Способ комплексных испытаний летательного микроаппарата (лма) с интегральной бесплатформенной инерциальной навигационной системой (ибинс) и устройство для его осуществления

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к технике измерения аэродинамических характеристик инерциальных навигационных систем. Технический результат - расширение функциональных возможностей и повышение достоверности измерения. Для достижения данного результата производят калибровку жесткости подвеса интегральной бесплатформенной инерциальной навигационной системы, по сигналам которой определяют динамические характеристики летательного микроаппарата и его двигателей. Затем отсоединяют от неподвижного основания свободный конец переносного упругого подвеса, закрепляют его на транспортном средстве, задают скорость прямолинейного движения транспортного средства в окружающей воздушной среде и определяют аэродинамические характеристики летательного микроаппарата в зависимости от скорости прямолинейного движения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к измерительной технике, в частности к испытательным стендам для определения динамических и аэродинамических характеристик летательных микроаппаратов, управляемых с помощью систем инерциальной навигации.

Известные способы определения аэродинамических характеристик, например лобового сопротивления, когда модель летательного аппарата устанавливают в аэродинамическую трубу посредством тензометрических весов, задают скорость движения воздуха и измеряют силу лобового сопротивления с помощью тензодатчиков, не позволяют определять, кроме силы и коэффициента лобового сопротивления, моменты инерции аппарата, коэффициенты демпфирования и постоянную времени двигателя (см. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. Справочник. М., 1982).

С другой стороны, способы и стенды, на которых определяются присоединенные моменты инерции и коэффициенты демпфирования по амплитуде и собственной частоте колебаний изделий, подвешенных на упругих подвесах, с использованием тензодатчиков в качестве измерителей амплитуды колебаний, не позволяют проводить измерения коэффициента лобового сопротивления и времени переходного процесса двигателей. Такая комплексная задача возникает в связи с использованием в летательном микроаппарате автомата управления движением, коэффициенты регуляторов которого, определяющих устойчивость движения аппарата, зависят от величины моментов инерции, коэффициентов демпфирования и лобового сопротивления, постоянной времени двигателя.

Общим недостатком указанных выше систем является также необходимость использования специальных измерительных средств, в частности тензометрических датчиков или других динамометрических преобразователей, привносящих в результаты испытаний свои собственные погрешности, зависящие, в том числе, и от характеристик окружающей среды.

Известны способы испытаний гироинерциальных систем, включающие воспроизведение выходных сигналов углового движения гироинерциальной системы с помощью трехстепенного динамического стенда по заданной модели движения летательного аппарата, формирование выходных параметров поступательного движения гироинерциальной системы (6В1.623.005 РЭ И-21, МИЭА, 1984, с.102-112).

Недостатком этих способов является то, что гироинерциальная система не выдает параметры о поступательном движении ЛА, не имеет погрешностей, вызванных им, и, естественно, в данном случае невозможно контролировать их точность.

Наиболее близким техническим решением является способ испытаний гироинерциальных систем, включающий воспроизведение выходных сигналов углового движения гироинерциальной системы с помощью трехстепенного динамического стенда по заданной модели движения летательного аппарата, сравнение реальных параметров, определяемых гироинерциальной системой и одноименных идеальных или калибровочных параметров, по результатам которого оценивают функционирование и динамические характеристики летательного аппарата (см. патент РФ №1768980, кл. G 01 С 25/00, 1990).

Недостатком известного способа и реализующего его устройства является то, что они не позволяют проводить измерения коэффициента лобового сопротивления и времени переходного процесса двигателей летательного аппарата, содержащего автомат управления движением, коэффициенты регуляторов которого, определяющие устойчивость движения аппарата, зависят от величины моментов инерции, коэффициентов демпфирования и лобового сопротивления, постоянной времени двигателя. Кроме того, использование различных математических моделей поведения летательного аппарата значительно и зачастую неоправданно усложняет процесс обработки измерительной информации.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является создание способа и расширение функциональных возможностей реализующего его устройства за счет обеспечения возможности измерения в широком диапазоне дополнительных, качественно отличных параметров, с одновременным обеспечением достоверности воспроизведения условий эксплуатации в процессе проведения испытаний и упрощением обработки измерительной информации о состоянии испытуемого летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе испытаний летательного аппарата с интегрированной бесплатформенной инерциальной навигационной системой (ИБИНС), включающем калибровку измерительных средств для комплексных испытаний летательного аппарата и последующее определение его динамических характеристик с помощью указанных измерительных средств, для достижения указанного выше результата сначала летательный микроаппарат (ЛМА), включающий в свой состав ИБИНС, жестко закрепляют на одном конце переносного упругого подвеса, свободный конец которого закрепляют на неподвижном основании, производят калибровку жесткости указанного подвеса с закрепленным на нем ЛМА по сигналам ИБИНС и определяют динамические характеристики ЛМА и его двигателей, затем отсоединяют от неподвижного основания свободный конец переносного упругого подвеса, закрепляют его на транспортном средстве, задают скорость прямолинейного движения транспортного средства в окружающей воздушной среде и определяют аэродинамические характеристики ЛМА в зависимости от скорости прямолинейного движения.

Кроме того, калибровку жесткости переносного подвеса с закрепленным на нем ЛМА могут производить, отклоняя его на заданную величину в заданном направлении относительно неподвижного основания, а соответствующие сигналы ИБИНС могут запоминать в мобильном персональном компьютере (МПК).

Кроме того, в качестве динамических характеристик ЛМА определяют его моменты инерции и коэффициенты демпфирования, для чего закрепление ЛМА на конце переносного упругого подвеса производят с ориентацией в заданном направлении его навигационной оси, отклоняют подвес с ЛМА в направлении, ортогональном этой оси, на заданную величину и отпускают его, а сигналы ИБИНС, соответствующие колебаниям ЛМА, обрабатывают в МПК и определяют по ним момент инерции и коэффициент демпфирования ЛМА относительно этой оси, после чего указанные в этом абзаце действия производят для другой навигационной оси.

Кроме того, в качестве динамической характеристики каждого двигателя ЛМА определяют постоянную времени этого двигателя относительно заданной навигационной оси, для чего двигатель, расположенный вне вертикальной плоскости, проходящей через заданную навигационную ось, включают на полную мощность, фиксируют время переходного процесса стабилизации ЛМА под действием жесткости переносного упругого подвеса, которое контролируют по сигналам ИБИНС, обрабатываемым в МПК, и определяют по нему постоянную времени этого двигателя.

Кроме того, в качестве аэродинамической характеристики определяют коэффициент лобового сопротивления ЛМА в направлении его навигационной оси, для чего при заданной скорости движения транспортного средства в воздушной среде фиксируют угол отклонения ЛМА по сигналам ИБИНС, обрабатываемым в МПК, и определяют коэффициент лобового сопротивления С_х из выражения

где γ - угол отклонения переносного упругого подвеса,

S - площадь поперечного сечения ЛМА,

ρ - плотность воздуха,

V - скорость движения транспортного средства,

- число Рейнольдса,

D - максимальный размер ЛМА,

ν - вязкость воздуха.

Для достижения указанного выше технического результата в устройстве для комплексных испытаний летательного микроаппарата (ЛМА) с интегральной бесплатформенной инерциальной навигационной системой (ИБИНС), содержащем неподвижный стол с узлом крепления испытуемого ЛМА и элементами задания испытательной нагрузки и систему обработки измерительной информации, узел крепления испытуемого ЛМА состоит из основания, имеющего поверхность для базирования на неподвижном столе и транспортном средстве и установочные элементы в виде отверстий под крепежные винты и магнитов, запрессованных в основание по касательной к поверхности базирования, и крестовины для установки испытуемого ЛМА, связанной с основанием упругой балкой, а элементы задания испытательной нагрузки выполнены в виде, по меньшей мере, одной жестко закрепленной на неподвижном столе стойки с направляющим колесом и перекинутой через него тягой с грузом на одном конце и элементом связи с ЛМА на другом, при этом на направляющем колесе установлен съемный штифт, а на стойке - упор для этого штифта.

Кроме того, система обработки измерительной информации выполнена в виде радиоинтерфейса ИБИНС ЛМА и мобильного персонального компьютера (МПК), содержащего радиоинтерфейс для связи с радиоинтерфейсом ИБИНС.

На фиг.1 представлен общий вид устройства для комплексных испытаний (стенда).

На фиг.2 представлен вид сверху переносного упругого подвеса ЛМА.

На фиг.3 представлен вид сбоку переносного упругого подвеса ЛМА.

На фиг.4 представлена структурная схема ИБИНС и системы обработки измерительной информации.

На фиг.5 приведена схема крепления переносного упругого подвеса ЛМА на транспортном средстве.

Перечень используемых позиций в описании изобретений.

1. ЛМА

2. Переносный упругий подвес

3. Стол

4. Крестовина

5. Упругая балка

6. Основание

7. Отверстия

8. Магниты

9. Винты крепежные

10. Шпилька

11. Стойка

12. Гайка

13. ИБИНС

14. Блок чувствительных элементов

15. Микропроцессор бесплатформенного инерциального блока

16. Микропроцессор БИНС

17. Радиоинтерфейс 1

18. Плата управления двигателями ПУД

19-22 Двигатели Д1-Д4

23. Мобильный персональный компьютер

24. Радиоинтерфейс МПК

25. Стойки

26. Направляющее колесо

27. Тяга

28. Груз

29. Штифт

30. Упор

31. Автомобиль.

Предлагаемое устройство для определения моментов инерции, коэффициентов демпфирования и лобового сопротивления, тяговых характеристик и постоянных времени двигателей летательного микроаппарата содержит испытуемый летательный микроаппарат 1, который посредством переносного упругого подвеса 2 закреплен на столе 3. Переносной упругий подвес 2 состоит из крестовины 4, которая жестко соединена посредством упругой балки 5 с основанием 6 переносного упругого подвеса 2. В основании 6 выполнены отверстия 7 и запрессованы магниты 8. Отверстия 7 и магниты 8 используются для крепления подвеса 2. Если стол 3 стальной, то для крепления используются магниты 8, в других случаях 2 крепится с помощью винтов 9. Сам летательный микроаппарат крепится с помощью шпилек 10, стоек 11 и гаек 12 к крестовине 4.

Летательный микроаппарат 1 включает в свой состав интегрированную бесплатформенную инерциальную систему 13, в состав которой входят блок чувствительных элементов (БЧЭ) 14 (3 гироскопа и 3 акселерометра), микропроцессор бесплатформенного инерциального блока (БИБ) 15, микропроцессор бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) 16, радиоинтерфейс 17, плата управления двигателями 18 и двигатели 19-22.

В состав стенда входит мобильный персональный компьютер (МПК) 23 с радиоинтерфейсом 24. На столе 3 жестко установлены стойка 25 с направляющим колесом 26. Один из двигателей управления 20 с помощью тяги 27 соединен с грузом 28.

Способ определения моментов инерции, коэффициентов демпфирования, коэффициентов лобового сопротивления и тяговых характеристик двигателей и работа стенда для определения этих характеристик заключается в следующем.

Перед началом измерений проводится измерение жесткости упругой балки 5. Для этого к тяге 27 присоединяют груз 28. В результате чего появится момент силы тяжести, равный

M_z=m·g·l,

где m - масса груза, g - ускорение силы тяжести, l - плечо.

Под действием этого момента балка отклонится на некоторый угол γ. При этом по оси Z с БЧЭ появится сигнал, пропорциональный угловой скорости ЛМА относительно оси Z, который поступит на микропроцессор БИБ 15, где произойдет его интегрирование. Значение вычисленного угла через микропроцессор БИНС 16 и радиоинтерфейс 17 поступит на радиоинтерфейс МПК 23.

Жесткость упругой балки будет определяться выражением

Обработка результатов измерений при этом осуществляется следующим образом:

, где i=1-N - число измерений.

При этом погрешность обработки результатов измерений составит

После калибровки жесткости упругой балки приступают к определению моментов инерции и коэффициентов демпфирования. Для этого от тяги отсоединяют груз 28, вставляют штифт 29 в направляющее колесо 26 и вручную натягивают тягу 27 до упирания штифта 29 в упор 30 и отпускают тягу. ЛМА отклоняется на фиксированный угол γ и он начнет колебаться относительно оси Z. С гироскопа по оси Z ИБИНСа появится сигнал, пропорциональный угловой скорости колебаний аппарата вокруг оси Z. Эта информация аналогично, как и при калибровке, поступит на радиоинтерфейс МПК 24 и запишется в файл стока МПК 24. При этом движение аппарата можно описать уравнением

где γ - угол поворота аппарата по оси Z;

J_z - момент инерции по оси Z;

К_д - коэффициент демпфирования;

Ку - жесткость переносного подвеса.

Уравнение (2) можно привести к виду

В операторной записи уравнение (3) принимает следующий вид:

где Т - период свободных колебаний (при отсутствии затухания);

ξ - параметр затухания, лежащий в пределах 0<ξ<1;

- символ производной.

Согласно уравнениям 3 и 4, получим

Снимая данные с гироскопа, по графику изменения во времени угловой скорости - могут быть определены: частота λ и период затухающих колебаний Т₀, амплитуды колебаний при времени t=t₁ и t=t₁+T₀ соответственно, а также коэффициент затухания переходного процесса , используя соотношение

Период свободных колебаний Т, параметр затухания - ξ и частота затухающих колебаний связаны соотношением

Используя соотношения (7), (8) и (9), определяют параметры: Т, ξ и, соответственно, искомые момент инерции и коэффициент демпфирования ЛМА относительно оси Z с использованием уравнений

J_z=Ку·T²-m·l²,

К_д=2·ξ·Ку·Т.

Проводя многократные измерения и вычисления J_z и К_д, мы можем получить их среднестатистические значения, а также среднестатистические погрешности определения J_z и К_д.

Аналогично определяются момент инерции и коэффициент демпфирования по оси X.

Рассмотрим определение постоянных времени двигателей. Для этого один из двигателей, не лежащий в вертикальной плоскости крепления ЛМА, включим на полную мощность. ЛМА, будучи в состоянии покоя, начнет поворот вокруг оси Х и стабилизируется под действием жесткости переносного упругого подвеса. Постоянная времени

где τ_дв - постоянная времени двигателя;

Т_{перех.процесса} - время переходного процесса стабилизации аппарата. Среднестатистическое значение, а также среднестатистическую погрешность определения τ_дв находим следующим образом:

После определения моментов инерции, коэффициентов демпфирования ЛМА и постоянных времени двигателей производится измерение коэффициента лобового сопротивления. Для этого ЛМА 1 вместе с переносным упругим подвесом 2 отсоединяется от стола 3 и укрепляется на крыше автомобиля с помощью магнитов 8, а мобильный персональный компьютер 23 с радиоинтерфейсом МПК 24 устанавливается внутри салона автомобиля. Выбирается прямолинейный участок дороги. Автомобиль движется с заданной постоянной скоростью. По информации БИНС фиксируется угол γ и скорость движения автомобиля. При этом коэффициент лобового сопротивления ЛМА вычисляется из выражения

где γ - угол отклонения переносного упругого подвеса,

S - площадь поперечного сечения ЛМА,

ρ - плотность воздуха,

V - скорость движения транспортного средства,

- число Рейнольдса,

D - максимальный поперечный размер ЛМА,

ν - вязкость воздуха.

Меняя скорость движения автомобиля, получают зависимость коэффициента лобового сопротивления ЛМА от числа Рейнольдса в условиях проведения испытаний, максимально приближенных к реальным.

Таким образом, предлагаемое изобретение обеспечивает технический результат, заключающийся в расширении функциональных возможностей способа комплексных испытаний ЛМА, содержащего ИБИНС, и реализующего его устройства за счет обеспечения возможности измерения в широком диапазоне дополнительных, качественно отличных параметров, с одновременным обеспечением достоверности воспроизведения условий эксплуатации в процессе проведения испытаний и упрощением обработки измерительной информации о состоянии испытуемого ЛМА.

1. Способ комплексных испытаний летательного микроаппарата (ЛМА) с интегральной бесплатформенной инерциальной навигационной системой (ИБИНС), включающий калибровку измерительных средств для комплексных испытаний ЛМА и последующее определение динамических характеристик ЛМА с помощью указанных измерительных средств, отличающийся тем, что сначала ЛМА, включающий в свой состав ИБИНС, жестко закрепляют на одном конце переносного упругого подвеса, свободный конец которого закрепляют на неподвижном основании, производят калибровку жесткости указанного подвеса с закрепленным на нем ЛМА по сигналам ИБИНС и определяют динамические характеристики ЛМА и его двигателей, затем отсоединяют от неподвижного основания свободный конец переносного упругого подвеса, закрепляют его на транспортном средстве, задают скорость прямолинейного движения транспортного средства в окружающей воздушной среде и определяют аэродинамические характеристики ЛМА в зависимости от скорости прямолинейного движения.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что калибровку жесткости переносного подвеса с закрепленным на нем ЛМА производят, отклоняя его на заданную величину в заданном направлении относительно неподвижного основания, а соответствующие сигналы ИБИНС запоминают в мобильном персональном компьютере (МПК).

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что в качестве динамических характеристик ЛМА определяют его моменты инерции и коэффициенты демпфирования, для чего закрепление ЛМА на конце переносного упругого подвеса производят с ориентацией в заданном направлении его навигационной оси, отклоняют подвес с ЛМА в направлении, ортогональном этой оси, на заданную величину и отпускают его, а сигналы ИБИНС, соответствующие колебаниям ЛМА, обрабатывают в МПК и определяют по ним момент инерции и коэффициент демпфирования ЛМА относительно этой оси, после чего указанные в этом пункте действия производят для другой навигационной оси.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что в качестве динамической характеристики каждого двигателя ЛМА определяют постоянную времени этого двигателя относительно заданной навигационной оси, для чего двигатель, расположенный вне вертикальной плоскости, проходящей через заданную навигационную ось, включают на полную мощность, фиксируют время переходного процесса стабилизации ЛМА под действием жесткости переносного упругого подвеса, которое контролируют по сигналам ИБИНС, обрабатываемым в МПК, и определяют по нему постоянную времени этого двигателя.

5. Способ по п.2, отличающийся тем, что в качестве аэродинамической характеристики определяют коэффициент лобового сопротивления ЛМА в направлении его навигационной оси, для чего при заданной скорости движения транспортного средства в воздушной среде фиксируют угол отклонения ЛМА по сигналам ИБИНС, обрабатываемым в МПК, и определяют коэффициент лобового сопротивления.

6. Устройство для комплексных испытаний летательного микроаппарата (ЛМА) с интегральной бесплатформенной инерциальной навигационной системой (ИБИНС), содержащее неподвижный стол с узлом крепления испытуемого ЛМА и элементами задания испытательной нагрузки и систему обработки измерительной информации, отличающееся тем, что узел крепления испытуемого ЯМА состоит из основания, имеющего поверхность для базирования на неподвижном столе и транспортном средстве и установочные элементы в виде отверстий под крепежные винты, и магнитов, запрессованных в основание по касательной к поверхности базирования, и крестовины для установки испытуемого ЛМА, связанной с основанием упругой балкой, а элементы задания испытательной нагрузки выполнены в виде, по меньшей мере, одной жестко закрепленной на неподвижном столе стойки с направляющим колесом и перекинутой через него тягой с грузом на одном конце и элементом связи с ЛМА на другом, при этом на направляющем колесе установлен съемный штифт, а на стойке - упор для этого штифта.

7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что система обработки измерительной информации выполнена в виде радиоинтерфейса ИБИНС ЛМА и мобильного персонального компьютера (МПК), содержащего радиоинтерфейс для связи с радиоинтерфейсом ИБИНС.