Способ определения аэродинамических характеристик управляемого снаряда в полете, способ определения угла атаки управляемого снаряда в полете, способ стабилизации углового положения управляемого снаряда и устройства для их осуществления

 

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована при летных испытаниях управляемых снарядов и ракет для определения их аэродинамических характеристик в полете. Сущность способа определения аэродинамических характеристик, основанного на телеметрической передаче сигналов датчика угла отклонения аэродинамических рулей и датчика угла крена, заключается в том, что перед пуском управляемого снаряда (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. По определенной математической зависимости рассчитывают функции изменения угла атаки и производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по эффективному углу их отклонения на траектории полета УС. В других пунктах формулы раскрыты особенности, касающиеся определения угла атаки, стабилизации углового положения управляемого снаряда, и раскрыта принципиальная схема радиотелеметрической системы, в частности радиотелеметрического и вычислительного блоков. Реализация изобретений позволяет определить координату углового положения УС в полете без дополнительных измерительных устройств. 6 с.п.ф-лы, 3 ил.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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^αэф_ш-δ)/k_α, (1) где α - угол атаки УС, М_ш - аэродинамический шарнирный момент рулей, m^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^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.

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^δ_ш•δ)/m^α_ш, (3) где α - угол атаки УС, М_ш - аэродинамический шарнирный момент рулей, m^α_ш и m^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.

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^δ_ш•δ)/m^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^α_ш и m^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.

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.

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.

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.

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.

Осуществление заявляемого способа определения аэродинамических характеристик УС в полете предполагает проведение ряда последовательных операций до выстрела и в процессе полета УС.

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).

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.

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).

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.

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^αэф_ш) по зависимости (2) и коэффициент интерференции аэродинамических рулей и корпуса снаряда k_α. Величина m^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).

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^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^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^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.

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^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.

Таким образом, рассмотренный способ позволяет определить аэродинамические характеристики УС в полете при неизвестной производной m^αэф_ш и применим как для вращающихся, так и для стабилизированных по крену УС.

Заявляемый способ определения угла атаки УС в полете позволяет определить функцию изменения угла атаки УС по времени полета при известных производных m^α_ш и m^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).

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.

Использование известных значений производной m^δ_ш предполагает ее определение как функции скорости полета УС и функции угла отклонения аэродинамических рулей, а производной m^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^α_ш и m^δ_ш, соответствующих текущему значению скорости полета, а значит и определенному моменту времени полета УС, и текущему значению угла отклонения аэродинамических рулей (для m^δ_ш), определяют зависимость изменения угла атаки по времени полета УС по зависимости (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).

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^α_ш = f(V) и m^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.

Конкретную реализацию заявляемых способов рассмотрим на примере представленных ниже заявляемых устройств.

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^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).

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^α_ш и m^δ_ш как функциях скорости полета УС и угла отклонения аэродинамических рулей (для m^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).

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^α_ш и m^δ_ш как функциях скорости полета УС и угла отклонения аэродинамических рулей (для m^δ_ш);
- блока определения текущей скорости полета УС 17 (БОС);
- вычислителя 18 (В) угловой координаты УС в плоскости стабилизации.

Радиотелеметрическая система определения аэродинамических характеристик УС в полете (фиг.1) работает следующим образом.

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.

Связь синхронизирующего выхода приемника 2 радиотелеметрического блока с синхронизирующим входом первого вычислителя (сигнал t) обеспечивает запуск вычислительного блока в момент пуска УС.

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 _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^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^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^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^αэф_ш при γ=270^o - в интервале углов крена от γ=270^o до 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.

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^α_ш = f(V) и m^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.

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^α_ш = f(V) и m^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.

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.

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.

2. А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. Москва, Машиностроение, 1965, С.162, рис.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.

4. Летные испытания ракет и космических аппаратов. Под общей редакцией д-ра техн. наук проф. Е.И. Кринецкого. Москва, Машиностроение, 1979, С.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.

6. В. А. Павлов, С.А. Понырко, Ю.М. Хованский. Стабилизация летательных аппаратов. Москва, Высшая школа, 1964, С.161, 162 (рис.5.1a).

7. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. Москва, Машиностроение, 1973, С.189, 342-344.

Формула изобретения

1. Способ определения аэродинамических характеристик управляемого снаряда в полете, основанный на телеметрической передаче сигналов датчика угла отклонения аэродинамических рулей и датчика угла крена снаряда, отличающийся тем, что перед пуском снаряда имитируют действие аэродинамической нагрузки рулей и экспериментально определяют функцию чувствительности динамического параметра рулевого привода к величине аэродинамической нагрузки рулей, а в процессе полета снаряда последовательно определяют значения динамического параметра рулевого привода по сигналу датчика угла отклонения аэродинамических рулей и соответствующую этому значению величину аэродинамической нагрузки по функции чувствительности, и по зависимости

α=(М_ш/m_ш α ^эф-δ)/k_α,

где α - угол атаки снаряда;

М_ш - аэродинамический шарнирный момент рулей;

m_ш α ^эф - 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 снаряда;

δ - угол отклонения аэродинамических рулей,

рассчитывают функции изменения угла атаки и производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по эффективному углу их отклонения на траектории полета снаряда, при этом значения производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по эффективному углу их отклонения рассчитывают по зависимости

m_ш α ^эф=М_ш/δ

для моментов времени, соответствующих угловому положению рулей в плоскости тангажа при формируемой нулевой команде по курсу в системе управления снаряда и определяемых по сигналу датчика угла крена снаряда.

2. Способ определения угла атаки управляемого снаряда в полете, основанный на телеметрической передаче сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей, отличающийся тем, что перед пуском снаряда имитируют действие аэродинамической нагрузки рулей и экспериментально определяют функцию чувствительности динамического параметра рулевого привода к величине аэродинамической нагрузки рулей, а в процессе полета снаряда последовательно определяют значение динамического параметра рулевого привода по сигналу датчика угла отклонения аэродинамических рулей и соответствующее этому значению величину аэродинамической нагрузки по функции чувствительности, и по зависимости

α=(М_ш-m_шδ·δ)/m_ш α,

где α - соответственно угол атаки снаряда;

М_ш - аэродинамический шарнирный момент рулей;

m_ш αи m_ш δ - 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 снаряда, причем значение производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента по углу отклонения аэродинамических рулей задают в соответствии с текущими значениями скорости полета снаряда и угла отклонения аэродинамических рулей, а значение производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по углу атаки снаряда - в соответствии с текущим значением скорости полета снаряда.

3. Способ стабилизации углового положения управляемого снаряда, основанный на определении текущего значения угловой координаты снаряда в плоскости стабилизации и формировании управляющего сигнала на рулевой привод снаряда, пропорционального рассогласованию заданного и текущего значений угловой координаты, отличающийся тем, что предварительно имитируют действие аэродинамической нагрузки рулей и экспериментально определяют функцию чувствительности динамического параметра рулевого привода к величине аэродинамической нагрузки рулей, а в процессе полета снаряда определяют текущие значения скорости полета снаряда 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, и по зависимости

ϕ=(М_ш-m_ш δ·δ)/m_ш α,

где ϕ - угол между продольной осью снаряда и направлением его движения по траектории полета в плоскости стабилизации;

М_ш - аэродинамический шарнирный момент рулей;

m_ш α и m_ш δ - известные значения производных аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей соответственно по углу атаки снаряда и углу отклонения аэродинамических рулей;

δ - угол отклонения аэродинамических рулей,

рассчитывают величину угла между продольной осью снаряда и направлением его движения по траектории полета в плоскости стабилизации, причем значение производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента по углу отклонения аэродинамических рулей задают в соответствии с текущими значениями скорости полета снаряда и угла отклонения аэродинамических рулей, а значение производной аэродинамического коэффициента шарнирного момента рулей по углу атаки снаряда - в соответствии с текущим значением скорости полета снаряда.

4. Радиотелеметрическая система определения аэродинамических характеристик управляемого снаряда в полете, содержащая бортовой передатчик и наземный приемник сигналов датчика угла отклонения аэродинамических рулей и датчика угла крена снаряда, отличающаяся тем, что в нее 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, 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.

5. Радиотелеметрическая система определения угла атаки управляемого снаряда в полете, содержащая бортовой передатчик и наземный приемник сигнала датчика угла отклонения аэродинамических рулей снаряда, отличающаяся тем, что в нее 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.

6. Система стабилизации углового положения управляемого снаряда, содержащая аппаратуру управления рулевым приводом, который снабжен датчиком угла отклонения аэродинамических рулей, и блок определения угловой координаты, выход которого соединен с входом аппаратуры управления, отличающаяся тем, что блок определения угловой координаты содержит преобразователь, первое и второе постоянные запоминающие устройства, вычислитель и блок определения скорости полета снаряда, при этом выход датчика угла отклонения аэродинамических рулей соединен с первым счетным входом вычислителя, 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 снаряда, а выход вычислителя - с входом аппаратуры управления.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3