UA74890C2 - Method for testing unmanned aircraft - Google Patents

Description

Опис винаходу

Винахід відноситься до техніки літальних апаратів (ЛА) і може бути використаний в ЛА класів "повітря - повітря", "повітря - земля", "земля - земля" та інших.

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).

У цьому способі визначення розташовуваного перевантаження засновано на радіотелеметричних вимірах і використанні відомих співвідношень ме в бак

Ява де

М - розташовуване перевантаження ракети; с

Зв - вимірюване лінійне прискорення ракети; о

Втях 7 Максимально припустимий кут відхилення рульового органа ракети; 5 - обмірюване середнє кутове відхилення рульового органа;

Я - прискорення сили ваги. ав

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. -

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 7

Ге) а с (42) де

Мр 7 швидкість ракети, визначена по зовнішньотраєкторним вимірам її координат;

З - Кут нахилу вектора швидкості ракети; фо -- - швидкість зміни вектора, визначена по зовнішньотраєкторним вимірам координат.

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;

- 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).

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.

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.

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.

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.

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. ча

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.

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.

В якості приймача сигналів супутникової навігації може бути використаний радіонавігаційний блок ве "ЗРБЗ-ГЛОНАСС" ІБ). У процесі проведення випробувань ЛА з використанням системи супутникової навігації

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.

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.

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.

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.

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.

На підставі фіг. 1 запишемо: р, (4) 20 фев - ВИС --,

Ох

В

Фу - ВИСіЯ--.,

Ох с 25 Диференціюючи вираз (4) за часом, одержуємо: о

Й -К0; о, (5) пк 2 ЕІ

Ох ко, о -0, 0 30 ск- х з Е х. б

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 М

ЛА, що визначаються системою супутникової навігації і параметрах руху цілі, що задаються апріорно.

Відповідно до |5) запишемо: - б « с р, - Рз сові вв - Цц) бе Нв - Ну . и?

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;

Ве, в,Нев - географічні координати ракети, видавані системою супутникової навігації;

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.

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.

Структурна схема пристрою для реалізації способу випробувань з використанням системи супутникової бо навігації приведена на фіг.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.

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.

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 на

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.

Реалізований на основі способу, що пропонується, пристрій забезпечує проведення випробувань самонавідного ЛА й одержання інформації для аналізу його динамічних, аеродинамічних і балістичних характеристик. с

Дане технічне рішення знаходиться на стадії експериментального відпрацювання.

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. «

Зо

Claims (1)

1. Формула винаходу - Спосіб випробування безпілотного літального апарата (ЛА), що включає задання координат цілі, визначення поточних координат ЛА, оцінку відносних поточних координат ЛА-ціль, пуск ЛА у фіксованій точці простору, « 70 Керування ЛА, наприклад, за методом пропорційного зближення, який відрізняється тим, що поточні координати 3 с ЛА визначають за допомогою радіонавігаційної системи супутникової навігації, додатково визначають поточні значення проекцій кутової швидкості лінії візування цілі шляхом обробки поточних координат цілі і ЛА і :з» виробляють керуючий сигнал, еквівалентний сигналу головки самонаведення, при цьому поточні координати ЛА і сигнали системи керування за допомогою телеметричної апаратури передають на станцію приймання і за ними Визначають траєкторію польоту ЛА, його динамічні характеристики і якість функціонування його системи - керування. щ» (ее) о 50 (42)

   Ф) іме)

   60 б5