UA74890C2 - Method for testing unmanned aircraft - Google Patents
Method for testing unmanned aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- UA74890C2 UA74890C2 UA20031211283A UA20031211283A UA74890C2 UA 74890 C2 UA74890 C2 UA 74890C2 UA 20031211283 A UA20031211283 A UA 20031211283A UA 20031211283 A UA20031211283 A UA 20031211283A UA 74890 C2 UA74890 C2 UA 74890C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- aircraft
- missile
- coordinates
- target
- trajectory
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title abstract description 14
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000010998 test method Methods 0.000 claims description 12
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 18
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 14
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 10
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 8
- 230000010365 information processing Effects 0.000 description 5
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000012417 linear regression Methods 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Опис винаходуDescription of the invention
Винахід відноситься до техніки літальних апаратів (ЛА) і може бути використаний в ЛА класів "повітря - повітря", "повітря - земля", "земля - земля" та інших.The invention relates to aircraft technology and can be used in air-to-air, air-to-ground, ground-to-ground, and other aircraft.
Технічним результатом є зниження вартості випробувань ЛА за рахунок виключення голівки самонаведення, забезпечення можливості визначення траєкторії її польоту без використання зовнішньотраєкторних вимірів, забезпечення можливості проведення випробувань у будь-який час доби й у будь-яких метеоумовах як по нерухомої так і по рухливій цілі. 70 Відомий спосіб випробувань ракети для визначення її можливого перевантаження, що включає формування кусочно-постійної команди керування ракетою, політ ракети під впливом команди керування, вимір на борту ракети її лінійного прискорення і кутового відхилення рульового органа, передачу виміряних сигналів прискорення ракети і кутового відхилення рульового органа з борта ракети на наземний вимірювальний комплекс із наступним їхнім запам'ятовуванням і визначення перевантаження ракети шляхом пропорційного 72 зіставлення лінійного прискорення, що розвивається, з кутовим відхиленням рульового органа |11, (2).The technical result is a reduction in the cost of testing the aircraft due to the exclusion of the homing head, ensuring the possibility of determining the trajectory of its flight without the use of external trajectory measurements, ensuring the possibility of conducting tests at any time of the day and in any weather conditions, both on a stationary and on a moving target. 70 A known method of testing a missile to determine its possible overload, which includes the formation of a piecemeal-permanent missile control command, the flight of the missile under the influence of the control command, measurement on board the missile of its linear acceleration and angular deviation of the steering body, transmission of the measured signals of rocket acceleration and angular deviation of the steering body from the side of the rocket to the ground measuring complex followed by their memorization and determination of rocket overload by proportional 72 comparison of the developing linear acceleration with the angular deviation of the steering body |11, (2).
У цьому способі визначення розташовуваного перевантаження засновано на радіотелеметричних вимірах і використанні відомих співвідношень ме в бакIn this method, the determination of the located overload is based on radio telemetry measurements and the use of known ratios of me in the tank
Ява деWhere is Java?
М - розташовуване перевантаження ракети; сM - located overload of the rocket; with
Зв - вимірюване лінійне прискорення ракети; оSv - the measured linear acceleration of the rocket; at
Втях 7 Максимально припустимий кут відхилення рульового органа ракети; 5 - обмірюване середнє кутове відхилення рульового органа;Vtyah 7 The maximum permissible angle of deviation of the steering body of the rocket; 5 - measured average angular deviation of the steering body;
Я - прискорення сили ваги. авI is the acceleration of gravity. Av
Однак у даному способі випробувань обмежуються тільки оцінкою можливого перевантаження, не відпрацьовують закон керування і не оцінюють точність наведення. Крім того, має місце низька точність виміру Ф прискорення центра мас ракети через наявність власних коливань ракети і пружних коливань корпусу в місці (ее) розташування на ракеті бортового датчика прискорення, а також присутності в вимірюваному сигналі складової прискорення від сили ваги. У результаті чого не відпрацьовують весь комплекс бортового устаткування ракети, З що приймає участь у керуванні ракетою. -However, in this method, the tests are limited only to the assessment of possible overload, do not work out the control law and do not assess the accuracy of guidance. In addition, there is a low accuracy of the measurement Ф of the acceleration of the center of mass of the rocket due to the presence of the rocket’s own oscillations and elastic vibrations of the hull at the location (ee) of the on-board acceleration sensor on the rocket, as well as the presence in the measured signal of the acceleration component due to the force of gravity. As a result, the entire complex of on-board equipment of the missile, which takes part in the control of the missile, is not working. -
Відомий спосіб випробувань ракети для визначення можливого перевантаження, який включає формування кусочно-постійної команди керування ракетою, політ ракети під впливом команди керування, вимір на борту ракети кутового відхилення її рульового органа, передачу вимірюваного кутового відхилення рульового органа з « борта ракети на наземний вимірювальний комплекс із наступним його запам'ятовуванням, зовнішньотраєкторне спостереження за ракетою, вимір і наступне запам'ятовування координат ракети, визначення шляхом обробки - с координат ракети нормального прискорення ракети і її перевантаження шляхом пропорційного зіставлення а нормального прискорення з кутовим відхиленням рульового органа ракети (21, с. 267-272, с. 407-416). "» Суть такого способу випробувань полягає в тім, що нормальне прискорення ракети від відхилення рульового органа, що задається командою керування, не виміряється безпосередньо на борту ракети, а визначається обробкою координат траєкторного руху ракети, отриманих зовнішньотраєкторними (оптичними, радіотехнічними) -і вимірюваннями в системі координат вимірювального пункту на відстані від ракети. Перевантаження ракети при їз цьому визначається відповідно до співвідношення 2 со 50 м- св С рсове 7A known method of testing a rocket to determine a possible overload, which includes the formation of a piecemeal-permanent missile control command, rocket flight under the influence of a control command, measurement on board the missile of the angular deviation of its steering body, transmission of the measured angular deviation of the steering body from the "board of the missile to the ground measuring complex followed by its memorization, external trajectory observation of the missile, measurement and subsequent memorization of the coordinates of the missile, determination by processing - s of the coordinates of the missile of the normal acceleration of the missile and its overload by proportionally comparing the normal acceleration with the angular deviation of the missile's steering body (21, s 267-272, pp. 407-416). "" The essence of this method of testing is that the normal acceleration of the rocket from the deviation of the steering body, set by the control command, is not measured directly on board the rocket, but is determined by processing the coordinates of the trajectory of the rocket, obtained by external trajectory (optical, radiotechnical) and measurements in to the coordinate system of the measuring point at the distance from the missile. The overload of the missile during this approach is determined according to the ratio 2 со 50 m св С рсове 7
Ге) а с (42) деGe) and with (42) where
Мр 7 швидкість ракети, визначена по зовнішньотраєкторним вимірам її координат;Mr 7 is the speed of the rocket, determined by external trajectory measurements of its coordinates;
З - Кут нахилу вектора швидкості ракети; фо -- - швидкість зміни вектора, визначена по зовнішньотраєкторним вимірам координат.C - The angle of inclination of the missile velocity vector; fo -- - the rate of change of the vector, determined by external trajectory measurements of the coordinates.
О ж де Такий спосіб випробувань дозволяє зменшити склад бортового обладнання за рахунок виключення датчика прискорення, підвищити точність визначення перевантаження, але разом з тим має недоліки, що зводяться до 60 наступного: - висока вартість і велика складність проведення випробувань, обумовлена використанням комплексу зовнішньотраєкторних вимірювань; - вимога по оснащенню ракети бортовим датчиком кута відхилення рульового органа і використання радіотелеметричного вимірювального комплексу, що включає бортову і наземну частини; 65 низька точність вимірів координат ракети через погрішності синхронізації вимірів і прив'язки вимірювальних систем координат;This method of testing allows you to reduce the composition of on-board equipment due to the exclusion of the acceleration sensor, to increase the accuracy of overload detection, but at the same time it has disadvantages, which are reduced to the following 60: - high cost and great complexity of conducting tests, due to the use of a complex of external trajectory measurements; - the requirement to equip the missile with an on-board sensor for the angle of deviation of the steering body and the use of a radio telemetry measuring complex, which includes on-board and ground parts; 65 low accuracy of measurements of the rocket's coordinates due to errors in synchronization of measurements and binding of measurement systems of coordinates;
- низька надійність зовнішньотраєкторного супроводу і відповідно вимірювань координат високошвидкісних і маневрених ракет; - залежність точності визначення перевантаження від метеосумов (оптичні зовнішньотраєкторні виміри) і перешкод виміру координат (радіотехнічні зовнішньотраєкторні виміри).- low reliability of external trajectory tracking and, accordingly, measurements of the coordinates of high-speed and maneuverable missiles; - dependence of overload determination accuracy on meteorological conditions (optical external trajectory measurements) and coordinate measurement obstacles (radio technical external trajectory measurements).
Це приводить до високої вартості випробувань та їх ускладнення. Відомий спосіб випробувань телекерованої ракети, що включає визначення координат цілі і ракети, формування опорної траєкторії наведення ракети, вимір лінійної неузгодженості між ракетою й опорною траєкторією наведення, формування команди керування ракетою, пропорційної лінійній неузгодженості між ракетою й опорною траєкторією наведення і наведення ракети /о чна ціль |ЗІ.This leads to the high cost of tests and their complications. A known method of testing a remote-controlled missile, which includes determining the coordinates of the target and the missile, forming the reference guidance trajectory of the missile, measuring the linear misalignment between the missile and the reference guidance trajectory, forming a missile control command proportional to the linear misalignment between the missile and the reference guidance trajectory and missile guidance goal |ZI.
Такий спосіб випробувань, призначений для оцінки точності наведення і перевірки бойової ефективності дії ракети по цілі, здійснюється власними засобами комплексу озброєння без додаткової вимірювальної апаратури на борту ракети і наземному пункті керування, що функціонують, як правило, на базі керуючої цифрової обчислювальної машини, і не передбачає визначення льотних динамічних характеристик ракети, у тому числі і її /5 перевантаження.This method of testing, designed to assess the accuracy of guidance and check the combat effectiveness of the missile on the target, is carried out by the weapons complex’s own means without additional measuring equipment on board the missile and the ground control point, which function, as a rule, on the basis of a control digital computer, and not involves determining the flight dynamic characteristics of the rocket, including its /5 overload.
Недоліком такого способу наведення також є: - необхідність наявності наземного комплексу керування озброєнням; - якість функціонування системи керування ракети оцінюється побічно по величині промаху; - не аналізується телеметрична інформація.The disadvantage of this method of guidance is also: - the need for a ground-based weapon control complex; - the quality of the functioning of the missile control system is assessed indirectly by the magnitude of the miss; - telemetry information is not analyzed.
Відомий (4) спосіб випробування керованої ракети, обраний за прототип, у якому для визначення динамічних властивостей ракети формують опорну траєкторію наведення ракети, вимірюють лінійну неузгодженість між координатою ракети й опорною траєкторією наведення, формують команди керування, пропорційні лінійній неузгодженості між координатою ракети й опорною траєкторією наведення, забезпечують наведення ракети і вимір швидкості польоту ракети, формують знакозмінну періодичну команду керування ракетою, в якості опорної сч ов траєкторії використовують нерухому лінію наведення, здійснюють наведення ракети з врахуванням знакозмінної періодичної команди керування, дискретно запам'ятовують лінійну неузгодженість між кутовою координатою і) ракети й опорною траєкторією наведення, швидкість польоту ракети і команду керування ракетою відносно опорної траєкторії наведення, визначають нормальне прискорення ракети відносно опорної траєкторії наведення, а величину перевантаження ракети визначають як коефіцієнт лінійної регресії нормального о зо прискорення ракети по команді керування ракетою.The known (4) method of testing a guided missile, chosen as a prototype, in which to determine the dynamic properties of the missile, a reference missile guidance trajectory is formed, the linear misalignment between the missile coordinate and the reference guidance trajectory is measured, control commands proportional to the linear misalignment between the missile coordinate and the reference trajectory are formed guidance, provide missile guidance and measurement of the missile’s flight speed, form a sign-changing periodic missile control command, use a fixed guidance line as a reference point of the trajectory, perform missile guidance taking into account the sign-changing periodic control command, discretely remember the linear discrepancy between the angular coordinate and) missile and the reference guidance trajectory, the missile flight speed and the missile control command relative to the reference guidance trajectory, determine the normal acceleration of the missile relative to the reference guidance trajectory, and the amount of missile overload is determined as the coefficient coefficient of the linear regression of the normal acceleration of the missile on the command of the missile control.
Недоліками такого способу є: Ме) - наведення здійснюється по заданій траєкторії в нерухому точку простору; со динамічні характеристики визначаються тільки по реакції на знакозмінну періодичну команду керування; - не визначаються траєкторні параметри ракети; - - низька точність визначення динамічних характеристик ракети. чаThe disadvantages of this method are: Me) - guidance is carried out along a given trajectory to a fixed point in space; so dynamic characteristics are determined only by the reaction to a sign-changing periodic control command; - trajectory parameters of the missile are not determined; - - low accuracy of determining the dynamic characteristics of the missile. Cha
Задачею запропонованого винаходу є забезпечення випробувань ЛА без використання голівки самонаведення, підвищення точності визначення динамічних характеристик ЛА і параметрів його траєкторії, забезпечення можливості проведення випробувань у будь-який час доби й у будь-яких метеоумовах.The purpose of the proposed invention is to provide tests of the aircraft without the use of a homing head, to increase the accuracy of determining the dynamic characteristics of the aircraft and parameters of its trajectory, to ensure the possibility of conducting tests at any time of the day and in any weather conditions.
Поставлена ціль досягається тим, що в способі випробувань ракети, що включає задания координат цілі, « визначення поточних координат ЛА, оцінку відносних поточних координат ЛА-ціль, пуск ЛА з носія у фіксованій з с точку простору, керування ЛА по методу пропорційного зближення, поточні координати ЛА визначають за . допомогою радіонавігаційної супутникової системи, оцінюють поточні значення проекцій кутової швидкості лінії и?» візування шляхом обробки поточних координат ЛА і цілі і виробляють керуючий сигнал, еквівалентний сигналу, що видається голівкою самонаведення, при цьому поточні координати ЛА і сигнали системи керування за допомогою телеметричної апаратури передають на наземний пункт і по них визначають траєкторію Її польоту і -І якість відпрацьовування ракетою керуючих сигналів.The set goal is achieved by the fact that in the method of testing the missile, which includes setting the coordinates of the target, determining the current coordinates of the aircraft, estimating the relative current coordinates of the aircraft-target, launching the aircraft from the carrier at a point in space fixed with c, controlling the aircraft using the method of proportional convergence, current LA coordinates are determined by . with the help of a radio navigation satellite system, evaluate the current values of the projections of the angular velocity of the line y? sighting by processing the current coordinates of the aircraft and the target and produce a control signal equivalent to the signal issued by the homing head, while the current coordinates of the aircraft and the signals of the control system using telemetry equipment are transmitted to the ground point and based on them, the trajectory of its flight and the quality of the test are determined missile control signals.
В якості приймача сигналів супутникової навігації може бути використаний радіонавігаційний блок ве "ЗРБЗ-ГЛОНАСС" ІБ). У процесі проведення випробувань ЛА з використанням системи супутникової навігаціїThe radio navigation unit in "ZRBZ-GLONASS" IC can be used as a receiver of satellite navigation signals. In the process of testing the aircraft using the satellite navigation system
Го! вирішують наступні задачі: - відпрацьовують аеродинамічну схему ЛА; ік - відпрацьовують систему стабілізації ракети при старті і на траєкторії польоту; о - оцінюють якість наведення як на нерухому, так і на рухому ціль; - відпрацьовують закон наведення; - використовують системи супутникової навігації в бортовий телеметричній апаратурі.Go! solve the following tasks: - work out the aerodynamic scheme of the aircraft; ik - work on the rocket stabilization system at launch and on the flight path; o - evaluate the quality of pointing both at a stationary and at a moving target; - practice the law of guidance; - satellite navigation systems are used in on-board telemetry equipment.
Застосування системи супутникової навігації дозволяє зменшити вартість випробувань ЛА за рахунок виключення дорогої голівки самонаведення і можливості застосування в будь-яких метеоумовах і будь-який час (Ф) доби. ка При даному способу випробувань функція голівки самонаведення імітується контролером обробки навігаційної інформації (бортовим обчислювачем) з використанням інформації про задані в часі параметри руху бо Чілі Її поточні параметри руху ЛА, одержані від системи супутникової навігації. До таких параметрів відносяться координати ЛА і цілі і проекції векторів їхніх швидкостей.The use of a satellite navigation system allows you to reduce the cost of aircraft tests by eliminating the expensive homing head and the possibility of use in any weather conditions and any time (F) of the day. ka With this test method, the homing head function is simulated by the navigation information processing controller (on-board computer) using information about the parameters of the movement set in time, and the current parameters of the aircraft movement obtained from the satellite navigation system. Such parameters include the coordinates of the aircraft and targets and the projections of their velocity vectors.
Функція голівки самонаведення полягає у визначенні по відомому співвідношенню проекцій кутової швидкості лінії візування в зв'язаній з ЛА системі координат, що використовуються для керування ЛА по методу пропорційного зближення ( |б), стор. 74-107): б5 спаі- пксозтво віт 532 --52в5 ВІТ нНех СОУ, де сіре» - кутова швидкість лінії візування відповідно по першому і другому каналах керування; сів,є2» - Кутова швидкість лінії візування відповідно в стартовій земній системі координат; т - кут крену ЛА, видаваний системою керування.The function of the homing head is to determine, based on the known ratio of the projections of the angular velocity of the line of sight in the coordinate system associated with the aircraft, which are used to control the aircraft using the method of proportional convergence (|b), p. 74-107): b5 spaiksoztvo vit 532 --52v5 VIT nNeh SOU, where gray" is the angular speed of the line of sight, respectively, on the first and second control channels; siv,e2" - Angular velocity of the line of sight, respectively, in the starting earth coordinate system; t - roll angle of the aircraft, given by the control system.
Для обчислення на борту ЛА значень сигналів 34,23. необхідні величини сс; (Інформація про кут крену мається на борту ракети). Дані величини можна визначити за інформацією про параметри відносного руху ЛА і цілі.To calculate signal values on board the aircraft 34.23. necessary values of ss; (Information about the roll angle is available on board the rocket). These values can be determined based on information about the relative motion parameters of the aircraft and the target.
На фіг. 1 показане відносне положення ракети і цілі в стартовій системі координат, де 0,,0у,0, - проекції 75 вектора відносної дальності ЛА-ціль; «Фргифе - Кути візування цілі відповідно в горизонтальній і вертикальній площинах.In fig. 1 shows the relative position of the missile and the target in the starting coordinate system, where 0,,0y,0, - the projection of the 75 vector of the relative range of the aircraft-target; "Frgyfe - Target sighting angles, respectively, in the horizontal and vertical planes.
На підставі фіг. 1 запишемо: р, (4) 20 фев - ВИС --,Based on fig. 1 we will write: r, (4) Feb 20 - VIS --,
ОхOh
ВIN
Фу - ВИСіЯ--.,Phew - HIGH--.,
Ох с 25 Диференціюючи вираз (4) за часом, одержуємо: оОх с 25 Differentiating the expression (4) by time, we obtain: о
Й -К0; о, (5) пк 2 ЕІY -K0; o, (5) pk 2 EI
Ох ко, о -0, 0 30 ск- х з Е х. бOh ko, o -0, 0 30 sk- x with E x. b
Ох Ох с де м.,ум, - проекції вектора відносної швидкості ЛА-ціль. «Її 35 Параметри відносного руху 0,0, ху. оцінюються за інформацією про абсолютні параметри руху МОх Ох s where m.,um, - projections of the LA-target relative velocity vector. "Her 35 Parameters of relative motion 0,0, ху. are evaluated based on information about the absolute parameters of M's movement
ЛА, що визначаються системою супутникової навігації і параметрах руху цілі, що задаються апріорно.LA determined by the satellite navigation system and target movement parameters set a priori.
Відповідно до |5) запишемо: - б « с р, - Рз сові вв - Цц) бе Нв - Ну . и?According to |5) we will write: - b « s r, - Rz sovi vv - Tsc) be Nv - Nu . and?
Мк МВ - МкЦ -І Му Мув - Хуц їз М.М, - чц со р о й-ез) 3 Я -е2 віт (Вр се) о де Р. - радіус Землі на широті польоту ЛА;Mk MV - MkC - I Mu Muv - Khuts iz MM, - chs so r o y-ez) 3 I -e2 vit (Vr se) o de R. - the radius of the Earth at the latitude of the flight LA;
Ве, в,Нев - географічні координати ракети, видавані системою супутникової навігації;Ve, v, Nev - geographical coordinates of the rocket, issued by the satellite navigation system;
Вц.цНу - географічні координати цілі, що задаються апріорно; о Мур, Мур м;в - проекції вектора швидкості ЛА видавані системою супутникової навігації; юю М,кц,Муц м»цо 7 проекції вектора швидкості цілі, що задаються апріорно; с.- Б378245м - велика піввісь референц - еліпсоїда Землі; бо е-1:298.3 - полярний стиск.Vts.tsNu - geographical coordinates of the target, which are set a priori; o Moore, Moore m;v - projections of the aircraft velocity vector issued by the satellite navigation system; yuyu M,kc,Muts m»tso 7 projections of the velocity vector of the target, which are set a priori; p.- B378245m - semimajor axis of reference - ellipsoid of the Earth; because e-1:298.3 - polar compression.
Таким чином, маючи інформацію про поточні параметри руху ЛА, по співвідношенням (4), (5), (6) за допомогою бортового обчислювача можна відтворити функцію голівки самонаведення, а сигнали сі, використовувати для керування ЛА.Thus, having information about the current parameters of the aircraft movement, according to ratios (4), (5), (6) with the help of an on-board computer, it is possible to reproduce the function of the homing head, and use the si signals to control the aircraft.
Структурна схема пристрою для реалізації способу випробувань з використанням системи супутникової бо навігації приведена на фіг.2.The structural diagram of the device for implementing the test method using the satellite navigation system is shown in Fig. 2.
До складу пристрою входять: прийомна антена 1; приймач навігаційної інформації 2; контролер обробки навігаційної інформації З; апаратура бортова телеметрична 4; джерело живлення 5; система керування 6; блок рульових приводів 7.The device includes: receiving antenna 1; navigation information receiver 2; navigation information processing controller Z; on-board telemetry equipment 4; power source 5; control system 6; block of steering drives 7.
Приймач навігаційної інформації 2 разом з антеною 1 призначений для приймання й обробки радіонавігаційних сигналів від супутників. Контролер обробки навігаційної інформації З (бортовий обчислювач) призначений для формування сигналів, еквівалентних сигналам голівки самонаведення шляхом перерахування географічних координат ракети - широти, довготи, висоти над рівнем моря і проекцій її вектора швидкості.The navigation information receiver 2 together with the antenna 1 is designed to receive and process radio navigation signals from satellites. The navigation information processing controller Z (on-board computer) is designed to generate signals equivalent to the signals of the homing head by calculating the geographical coordinates of the missile - latitude, longitude, height above sea level and projections of its velocity vector.
Електроживлення приймача 2 і контролери З здійснюється від джерела живлення 5. 70 Пристрій функціонує таким чином. Перед пуском ЛА в контролер обробки навігаційної інформації (бортовий обчислювач) З вводиться інформація про параметри руху цілі. Навігаційна інформація від супутників через приймальну антену 1 надходить на приймач навігаційної інформації 2, де здійснюється її попередня обробка і виділення географічних координат ракети. У контролері обробки навігаційної інформації З відповідно до приведених алгоритмів здійснюється перерахування географічних координат, визначення відносних дальностей і 7/5 Відносних швидкостей ЛА-ціль, розрахунок проекцій кутової швидкості лінії візування і кутів візування, перетворення цифрових кодів в аналогові сигнали, аналогічні сигналам голівки самонаведення. Сформовані такий чином аналогові сигнали надходять на вхід системи керування 6, де реалізується принцип пропорційного наведення. Вихідні сигнали системи керування 6 надходять на вхід блоку рульових приводів 7, відхилення рулів яких приводить до зміни параметрів траєкторії польоту ЛА, здійснюється керування рухом ЛА і наведення Її наReceiver 2 and controllers C are powered by power source 5. 70 The device functions as follows. Before launching the aircraft, information about the parameters of the target's movement is entered into the navigation information processing controller (on-board computer). Navigational information from satellites through the receiving antenna 1 is sent to the receiver of navigational information 2, where it is pre-processed and the geographical coordinates of the missile are allocated. In the navigation information processing controller Z, in accordance with the above algorithms, geographic coordinates are calculated, relative ranges and 7/5 Relative speeds of the target are calculated, line of sight angular velocity projections and sighting angles are calculated, digital codes are converted into analog signals similar to homing head signals. Analog signals generated in this way are sent to the input of the control system 6, where the principle of proportional guidance is implemented. The output signals of the control system 6 are sent to the input of the steering drive unit 7, the deviation of the rudders leads to a change in the flight path parameters of the aircraft, the aircraft’s movement is controlled and it is guided to
Ціль. Координати цілі і параметри функціонування системи керування 6, у тому числі і приводів 7, надходять на апаратуру бортову телеметричну 4 і передаються на землю, де здійснюється їхня обробка й аналіз.Goal. Target coordinates and operating parameters of the control system 6, including drives 7, are received by the on-board telemetry equipment 4 and transmitted to the ground, where they are processed and analyzed.
Реалізований на основі способу, що пропонується, пристрій забезпечує проведення випробувань самонавідного ЛА й одержання інформації для аналізу його динамічних, аеродинамічних і балістичних характеристик. сImplemented on the basis of the proposed method, the device provides testing of a self-guided aircraft and obtaining information for the analysis of its dynamic, aerodynamic and ballistic characteristics. with
Дане технічне рішення знаходиться на стадії експериментального відпрацювання.This technical solution is at the stage of experimental development.
Література: і) 1. А. А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета. - М.: Машиностроение, 1973. 2. А.А. Дмитриевский, В.П. Казаковцев. Движение ракет. - М.: Воениздат, 1968. 3. А. А. Лебедев, В. А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотньіми летательньми аппаратами. - о зо М.: Машиностроение, 1965. 4. Способ испьітания телеуправляемой ракетьї. Патент России Мо 2190184 б» 5. Ю.А. Соловьев. Системь! спутниковой навигации. Зко-Трендз, М., 2000Гг. со 6. Е.И. Кринецкий. Системь! самонаведения. М.: Машиностроение. 1970 г. «References: i) 1. A. A. Lebedev, L.S. Chernobrovkin. Flight dynamics. - M.: Mashinostroenie, 1973. 2. A.A. Dmytryevsky, V.P. Kazakovtsev. Motion of rockets. - M.: Voenizdat, 1968. 3. A. A. Lebedev, V. A. Karabanov. Dynamics of control systems of unmanned aerial vehicles. - o zo M.: Mashinostroenie, 1965. 4. The method of testing a remotely controlled rocket. Patent of Russia No. 2190184 b» 5. Yu.A. Solovyov. System! satellite navigation. Zko-Trendz, M., 2000. so 6. E.I. Krynetsky System! homing M.: Mashinostroenie. 1970 "
ЗоZo
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| UA20031211283A UA74890C2 (en) | 2003-12-09 | 2003-12-09 | Method for testing unmanned aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| UA20031211283A UA74890C2 (en) | 2003-12-09 | 2003-12-09 | Method for testing unmanned aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA74890C2 true UA74890C2 (en) | 2006-02-15 |
Family
ID=37455330
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA20031211283A UA74890C2 (en) | 2003-12-09 | 2003-12-09 | Method for testing unmanned aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| UA (1) | UA74890C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2550870C1 (en) * | 2014-03-04 | 2015-05-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method for testing airborne vehicles with telemetry system of basic parameter registration and device for its implementation |
| RU2560170C1 (en) * | 2014-03-04 | 2015-08-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of tests of aircrafts with telemetric system of registration of key parameters and device for its implementation |
| RU2653168C1 (en) * | 2017-03-13 | 2018-05-07 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of aircraft control with satellite navigation equipment and device for its implementation |
-
2003
- 2003-12-09 UA UA20031211283A patent/UA74890C2/en unknown
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2550870C1 (en) * | 2014-03-04 | 2015-05-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method for testing airborne vehicles with telemetry system of basic parameter registration and device for its implementation |
| RU2560170C1 (en) * | 2014-03-04 | 2015-08-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of tests of aircrafts with telemetric system of registration of key parameters and device for its implementation |
| RU2653168C1 (en) * | 2017-03-13 | 2018-05-07 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of aircraft control with satellite navigation equipment and device for its implementation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4589610A (en) | Guided missile subsystem | |
| KR960014821B1 (en) | Autonomous precision weapon delivery system and method using synthetic array radar | |
| EP0789862B1 (en) | Autopilot with learning and playback modes | |
| US8258999B2 (en) | System and method for roll angle indication and measurement in flying objects | |
| US7425918B2 (en) | System and method for the measurement of full relative position and orientation of objects | |
| US20080120031A1 (en) | Tracking method | |
| RU2399854C1 (en) | Method of guiding multi-target high-precision long-range weapon and device to this end | |
| JPH06221795A (en) | Relative guidance using general positioning system | |
| US5193064A (en) | Method and apparatus of integrating Global Positioning System and Inertial Navigation System without using accelerometers | |
| KR101560580B1 (en) | Navigation apparatus for projectiles and control method thereof | |
| RU2303229C1 (en) | Method for formation of stabilization and homing signal of movable carrier and on-board homing system for its realization | |
| US4632012A (en) | Fire control system for moving weapon carriers | |
| US11815335B2 (en) | Guided munition systems for detecting off-axis targets | |
| US3156435A (en) | Command system of missile guidance | |
| US3902684A (en) | Method and system for airborne missile guidance | |
| US6142412A (en) | Highly accurate long range optically-aided inertially guided type missile | |
| UA74890C2 (en) | Method for testing unmanned aircraft | |
| RU2674401C2 (en) | Method of firing guided artillery projectile | |
| US5896106A (en) | Method for determining the roll attitude of a rolling flying object | |
| RU2603821C2 (en) | Multifunctional navigation system for moving ground objects | |
| US8513580B1 (en) | Targeting augmentation for short-range munitions | |
| JP2002162195A (en) | Missile guidance system | |
| GB2279444A (en) | Missile guidance system | |
| RU2290681C1 (en) | Complex of onboard equipment of systems for controlling unmanned aircraft | |
| Hobbs | Basics of missile guidance and space techniques |