Спосіб керування і зміни аеродинамічного компонування безпілотного літального апарата

1. Спосіб керування і зміни аеродинамічного компонування безпілотного літального апарата, що містить стартовий і маршевий двигуни, який включає його пуск з транспортний-пускового контейнера з примусовим розкручуванням навколо поздовжньої осі, підтримання необхідної частоти обертання на траєкторії, зміну аеродинамічного компонування у польоті, а також керування в одноканальному режимі по тангажу і рисканню, який відрізняється тим, що як на початковій, так і на маршевій ділянках траєкторії здійснюють зміну ступеня запасу поздовжньої статичної стійкості безпілотного літального апарата, при цьому знижують бічне розсіювання на початковій ділянці траєкторії і забезпечують задану точність наведення на маршевій ділянці траєкторії. 2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що зміну ступеня запасу поздовжньої статичної стійкості безпілотного літального апарата здійснюють шляхом зміни положення його центра мас. 3. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що на початковій ділянці траєкторії при малій швидкості польоту реалізують нейтральну статичну стійкість шляхом виконання співвідношення: Корисна модель відноситься до керованого ракетного озброєння і може бути використана для безпілотних літальних апаратів (БЛА), у тому числі ракет, що вистрілюються з транспортно-пускових контейнерів, для ураження цілі ближнього рубежу оборони. У цей час широко відомі способи керування БЛА, що обертаються, які вистрілюються із стовбура артилерійських установок з достатньо високою початковою швидкістю. Так, відомий спосіб керування снарядом [1], що обертається, який по лягає у зміні кількості рулів керування залежно від швидкості польоту снаряда. При надзвуковій швидкості керування снарядом здійснюється однією парою рулів, при дозвуковій – двома парами рулів. Недоліком даного способу є неможливість забезпечення необхідної точності керування при малих швидкостях польоту снаряда унаслідок низької ефективності рулів. Відомий спосіб керування снарядом [2], що обертається, який забезпечує аеродинамічну стійкість і керованість у широкому діапазоні швидкос x1 l 0,05 , де x1 - відстань від центра мас до центра тиску на початковій ділянці траєкторії, м, l - довжина безпілотного літального апарата на маршевій ділянці траєкторії, м, а на маршевій ділянці траєкторії при високій швидкості польоту змінюють аеродинамічне компонування, виходячи з необхідної власної частоти при керуванні в одноканальному режимі, шляхом виконання співвідношення: (13) (19) UA (11) де x 2 - відстань від центра мас до центра тиску на маршевій ділянці, м. 4. Спосіб за п. 1 і п. 2, який відрізняється тим, що нейтральну статичну стійкість на початковій ділянці траєкторії забезпечують шляхом затримки часу відстикування стартового двигуна, а зміну аеродинамічного компонування на маршевій ділянці траєкторії здійснюють шляхом відстикування стартового двигуна при запуску маршевого двигуна. U 0,05 , 19563 x2 l 3 19563 4 тей снаряда, а також дозволяє стабілізувати часхом направленої зміни ступеня статичної стійкості тоту обертання щодо подовжньої осі, але при виБЛА. сокій початковій швидкості пострілу. Поставлена мета досягається тим, що у споПроте при старті з пускового контейнера, де собі керування і зміни аеродинамічного компонушвидкість виходу не перевищує 50–70м/с, даний вання безпілотного літального апарату, що містить спосіб неефективний через неможливість компенстартовий і маршевий двигуни, який включає його сації бічних вітрових дій, що призводять до появи пуск з транспортний-пускового контейнера з придодаткового кута атаки, а також бічного збурюючомусовим розкручуванням навколо поздовжньої осі, го моменту сил, що розвертає снаряд, який оберпідтримання необхідної частоти обертання на тратається, у горизонтальній площині. єкторії, зміну аеродинамічного компонування у Як аналог вибраний спосіб формування сигнапольоті, а також керування в одноканальному релів керування боєприпасу, що обертається по крежимі по тангажу і рисканню, новим є те, що, як на ну, і який вистрілюється з транспортно-пускових початковій, так і на маршевій ділянках траєкторії контейнерів [3]. здійснюють зміну ступеня запасу поздовжньої стаПроте даний спосіб аналога [3] вирішує тільки тичної стійкості безпілотного літального апарату, задачу підвищення точності керування за рахунок при цьому знижують бічне розсіювання на початуведення фазового випередження в керувальний ковій ділянці траєкторії і забезпечують задану точсигнал приводу руля, і не дозволяє забезпечити ність наведення на маршевій ділянці траєкторії. необхідної точності керування при гранично малій Зміну ступеня запасу поздовжньої статичної швидкості польоту на початковій ділянці траєктостійкості безпілотного літального апарату здійсрії, де не потрібна висока швидкодія приводу руля. нюють шляхом зміни положення його центру мас. Як найближчий аналог (прототип) вибраний На початковій ділянці траєкторії при малій спосіб керування БЛА та зміни його аеродинамічшвидкості польоту реалізують нейтральну статичного компонування, який полягає у зміні кількості ну стійкість шляхом виконання співвідношення: рулів, що беруть участь у процесі керування БЛА, x1 0,05 , причому здійснюють одночасне розкривання двох l пар рулів і приведення в дію першої пари рулів де x1 – відстань від центру мас до центру для керування по тангажу і (або) рисканню, а другу тиску на початковій ділянці пару рулів утримують під нульовим кутом, викоритраєкторії, м; l – довжина безпілотного літастовуючи їх як стабілізатори, поки виконується льного апарату на маршевій ділянці траєкторії, м; співвідношення: а на маршевій ділянці траєкторії при високій швидδ1/δmax 0,5, кості польоту змінюють аеродинамічне компонуде δ1 - визначена системою керування амплівання, виходячи з необхідної власної частоти при туда повороту рулів першої пари, δmax - максимакеруванні в одноканальному режимі, шляхом вильний кут повороту рулів першої пари, а коли це конання співвідношення: співвідношення не виконується, для керування по x2 тангажу і (або) рисканню додатково приводять в 0,05 . l дію другу пару рулів. де x 2 – відстань від центру мас до центру При цьому для БЛА, які в польоті можуть обетиску на маршевій ділянці, м. ртатись навколо поздовжньої осі, після старту заНейтральну статичну стійкість на початковій безпечують примусове обертання навколо поздоділянці траєкторії забезпечують шляхом затримки вжньої осі з частотою, яка визначається часу відстикування стартового двигуна, а зміну співвідношенням: аеродинамічного компонування на маршевій діля15 fв f 0,9 fг , , нці траєкторії здійснюють шляхом відстикування де fв – власна частота коливань БЛА навколо стартового двигуна при запуску маршевого двигупоперечних осей, що проходять через центр його на. масс, fг – гранична частота функціонування систеПерераховані ознаки способу складають сутми керування і рульлового приводу, при якій їх ність корисної моделі. фазові запізнення не перевищують 45° [4]. Наявність причинно-наслідкового зв'язку між Спосіб прототипу [4] дозволяє управляти БЛА сукупністю істотних ознак корисної моделі і техніч(керованою ракетою) як при двоканальному, так і ним результатом, що досягається, полягає в напри одноканальному режимі, зберігати заданий ступному. ступінь поздовжньої статичної стійкості за рахунок Відомо, що при старті статично стійкої керовапереведення однієї пари рулів у режим стабілізаної ракети з контейнера із початковою швидкістю тора, забезпечувати задану частоту обертання польоту 50–70м/с і при дії на керовану ракету бічБЛА навколо поздовжньої осі. ного вітру, що має швидкість 15–20м/с, виникає Проте даний спосіб не забезпечує необхідну додатковий кут ковзання 15–20°, який викликає точність керування БЛА при гранично малій швидзбурюючий момент рискання. Це призводить до кості польоту, наприклад, при старті керованої відхилення керованої ракети від заданої траєкторакети з транспортно-пускового контейнера і її рії, оскільки ефективність рулів на цій ділянці траєвходженні у лазерний промінь. кторії недостатня для парирування виникаючих Задачею пропонованого винаходу (корисної збурень. моделі) є зменшення відхилення БЛА від заданої При старті статично нейтральної керованої ратраєкторії на початковій ділянці польоту при його кети з контейнера додатковий кут ковзання від старті з контейнера і забезпечення заданої точнобічного вітру не викликає збурюючого моменту сті наведення на маршовій ділянці траєкторії шля 5 19563 6 рискання, який звичайно призводить до відхиленx1 0,05 , ня керованої ракети в горизонтальній площині. l При цьому забезпечується істотно менший розкид де x1 – відстань від центру мас БЛА до траєкторій на початковій ділянці польоту (у 5–10 центру тиску на початковій разів у порівнянні зі способами аналога і прототиділянці, м; l – довжина БЛА на маршовій діляпу) і, отже, більш висока вірогідність забезпечення нці траєкторії, м. заданої точності керування. Крім того, для зменшення бічного розсіювання На маршовій ділянці траєкторії для керованих на початковій ділянцітраєкторії нейтральну стійракет, що обертаються, з метою забезпечення кість БЛА забезпечують шляхом затримки часу необхідної точності наведення необхідно забезпевідстикування стартового двигуна. чити певну відповідність між частотою обертання Експериментально встановлено, що при співщодо поздовжньої осі і власною частотою залежно відношенні ( x1 / l) 0,05 не забезпечується необвід ступеня поздовжньої статичної стійкості БЛА. хідне значення збурюючого моменту рискання, що Тому на маршовій ділянці траєкторії для спрощенвиникає від дії вітрового навантаження. Це призня системи керування і забезпечення необхідної водить до розвороту БЛА у горизонтальній площистійкості необхідно забезпечувати статичну стійні і його відхиленню від центральної лінії поля кекість керованої ракети. рування. Дійсно, при нульовому ступені статичної стійНа маршовій ділянці траєкторії при достатньо кості керована ракета є нейтральною до дії бічного високій швидкості польоту (більше 100м/с), при вітру, швидкість якого співрозмірна з початковою якій стають ефективними рулі, стартовий двигун швидкістю польоту БЛА. У результаті цього на відстикують від керованої ракети, і остання стає початковій ділянці траєкторії забезпечується менстатично стійкою за рахунок зсуву центру мас у ше бічне розсіювання керованої ракети, а також напрямку переміщення (уперед). підвищується вірогідність входження БЛА у полі Унаслідок цього направлено змінюють аерокерування. динамічне компонування, і тим самим збільшують Статично стійка керована ракета на маршовій запас поздовжньої статичної стійкості БЛА, а також ділянці траєкторії дозволяє сформувати більш забезпечують задану точність наведення на марпросту систему аеродинамічного керування й зашовій ділянці траєкторії, виходячи з необхідної безпечити стійкий політ БЛА, а також високу точвласної частоти при керуванні в одноканальному ність наведення. режимі, шляхом виконання співвідношення: Розроблений спосіб пояснюється фігуx2 рами 1-3: 0,05 . l де на Фіг.1 показаний БЛА (керована ракета) із стартовим і маршовим двигунами, що знаходяться де x 2 – відстань від центру мас до центру в транспортно-пусковому контейнері; тиску на маршовій ділянці, м. на Фіг.2 показаний БЛА (керована ракета) із Експериментально встановлено, що при співстартовим і маршовим двигунами і вказано розмівідношенні ( x 2 / l) 0,05 власна частота БЛА зміщення центру тиску і центру мас на початковій нюється до неприпустимих значень. Також зменділянці його траєкторії; шується ступінь подовжньої статичної стійкості, що на Фіг.3 показаний БЛА (керована ракета) із призводить до втрати стійкості БЛА на маршовій стартовим двигуном і розміщення центру тиску і ділянці траєкторії, унаслідок чого БЛА стає некецентру мас БЛА (керованої ракети) після відділенрованим. ня стартового двигуна. Ефективність пропонованого способу була піСпосіб реалізують таким чином. Як на початдтверджена численними пусками габаритноковій, так і на маршовій ділянках траєкторії здійсмасових макетів керованих БЛА із стартовим та нюють зміну ступеня запасу поздовжньої статичної маршевим двигунами з транспортно-пускового стійкості БЛА шляхом зміни положення його контейнера в реальних умовах. центру мас. Забезпечують виліт БЛА (керованої Джерела інформації: ракети) разом із стартовим двигуном за допомо1. Способ управления вращающимся снарягою дії сили тяги стартового двигуна з транспортдом и управляемый снаряд. RU №2166727,2001. но-пускового контейнера, здійснюють розкриття МПК8 F42B15/01. крил і рулів. 2. Спосіб керування обертовим снарядом. UA У такому стані забезпечують статично нейтра№55256, 2005. МПК8 F42B15/01. льне аеродинамічне компонування БЛА за рахунок 3. Способ формирования сигналов управленаявності маси двигуна. А центр мас БЛА (керования вращающегося по крену боеприпаса и способ ної ракети) із стартовим двигуном співпадає або его изготовления. RU №2235284, 2004. МПК8 знаходиться поблизу центру тиску при малій швиF42B15/00. дкості польоту БЛА (до 100м/с). 4. Спосіб керування літальним апаратом та Для зменшення бічного розсіювання на початзміни його аеродинамічного компонування і систековій ділянці траєкторії реалізують нейтральну ма керування. UA №55253, 2005. МПК8 F42B15/01. статичну стійкість БЛА шляхом виконання наступного співвідношення: 7 Комп’ютерна верстка Н. Лисенко 19563 8 Підписне Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул.Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601