Спосіб випробування безпілотного літального апарата

Спосіб випробування безпілотного літального апарата (ЛА), що включає задання координат цілі, визначення поточних координат ЛА, оцінку віднос 3 74890 4 ракеті бортового датчика прискорення, а також виміри) і перешкод виміру координат (радіотехнічні присутності в вимірюваному сигналі складової зовнішньотраєкторні виміри). прискорення від сили ваги. У результаті чого не Це приводить до високої вартості випробувань відпрацьовують весь комплекс бортового устаткута їх ускладнення. Відомий спосіб випробувань вання ракети, що приймає участь у керуванні рателекерованої ракети, що включає визначення кетою. координат цілі і ракети, формування опорної Відомий спосіб випробувань ракети для витраєкторії наведення ракети, вимір лінійної значення можливого перевантаження, який неузгодженості між ракетою й опорною включає формування кусочно-постійної команди траєкторією наведення, формування команди кекерування ракетою, політ ракети під впливом корування ракетою, пропорційної лінійній манди керування, вимір на борту ракети кутового неузгодженості між ракетою й опорною відхилення її рульового органа, передачу траєкторією наведення і наведення ракети на ціль вимірюваного кутового відхилення рульового ор[3]. гана з борта ракети на наземний вимірювальний Такий спосіб випробувань, призначений для комплекс із наступним його запам'ятовуванням, оцінки точності наведення і перевірки бойової зовнішньотраєкторне спостереження за ракетою, ефективності дії ракети по цілі, здійснюється вимір і наступне запам'ятовування координат равласними засобами комплексу озброєння без кети, визначення шляхом обробки координат ракедодаткової вимірювальної апаратури на борту ти нормального прискорення ракети і її переванракети і наземному пункті керування, що таження шляхом пропорційного зіставлення функціонують, як правило, на базі керуючої нормального прискорення з кутовим відхиленням цифрової обчислювальної машини, і не рульового органа ракети ([2], с. 267-272, с. 407передбачає визначення льотних динамічних ха416). рактеристик ракети, у тому числі і її перевантаСуть такого способу випробувань полягає в ження. тім, що нормальне прискорення ракети від Недоліком такого способу наведення також є: відхилення рульового органа, що задається ко- необхідність наявності наземного комплексу мандою керування, не виміряється безпосередньо керування озброєнням; на борту ракети, а визначається обробкою коор- якість функціонування системи керування радинат траєкторного руху ракети, отриманих кети оцінюється побічно по величині промаху; зовнішньотраєкторними (оптичними, - не аналізується телеметрична інформація. радіотехнічними) вимірюваннями в системі коорВідомий [4] спосіб випробування керованої радинат вимірювального пункту на відстані від ракекети, обраний за прототип, у якому для визначенти. Перевантаження ракети при цьому ня динамічних властивостей ракети формують визначається відповідно до співвідношення опорну траєкторію наведення ракети, вимірюють лінійну неузгодженість між координатою ракети й Vp d N cos (2) опорною траєкторією наведення, формують коg dt манди керування, пропорційні лінійній де неузгодженості між координатою ракети й опорною - швидкість ракети, визначена по Vp траєкторією наведення, забезпечують наведення ракети і вимір швидкості польоту ракети, формузовнішньотраєкторним вимірам її координат; ють знакозмінну періодичну команду керування - кут нахилу вектора швидкості ракети; ракетою, в якості опорної траєкторії використовуd - швидкість зміни вектора, визначена по ють нерухому лінію наведення, здійснюють навеdt дення ракети з врахуванням знакозмінної зовнішньотраєкторним вимірам координат. періодичної команди керування, дискретно Такий спосіб випробувань дозволяє зменшити запам'ятовують лінійну неузгодженість між кутосклад бортового обладнання за рахунок виклювою координатою ракети й опорною траєкторією чення датчика прискорення, підвищити точність наведення, швидкість польоту ракети і команду визначення перевантаження, але разом з тим має керування ракетою відносно опорної траєкторії недоліки, що зводяться до наступного: наведення, визначають нормальне прискорення - висока вартість і велика складність проверакети відносно опорної траєкторії наведення, а дення випробувань, обумовлена використанням величину перевантаження ракети визначають як комплексу зовнішньотраєкторних вимірювань; коефіцієнт лінійної регресії нормального приско- вимога по оснащенню ракети бортовим датрення ракети по команді керування ракетою. чиком кута відхилення рульового органа і викориНедоліками такого способу є: стання радіотелеметричного вимірювального ком- наведення здійснюється по заданій траєкторії плексу, що включає бортову і наземну частини; в нерухому точку простору; низька точність вимірів координат ракети чединамічні характеристики визначаються тільки рез погрішності синхронізації вимірів і прив'язки по реакції на знакозмінну періодичну команду кевимірювальних систем координат; рування; - низька надійність зовнішньотраєкторного су- не визначаються траєкторні параметри ракепроводу і відповідно вимірювань координат ти; високошвидкісних і маневрених ракет; - низька точність визначення динамічних ха- залежність точності визначення перевантарактеристик ракети. ження від метеоумов (оптичні зовнішньотраєкторні Задачею запропонованого винаходу є забезпечення випробувань ЛА без використання голівки 5 74890 6 самонаведення, підвищення точності визначення - кут крену ЛА, видаваний системою керудинамічних характеристик ЛА і параметрів його вання. траєкторії, забезпечення можливості проведення Для обчислення на борту ЛА значень сигналів випробувань у будь-який час доби й у будь-яких , 2 необхідні величини в , г (інформація про 1 метеоумовах. кут крену мається на борту ракети). Дані величини Поставлена ціль досягається тим, що в можна визначити за інформацією про параметри способі випробувань ракети, що включає задания відносного руху ЛА і цілі. координат цілі, визначення поточних координат На фіг. 1 показане відносне положення ракети ЛА, оцінку відносних поточних координат ЛА-ціль, і цілі в стартовій системі координат, де Dx , Dy , Dz пуск ЛА з носія у фіксованій точку простору, керування ЛА по методу пропорційного зближення, проекції вектора відносної дальності ЛА-ціль; поточні координати ЛА визначають за допомогою - кути візування цілі відповідно в г, в радіонавігаційної супутникової системи, оцінюють горизонтальній і вертикальній площинах. поточні значення проекцій кутової швидкості лінії На підставі фіг. 1 запишемо: візування шляхом обробки поточних координат ЛА Dy і цілі і виробляють керуючий сигнал, еквівалентний arctg , в сигналу, що видається голівкою самонаведення, Dx (4) при цьому поточні координати ЛА і сигнали систеD arctg z . ми керування за допомогою телеметричної апараг Dx тури передають на наземний пункт і по них визнаДиференціюючи вираз (4) за часом, чають траєкторію її польоту і якість одержуємо: відпрацьовування ракетою керуючих сигналів. VxDz VyD x В якості приймача сигналів супутникової , в навігації може бути використаний D2 D2 x y радіонавігаційний блок «GPS-ГЛОНАСС» [5]. У (5) VxDz VzD x процесі проведення випробувань ЛА з викори, г станням системи супутникової навігації вирішують D2 D 2 x z наступні задачі: де Vx , Vy Vz - проекції вектора відносної - відпрацьовують аеродинамічну схему ЛА; швидкості ЛА-ціль. - відпрацьовують систему стабілізації ракети Параметри відносного руху при старті і на траєкторії польоту; - оцінюють якість наведення як на нерухому, Dx , Dy , Dz , Vx , Vy , Vz . оцінюються за інформацією так і на рухому ціль; про абсолютні параметри руху ЛА, що визнача- відпрацьовують закон наведення; ються системою супутникової навігації, і парамет- використовують системи супутникової рах руху цілі, що задаються апріорно. Відповідно навігації в бортовий телеметричній апаратурі. до [5] запишемо: Застосування системи супутникової навігації D x R3 BР Bц дозволяє зменшити вартість випробувань ЛА за Dz R3 cos LР LР LЦ рахунок виключення дорогої голівки самонаведення і можливості застосування в будь-яких метеоD y HP HЦ умовах і будь-який час доби. При даному способу випробувань функція голівки самонаведення імітується контролером Vx VxP VxЦ (6) обробки навігаційної інформації (бортовим обчисVy VyP VyЦ лювачем) з використанням інформації про задані в часі параметри руху цілі і поточні параметри руху Vz VzP VzЦ ЛА, одержані від системи супутникової навігації. 1 e2 До таких параметрів відносяться координати ЛА і R3 3 цілі і проекції векторів їхніх швидкостей. 1 e2 sin2 BP 2 Функція голівки самонаведення полягає у де R 3 - радіус Землі на широті польоту ЛА; визначенні по відомому співвідношенню проекцій кутової швидкості лінії візування в зв'язаній з ЛА BР , LP , HP - географічні координати ракети, системі координат, що використовуються для кевидавані системою супутникової навігації; рування ЛА по методу пропорційного зближення ( BЦ , LЦ , HУ - географічні координати цілі, що [6], стор. 74-107): задаються апріорно; 1 в cos г sin , VxP , VyP , VzP - проекції вектора швидкості ЛА (3) sin 2 в г cos , видавані системою супутникової навігації; VxЦ, VyЦ, VzЦ - проекції вектора швидкості цілі, де - кутова швидкість лінії візування відповідно по першому і другому каналах керування; - кутова швидкість лінії візування в, г відповідно в стартовій земній системі координат; 1, 2 що задаються апріорно; 6378245м - велика піввісь референц еліпсоїда Землі; е 1 : 298.3 - полярний стиск. Таким чином, маючи інформацію про поточні параметри руху ЛА, по співвідношенням (4), (5), (6) 7 74890 8 за допомогою бортового обчислювача можна швидкості лінії візування і кутів візування, перевідтворити функцію голівки самонаведення, а сигтворення цифрових кодів в аналогові сигнали, аналогічні сигналам голівки самонаведення. нали 1, 2 використовувати для керування ЛА. Сформовані такий чином аналогові сигнали надСтруктурна схема пристрою для реалізації ходять на вхід системи керування 6, де способу випробувань з використанням системи реалізується принцип пропорційного наведення. супутникової навігації приведена на фіг.2. Вихідні сигнали системи керування 6 надходять на До складу пристрою входять: вхід блоку рульових приводів 7, відхилення рулів прийомна антена 1; приймач навігаційної яких приводить до зміни параметрів траєкторії інформації 2; контролер обробки навігаційної польоту ЛА, здійснюється керування рухом ЛА і інформації 3; апаратура бортова телеметрична 4; наведення її на ціль. Координати цілі і параметри джерело живлення 5; система керування 6; блок функціонування системи керування 6, у тому числі рульових приводів 7. і приводів 7, надходять на апаратуру бортову теПриймач навігаційної інформації 2 разом з анлеметричну 4 і передаються на землю, де теною 1 призначений для приймання й обробки здійснюється їхня обробка й аналіз. радіонавігаційних сигналів від супутників. КонтроРеалізований на основі способу, що лер обробки навігаційної інформації 3 (бортовий пропонується, пристрій забезпечує проведення обчислювач) призначений для формування випробувань самонавідного ЛА й одержання сигналів, еквівалентних сигналам голівки самонаінформації для аналізу його динамічних, ведення шляхом перерахування географічних коаеродинамічних і балістичних характеристик. ординат ракети - широти, довготи, висоти над Дане технічне рішення знаходиться на стадії рівнем моря і проекцій її вектора швидкості. Елекекспериментального відпрацювання. троживлення приймача 2 і контролери 3 Література: здійснюється від джерела живлення 5. 1. А. А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. ДинамиПристрій функціонує таким чином. Перед пуска полета. - М.: Машиностроение, 1973. ком ЛА в контролер обробки навігаційної 2. А.А. Дмитриевский, В.П. Казаковцев. Двиінформації (бортовий обчислювач) 3 вводиться жение ракет. - М.: Воениздат, 1968. інформація про параметри руху цілі. Навігаційна 3. А. А. Лебедев, В. А. Карабанов. Динамика інформація від супутників через приймальну антесистем управления беспилотными летательными ну 1 надходить на приймач навігаційної інформації аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965. 2, де здійснюється її попередня обробка і 4. Способ испытания телеуправляемой ракевиділення географічних координат ракети. У ты. Патент России № 2190184 контролері обробки навігаційної інформації 3 5. Ю.А. Соловьев. Системы спутниковой навивідповідно до приведених алгоритмів здійснюється гации. Эко-Трендз, М., 2000г. перерахування географічних координат, визна6. Е.И. Кринецкий. Системы самонаведения. чення відносних дальностей і відносних швидкоМ.: Машиностроение. 1970 г. стей ЛА-ціль, розрахунок проекцій кутової Комп’ютерна верстка М. Клюкін 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