-board computer programmed before launch or a speed sensor, which can be used as a pitot tube. The current value of the angular coordinate (φ) calculated in this way is added to the set value in the control system of the control unit, which determines the formation of a control command proportional to the mismatch of these values.

Конкретную реализацию заявляемых способов рассмотрим на примере представленных ниже заявляемых устройств. The specific implementation of the proposed methods will be considered on the example of the following claimed devices.

Радиотелеметрическая система определения аэродинамических характеристик УС в полете (фиг.1) состоит из радиотелеметрического блока (РТБ), включающего бортовой передатчик 1 и наземный приемник 2 сигналов датчика угла отклонения аэродинамических рулей (δ) и датчика угла крена (γ) УС, и вычислительного блока, содержащего:
- первый преобразователь 3 (П1) сигнала δ;
- второй преобразователь 4 (П2) сигнала γ;
- программируемое запоминающее устройство 5 (ПЗУ), в которое предварительно введена функция чувствительности (5);
- логический элемент "ИЛИ" 6;
- блок ввода данных 7 (БВД), необходимых для расчета текущего значения скорости (V) УС на траектории полета;
- первый вычислитель 8 (В1), синхронизированный по времени пуска УС с радиотелеметрическим блоком и осуществляющий расчет текущего значения скорости полета УС;
- второй вычислитель 9 (В2), который производит расчет величины m $\binom{αэф}{ш}$ в моменты времени, соответствующие положению УС по крену γ=90^o и γ=270^o;
- третий вычислитель 10 (В3), рассчитывающий текущее значение величины угла атаки (α) УС по зависимости (1).The radio telemetric system for determining the aerodynamic characteristics of the US in flight (Fig. 1) consists of a radio telemetric unit (RTB), including an on-board transmitter 1 and a ground receiver 2 of signals from the sensor for the angle of deviation of the aerodynamic rudders (δ) and the roll angle sensor (γ) of the US, and the computing unit containing:
- the first Converter 3 (P1) signal δ;
- the second converter 4 (P2) of the signal γ;
- programmable storage device 5 (ROM), which previously introduced the sensitivity function (5);
- logical element "OR"6;
- data input unit 7 (BVD), necessary for calculating the current value of the speed (V) of the flight path on the flight path;
- the first computer 8 (B1), synchronized by the time of the launch of the CSS with the radio telemetry unit and calculating the current value of the flight speed of the CSS;
- the second calculator 9 (B2), which calculates the value of m $\binom{αeff}{w}$ at time points corresponding to the position of the CSS on the roll γ = 90 ^o and γ = 270 ^o ;
- the third computer 10 (B3), which calculates the current value of the angle of attack (α) US according to dependence (1).

Аналогично радиотелеметрическая система определения угла атаки УС в полете (фиг. 2) содержит радиотелеметрический блок (РТБ), включающий бортовой передатчик 1 и наземный приемник 2 сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей (δ), и вычислительный блок, содержащий:
- преобразователь 3 (П) сигнала δ;
- первое программируемое запоминающее устройство 11 (ПЗУ1), хранящее информацию о величинах производных m $\binom{α}{ш}$ и m $\binom{δ}{ш}$ как функциях скорости полета УС и угла отклонения аэродинамических рулей (для m $\binom{δ}{ш}$ );
- второе программируемое запоминающее устройство 5 (ПЗУ2), в которое предварительно введена функция чувствительности (5);
- блок ввода данных 7 (БВД), необходимых для расчета текущего значения скорости (V) УС на траектории полета;
- первый вычислитель 12 (В1), осуществляющий расчет текущего значения скорости полета УС;
- второй вычислитель 13 (В2), производящий расчет угла атаки по зависимости (3).Similarly, the radio telemetric system for determining the angle of attack of the aircraft in flight (Fig. 2) contains a radio telemetry unit (RTB), including an onboard transmitter 1 and a ground receiver 2 of the signal of the sensor for the angle of deflection of the aerodynamic rudders (δ), and a computing unit containing:
- Converter 3 (P) of the signal δ;
- the first programmable storage device 11 (ROM1), storing information about the values of the derivatives m $\binom{α}{w}$ and m $\binom{δ}{w}$ as functions of the US flight speed and the deflection angle of the aerodynamic rudders (for m $\binom{δ}{w}$ );
- the second programmable storage device 5 (ROM2), in which the sensitivity function (5) is previously entered;
- data input unit 7 (BVD), necessary for calculating the current value of the speed (V) of the flight path on the flight path;
- the first computer 12 (B1), calculating the current value of the flight speed of the CSS;
- the second calculator 13 (B2), calculating the angle of attack according to dependence (3).

Заявляемая система стабилизации углового положения УС (фиг.3) включает аэродинамический планер 14 (АПЛ) и аппаратуру управления 15 (АУ) рулевым приводом 16 (РП) и блок определения угловой координаты (БОУК), состоящий из:
- преобразователя 3 (П) сигнала δ;
- первого программируемого запоминающего устройства 5 (ПЗУ1), в которое предварительно введена функция чувствительности (5);
- второго программируемого запоминающего устройства 11 (ПЗУ2), хранящего информацию о величинах производных m $\binom{α}{ш}$ и m $\binom{δ}{ш}$ как функциях скорости полета УС и угла отклонения аэродинамических рулей (для m $\binom{δ}{ш}$ );
- блока определения текущей скорости полета УС 17 (БОС);
- вычислителя 18 (В) угловой координаты УС в плоскости стабилизации.The inventive system for stabilizing the angular position of the CSS (figure 3) includes an aerodynamic glider 14 (NPS) and control equipment 15 (AU) of the steering gear 16 (RP) and a block for determining the angular coordinate (BOW), consisting of:
- Converter 3 (P) signal δ;
- the first programmable storage device 5 (ROM1), in which the sensitivity function (5) is previously entered;
- the second programmable storage device 11 (ROM2) storing information about the values of the derivatives m $\binom{α}{w}$ and m $\binom{δ}{w}$ as functions of the US flight speed and the deflection angle of the aerodynamic rudders (for m $\binom{δ}{w}$ );
- a unit for determining the current flight speed of US 17 (BOS);
- computer 18 (B) the angular coordinate of the CSS in the stabilization plane.

Радиотелеметрическая система определения аэродинамических характеристик УС в полете (фиг.1) работает следующим образом. Radio telemetry system for determining the aerodynamic characteristics of the US in flight (figure 1) works as follows.

Как отмечалось ранее, перед пуском УС в программируемое запоминающее устройство 5 (ПЗУ) предварительно вводится функция чувствительности (5), которую получают в результате лабораторных испытаний рулевого привода УС, а через блок ввода данных 7 (БВД) - баллистические параметры, необходимые для расчета текущего значения скорости (V) УС на траектории полета. As noted earlier, before starting the CSS, the sensitivity function (5) is preliminarily introduced into the programmable memory 5 (ROM), which is obtained as a result of laboratory tests of the CSS steering drive, and through the data input unit 7 (BVD) - ballistic parameters necessary for calculating the current values of speed (V) of the flight path.

Связь синхронизирующего выхода приемника 2 радиотелеметрического блока с синхронизирующим входом первого вычислителя (сигнал t) обеспечивает запуск вычислительного блока в момент пуска УС. The connection of the synchronizing output of the receiver 2 of the radio telemetry unit with the synchronizing input of the first calculator (signal t) ensures the start of the computing unit at the moment of starting the control unit.

В процессе полета УС бортовой передатчик 1 передает, а наземный приемник 2 радиотелеметрического блока принимает сигналы датчика угла отклонения аэродинамических рулей (δ) и датчика угла крена (γ) УС. При этом сигнал δ поступает на вход первого преобразователя 3, в котором выделяется динамический параметр D рулевого привода, в соответствии со значением которого программируемое запоминающее устройство 5 по известной функции чувствительности (5) определяет текущее значение действующего на аэродинамические рули УС шарнирного момента (М_ш). Пропорциональный этой величине сигнал с выхода программируемого запоминающего устройства 5 поступает на второй счетный вход вычислителя 10, на первый счетный вход которого поступает сигнал δ,, на третий счетный вход - сигнал с выхода первого вычислителя 8, пропорциональный коэффициенту интерференции k_α, вычисляемому с учетом текущего значения скорости полета УС на основе предварительно введенных в первый вычислитель 8 через блок ввода данных 7 параметров, а на четвертый счетный вход - сигнал, пропорциональный значению производной m $\binom{αэф}{ш}$ , рассчитанному вторым вычислителем 9 по зависимости (2) на основе поступающих на его счетные входы сигналов, пропорциональных величине δ (с выхода приемника 2) и величине М_ш (с выхода программируемого запоминающего устройства 5). При этом формирование сигнала, пропорционального значению производной m $\binom{αэф}{ш}$ , вторым вычислителем 9 производится в моменты нахождения УС по крену в положениях γ= 90^o и γ=270^o, что обеспечивает обработка сигнала датчика угла крена вторым преобразователем 4, соединение его двух выходов со входами логического элемента "ИЛИ", а выхода элемента "ИЛИ" - со входом стробирования второго вычислителя 9. Поэтому второй вычислитель 9 производит расчет по зависимости (2) только при наличии сигнала на входе стробирования, определяющего положения УС по крену γ=90^o и γ=270^o. При этом значение производной m $\binom{αэф}{ш}$ при γ= 90^o в процессе расчета угла атаки УС третьим вычислителем 10 по зависимости (1) используется в интервале углов крена от γ=90^o до γ=270^o, а значение производной m $\binom{αэф}{ш}$ при γ=270^o - в интервале углов крена от γ=270^o до γ=90^o.During the flight, the airborne transmitter 1 transmits, and the ground receiver 2 of the radio telemetry unit receives signals from the aerodynamic rudder deflection angle sensor (δ) and the roll angle sensor (γ) of the US. In this case, the signal δ is fed to the input of the first converter 3, in which the dynamic parameter D of the steering drive is highlighted, in accordance with the value of which the programmable memory 5 determines the current value of the articulated torque acting on the aerodynamic wheels of the control unit (M _w ) . Proportional to this value, the signal from the output of the programmable storage device 5 is fed to the second counting input of the calculator 10, the first counting input of which receives the signal δ ,, the third counting input is the signal from the output of the first calculator 8, proportional to the interference coefficient k _α calculated taking into account the current US flight speed values based on parameters previously entered into the first computer 8 through the data input unit 7, and a signal proportional to the derivative m $\binom{αeff}{w}$ calculated by the second calculator 9 according to dependence (2) based on the signals arriving at its counting inputs proportional to δ (from the output of receiver 2) and M _w (from the output of programmable memory 5). In this case, the formation of a signal proportional to the value of the derivative m $\binom{αeff}{w}$ , the second calculator 9 is performed at the moments when the US is on the roll in the positions γ = 90 ^o and γ = 270 ^o , which provides the signal processing of the roll angle sensor by the second transducer 4, the connection of its two outputs to the inputs of the logical element "OR", and the output of the element " OR "- with the gating input of the second calculator 9. Therefore, the second calculator 9 calculates according to dependence (2) only if there is a signal at the gating input that determines the position of the CSS along the roll γ = 90 ^o and γ = 270 ^o . The value of the derivative m $\binom{αeff}{w}$ when γ = 90 ^o in the process of calculating the angle of attack of the DC by the third computer 10 according to dependence (1) it is used in the range of roll angles from γ = 90 ^o to γ = 270 ^o , and the value of the derivative m $\binom{αeff}{w}$ when γ = 270 ^o - in the range of roll angles from γ = 270 ^o to γ = 90 ^o .

Конструкцию (схемное решение) первого преобразователя 3 определяет вид динамического параметра D, выбранного, как отмечалось, с учетом режима работы рулевого привода УС. Конструкция второго преобразователя 4 зависит от формы сигнала датчика угла крена (например, при импульсном сигнале это может быть дискриминатор амплитуды импульсов). Программируемое запоминающее устройство 5, как и вычислители 8, 9 и 10, может быть выполнено на основе современной электронной элементной базы. The design (circuit design) of the first converter 3 determines the form of the dynamic parameter D, selected, as noted, taking into account the operating mode of the steering gear US. The design of the second transducer 4 depends on the waveform of the roll angle sensor (for example, with a pulsed signal, this may be a pulse amplitude discriminator). Programmable storage device 5, as well as calculators 8, 9 and 10, can be performed on the basis of modern electronic element base.

Аналогично работает и радиотелеметрическая система определения угла атаки УС в полете (фиг.2) с той лишь разницей, что при введенных перед пуском УС в программируемое запоминающее устройство 11 функциях m $\binom{α}{ш}$ = f(V) и m $\binom{δ}{ш}$ = f(V,δ) второй вычислитель 13 рассчитывает угол атаки УС по зависимости (3). При этом первый вычислитель 12 определяет только текущее значение скорости полета УС.The radio telemetry system for determining the angle of attack of the US in flight (Fig. 2) works similarly, with the only difference being that, when the functions 11 were introduced before starting the US in the programmable memory, m $\binom{α}{w}$ = f (V) and m $\binom{δ}{w}$ = f (V, δ), the second calculator 13 calculates the angle of attack of the DC according to dependence (3). In this case, the first calculator 12 determines only the current value of the flight speed US.

Свойство рулевого привода изменять свой динамический параметр D в зависимости от нагружающего шарнирного момента аэродинамических рулей положено и в основу системы стабилизации углового положения УС (фиг.3). Преобразователь 3 выделяет динамический параметр D из сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей рулевого привода 16, в соответствии с величиной которого по введенной перед пуском в первое программируемое запоминающее устройство 5 функции чувствительности (5) определяется величина действующего на аэродинамические рули шарнирного момента (М_ш). Зная функции m $\binom{α}{ш}$ = f(V) и m $\binom{δ}{ш}$ = f(V,δ), введенные во второе программируемое запоминающее устройство 11, при известном значении текущей скорости полета, определяемом бортовым блоком определения скорости 17, вычислитель 18 рассчитывает текущее значение угловой координаты (φ) в плоскости стабилизации по зависимости (4). Сигнал, пропорциональный полученному значению φ, суммируется на входе аппаратуры управления 15 с сигналом управления K(t), а полученный таким образом сигнал ошибки воздействует на рулевой привод 16 до тех пор, пока угловая координата φ планера 14 УС в плоскости стабилизации не примет заданное значение.The property of the steering drive to change its dynamic parameter D depending on the loading hinged moment of the aerodynamic rudders is also the basis for the system of stabilization of the angular position of the CSS (Fig. 3). The converter 3 extracts the dynamic parameter D from the signal of the sensor for deflecting the aerodynamic rudders of the steering gear 16, in accordance with the value of which the sensitivity function (5 _W ) acting on the aerodynamic rudders is determined before the sensitivity program (5) is entered into the first programmable storage device 5 (M _W ). Knowing the functions m $\binom{α}{w}$ = f (V) and m $\binom{δ}{w}$ = f (V, δ), entered into the second programmable memory 11, at a known value of the current flight speed determined by the on-board speed determination unit 17, the calculator 18 calculates the current value of the angular coordinate (φ) in the stabilization plane according to dependence (4). The signal proportional to the obtained value of φ is summed at the input of the control equipment 15 with the control signal K (t), and the error signal obtained in this way acts on the steering gear 16 until the angular coordinate φ of the airframe 14 in the stabilization plane reaches the specified value .

Таким образом, заявляемые устройства, реализуя заявляемые способы, позволяют определить координату углового положения УС в полете как в случае натурных испытаний, так и в процессе управляемого полета. Thus, the claimed device, implementing the claimed methods, allows you to determine the coordinate of the angular position of the flight in flight, both in the case of full-scale tests, and in the process of controlled flight.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Летные испытания ракет и космических аппаратов. Под общей редакцией д-ра техн. наук проф. Е.И. Кринецкого. Москва, Машиностроение, 1979, С.111.SOURCES OF INFORMATION
1. Flight tests of rockets and spacecraft. Edited by Dr. Tech. sciences prof. E.I. Krynetsky. Moscow, Mechanical Engineering, 1979, p. 111.

2. А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. Москва, Машиностроение, 1965, С.162, рис.3.1. 2. A.A. Lebedev, V.A. Karabanov. The dynamics of control systems for unmanned aerial vehicles. Moscow, Engineering, 1965, p. 162, Fig. 3.1.

3. Летные испытания ракет и космических аппаратов. Под общей редакцией д-ра техн. наук проф. Е.И. Кринецкого. Москва, Машиностроение, 1979, С.169, рис.6.1. 3. Flight tests of rockets and spacecraft. Edited by Dr. Tech. sciences prof. E.I. Krynetsky. Moscow, Mechanical Engineering, 1979, p. 169, fig. 6.1.

4. Летные испытания ракет и космических аппаратов. Под общей редакцией д-ра техн. наук проф. Е.И. Кринецкого. Москва, Машиностроение, 1979, С.173. 4. Flight tests of rockets and spacecraft. Edited by Dr. Tech. sciences prof. E.I. Krynetsky. Moscow, Mechanical Engineering, 1979, p. 173.

5. Летные испытания ракет и космических аппаратов. Под общей редакцией д-ра техн. наук проф. Е.И. Кринецкого. Москва, Машиностроение, 1979, С.173, 174, рис.6.2. 5. Flight tests of rockets and spacecraft. Edited by Dr. Tech. sciences prof. E.I. Krynetsky. Moscow, Engineering, 1979, S. 173, 174, Fig. 6.2.

6. В. А. Павлов, С.А. Понырко, Ю.М. Хованский. Стабилизация летательных аппаратов. Москва, Высшая школа, 1964, С.161, 162 (рис.5.1a). 6. V.A. Pavlov, S.A. Ponyrko, Yu.M. Khovansky. Aircraft stabilization. Moscow, Higher School, 1964, p. 161, 162 (Fig. 5.1a).

7. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. Москва, Машиностроение, 1973, С.189, 342-344. 7. A.A. Lebedev, L.S. Chernobrovkin. Flight dynamics of unmanned aerial vehicles. Moscow, Mechanical Engineering, 1973, p. 189, 342-344.

Claims

1. A method for determining the aerodynamic characteristics of a guided projectile in flight, based on telemetry transmitting signals from an aerodynamic rudder angle sensor and a projectile angle sensor, characterized in that before the projectile is launched, the aerodynamic load of the rudders is simulated and the sensitivity function of the dynamic parameter of the steering gear is experimentally determined to the value aerodynamic load of the rudders, and during the flight of the projectile, the values of the dynamic parameter p left drive by the sensor signal of the deflection angle of the aerodynamic control surfaces and the value corresponding to this value of aerodynamic loads on the sensitivity function, and depending on

α = (M _W / m _W ^{α eff} -δ) / k _α ,

where α is the angle of attack of the projectile;

M _W - aerodynamic articulated moment of the rudders;

m _w ^{α eff} is the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders with respect to the effective angle of their deviation;

α _eff = (k _α · α + δ) is the effective angle of deviation of the rudders;

k _α is the calculated interference coefficient of the aerodynamic rudders and the shell of the shell;

δ is the deflection angle of the aerodynamic rudders,

calculate the function of changing the angle of attack and the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders according to the effective angle of their deviation on the flight path of the projectile, while the values of the derivative of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders according to the effective angle of their deviation is calculated according to the dependence

m _w ^{α eff} = M _w / δ

for moments of time corresponding to the angular position of the rudders in the pitch plane with the zero command being formed at the heading in the projectile control system and determined by the signal of the projectile angle sensor.

2. A method for determining the angle of attack of a guided projectile in flight, based on telemetry transmitting the signal of the sensor for deflecting the aerodynamic rudders, characterized in that before launching the projectile they simulate the effect of the aerodynamic load of the rudders and experimentally determine the sensitivity function of the dynamic parameter of the steering drive to the value of the aerodynamic load of the rudders, and during the flight of the projectile, the value of the dynamic parameter of the steering drive is sequentially determined by the signal of the angle sensor erodinamicheskih rudders and corresponding to this value of the aerodynamic load on the magnitude of the sensitivity function, and depending on

α = (M _W -m _W δ · δ) / m _W ^α ,

where α is, respectively, the angle of attack of the projectile;

M _W - aerodynamic articulated moment of the rudders;

m _w ^α and m _w ^δ are the known values of the derivatives of the aerodynamic coefficient of the hinge moment of the rudders, respectively, according to the angle of attack of the projectile and the angle of deviation of the aerodynamic rudders;

δ is the deflection angle of the aerodynamic rudders,

determine the dependence of the angle of attack on the flight time of the projectile, and the value of the derivative of the aerodynamic coefficient of the articulated moment with respect to the angle of deviation of the aerodynamic rudders is set in accordance with the current values of the velocity of the projectile and the angle of deviation of the aerodynamic rudders, and the value of the derivative of the aerodynamic coefficient of the articulated moment of the rudders with respect to the angle of attack of the projectile is in accordance with the current value of the projectile speed.

3. A method of stabilizing the angular position of a guided projectile based on determining the current value of the angular coordinate of the projectile in the stabilization plane and generating a control signal on the steering gear of the projectile proportional to the mismatch between the set and current values of the angular coordinate, characterized in that they preliminarily simulate the effect of the aerodynamic load of the rudders and experimentally determine the sensitivity function of the dynamic parameter of the steering gear to the magnitude of the aerodynamic load of the steering wheels her, and in the process of projectile flight, determine the current values of the projectile flight speed and the angle between its longitudinal axis and the direction of movement along the flight path in the stabilization plane, while determining the value of the dynamic parameter of the steering drive by the signal of the sensor for the angle of deflection of the aerodynamic rudders and the value corresponding to this value aerodynamic load by sensitivity function, and by dependence

φ = (M _W -m _W ^δ · δ) / m _W ^α ,

where φ is the angle between the longitudinal axis of the projectile and the direction of its movement along the flight path in the stabilization plane;

M _W - aerodynamic articulated moment of the rudders;

δ is the deflection angle of the aerodynamic rudders,

calculate the angle between the longitudinal axis of the projectile and the direction of its movement along the flight path in the stabilization plane, and the value of the derivative of the aerodynamic coefficient of the articulated moment with respect to the angle of deviation of the aerodynamic rudders is set in accordance with the current values of the velocity of the projectile and the angle of deviation of the aerodynamic rudders, and the value of the derivative of the aerodynamic coefficient the hinge moment of the rudders in the angle of attack of the projectile - in accordance with the current value of the projectile speed.

4. A radio-telemetric system for determining the aerodynamic characteristics of a guided projectile in flight, comprising an on-board transmitter and a ground-based receiver of signals from an aerodynamic rudder angle sensor and a projectile angle sensor, characterized in that the first and second converters, a programmable storage device, an OR element, are introduced into it , the second and third calculators and a data input unit, while the output of the signal of the sensor for the angle of deviation of the aerodynamic rudders of the receiver is connected to the input of the first transform with the first counting input of the third calculator and with the second counting input of the second calculator, the output of the receiver roll sensor signal is connected to the input of the second converter, the synchronizing output of the receiver is connected to the synchronizing input of the first calculator, the output of the first converter is connected to the address input of the programmable storage device, the output of which connected to the first counting input of the second calculator and to the second counting input of the third calculator, the first and second outputs of the second converter connected to the inputs of the OR element, the output of which is connected to the gating input of the second computer, the output of the second computer connected to the fourth counting input of the third computer, and the outputs of the data input unit to the counting inputs of the first computer, the output of which is connected to the third counting input of the third computer.

5. A radio-telemetric system for determining the angle of attack of a guided projectile in flight, comprising an on-board transmitter and a ground-based receiver of the signal of the sensor for deflecting the aerodynamic rudders of the projectile, characterized in that a converter, first and second programmable memory devices, first and second calculators, and an input unit are inserted data, while the signal output of the sensor deflection angle of the aerodynamic rudders of the receiver is connected to the input of the Converter, the first counting input of the second computer and the first address input the first programmable memory device, the output of the converter is with the address input of the second programmable memory device, the output of which is connected to the second counting input of the second computer, the synchronizing output of the receiver is connected to the synchronizing input of the first computer, the counting inputs of which are connected to the outputs of the data input unit, and the output is with a second address input of the first programmable storage device, the output of which is connected to the third counting input of the second computer.

6. A system for stabilizing the angular position of a guided projectile, comprising steering gear control equipment, which is equipped with an aerodynamic rudder angle sensor, and an angular coordinate determination unit, the output of which is connected to the input of the control equipment, characterized in that the angular coordinate determination unit contains a converter, the first and the second permanent storage device, a computer and a unit for determining the projectile flight speed, while the output of the sensor deflection angle of the aerodynamic rudders connected to the first counting input of the calculator, the second address input of the second read-only memory device and the input of the converter, the output of which is connected to the address input of the first read-only memory device, the outputs of the first and second read-only memory devices are connected respectively to the second and third counting inputs of the calculator, the first address input the second permanent storage device is connected to the output of the projectile flight speed determining unit, and the output of the computer is connected to the input of the equipment ION.