Система управляемых авиационных средств поражений для функционально-моделирующего комплекса

Изобретение относится к области тренажеростроения, в частности стендов моделирования или авиационных тренажеров, и может применяться при подготовке летчиков самолетов истребительной авиации, отработке безопасности пусков авиационных управляемых ракет (АУР) в комплексе с самолетом-носителем и методике обучения летчиков ведению воздушного боя. Устройство содержит последовательно соединенные органы управления самолетом-носителем, вычислитель динамики самолета-носителя и цели, вычислительные средства визуализации, средства визуализации, "индикатор на лобовом стекле" (ИЛС). Дополнительно введены модель пускового устройства, модель движения АУР, вычислитель относительного движения самолета-носителя (СН) и АУР, модель факела и струи, блок оценки безопасности, модель интерференции, блок раскрытия аэродинамических поверхностей, модель аэродинамики изолированной ракеты, модель аэродинамики ракеты в возмущенном потоке, модель системы управления АУР, блок привода органов управления, блок идентификации и коррекции, пульт контроля и управления. Модель пускового устройства описывает процесс отделения (катапультирования) АУР от самолета-носителя в виде системы дифференциальных уравнений. Технический результат заключается в возможности проведения исследования, обучения и тренировки летчиков ведению группового воздушного боя в условиях, приближенных к условиям реального полета, при учете безопасности процессов отделения и полета авиационных средств поражения от самолета-носителя. 2 ил.

 

Изобретение относится к области создания стендов моделирования или авиационных тренажеров и может применяться при подготовке летчиков самолетов истребительной авиации, отработки безопасности пусков авиационных управляемых ракет (АУР) в комплексе с самолетом-носителем и методики обучения летчиков ведению воздушного боя.

Известен учебно-тренировочный комплекс авиационный (7 G 09 В/08 заявка 2004106706/28), предназначенный для приобретения навыков прицельного применения оружия по воздушным целям в условиях информационного и огневого противодействия противника, отработки навыков перехвата воздушных целей, выдачи в систему управления оружием (СУО) информации для имитации применения штатного оружия и выполнения оборонительного маневрирования, имитации полета воздушных целей в диапазоне высот 0,05...32 км, со скоростями от 0 до 4000 км/час, имитации ведения одиночного и группового воздушного боя. На данном учебно-тренировочном комплексе авиационном не отрабатывается система безопасности пуска авиационных управляемых ракет (АУР) в комплексе с самолетом-носителем.

Наиболее близким к изобретению является система визуализации для стенда моделирования с обзорно-прицельным устройством, описанное как изобретение - Патент №2202829 от 05.06.2001 г. Авторы Купервассер Ю.И. и др. Данное изобретение принимается за прототип. Приведенная система визуализации для стенда моделирования с обзорно-прицельным устройством позволяет производить моделирование ближнего воздушного боя сверхманевренных истребителей с использованием реальных обзорно-прицельных устройств.

Однако данный стенд моделирования с обзорно-прицельным устройством не позволяет в полной мере проводить исследование, обучение и тренировки летчиков ведению группового воздушного боя в приближенных к условиям реального полета, когда необходимо ведение как ближнего, так и дальнего воздушного боя с наведением и управлением авиационных управляемых ракет (АУР) на поражение маневрирующего самолета противника, учитывая безопасность процессов отделения и полета авиационных средств поражения от самолета-носителя.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение необходимыми устройствами для исследования безопасности старта АУР, автономного полета ракеты при разработке вооружения авиационного комплекса, определения допустимых значений параметров старта ракеты, самолета-носителя, обучения летчиков самолетов-истребителей выполнению боевых задач: имитации пуска авиационных управляемых ракет (АУР) с вычислением области безопасности пусковых режимов полета самолета-носителя (СН) в условиях отработки взаимодействия членов экипажа или экипажей в бою.

Поставленная цель достигается тем, что в известное устройство Патент №2202829 от 05.06.2001 г. - прототип, содержащее последовательно соединенные органы управления самолетом-носителем 1, вычислитель динамики самолета-носителя и цели 2, вычислительные средства визуализации 3, средства визуализации 4, "индикатор на лобовом стекле" (ИЛС) 5, дополнительно введены модель пускового устройства 6, модель движения авиационной управляемой ракеты (АУР) 7, вычислитель относительного движения самолета-носителя (СН) и АУР 8, модель факела и струи 9, блок оценки безопасности 10, модель интерференции 11, блок раскрытия аэродинамических поверхностей 12, модель аэродинамики изолированной ракеты 13, модель аэродинамики ракеты в возмущенном потоке 14, модель системы управления АУР 15, блок привода органов управления 16, блок идентификации и коррекции 17, пульт контроля и управления 18.

На фиг.1 представлена структурная схема системы управляемых средств поражения для функционально-моделирующего комплекса. На фиг.1 обозначены:

1 - органы управления самолетом-носителем;

2 - вычислитель динамики самолета-носителя и цели;

3 - вычислительные средства визуализации;

4 - средства визуализации;

5 - "индикатор на лобовом стекле" (ИЛС);

6 - модель пускового устройства;

7 - модель движения авиационной управляемой ракеты (АУР);

8 - вычислитель относительного движения самолета-носителя (СН) и АУР;

9 - модель факела и струи;

10 - блок оценки безопасности;

11 - модель интерференции;

12 - блок раскрытия аэродинамических поверхностей;

13 - модель аэродинамики изолированной ракеты;

14 - модель аэродинамики ракеты в возмущенном потоке;

15 - модель системы управления АУР;

16 - модель системы управления АУР;

17 - блок идентификации и коррекции;

18 - пульт контроля и управления.

Система управляемых средств поражения для функционально-моделирующего комплекса содержит последовательно соединенные органы управления самолетом-носителем 1, вычислитель динамики самолета-носителя и цели 2, вычислительные средства визуализации 3, средства визуализации 4, "индикатор на лобовом стекле" (ИЛС) 5, модель пускового устройства 6, модель движения авиационной управляемой ракеты (АУР) 7, вычислитель относительного движения самолета-носителя (СН) и АУР 8, модель факела и струи 9, блок оценки безопасности 10, модель интерференции 11, блок раскрытия аэродинамических поверхностей 12, модель аэродинамики изолированной ракеты 13, модель аэродинамики ракеты в возмущенном потоке 14, модель системы управления АУР 15, блок привода органов управления 16, блок идентификации и коррекции 17, пульт контроля и управления 18, второй выход которого соединен с блоком идентификации и коррекции 17, выход которого параллельно соединен с четвертым входом модели аэродинамики ракеты в возмущенном потоке 14 и с третьим входом модели системы управления АУР 15, второй выход которой соединен с входом блока привода органов управления 16, выход которого соединено третьим входом модели аэродинамики изолированной ракеты 13, первый вход которой соединен с выходом блока раскрытия аэродинамических поверхностей 12, а второй выход модели аэродинамики изолированной ракеты 13 соединен с первым входом модели аэродинамики ракеты в возмущенном потоке 14, второй выход которой соединен с четвертым входом модели движения авиационной управляемой ракеты (АУР) 7, а третий выход вычислителя динамики самолета-носителя и цели 2 параллельно соединен со вторым входом модели движения авиационной управляемой ракеты (АУР) 7, со вторым входом вычислителя относительного движения самолета-носителя (СН) и АУР 8 и с входом модели факела и струи 9, выход которой соединен со вторым входом блока оценки безопасности 10, третий выход которого соединен с первым входом пульта контроля и управления 18, третий выход модели движения авиационной управляемой ракеты (АУР) 7 соединен с первым входом вычислителя относительного движения самолета-носителя (СН) и АУР 8,третий выход которого параллельно соединен с первым входом блока оценки безопасности 10 и с входом модели интерференции 11, выход которой соединен с третьим входом модели аэродинамики ракеты в возмущенном потоке 14, а второй выход органов управления самолетом-носителем 1 параллельно соединен с первым входом модели системы управления АУР 15, с входом блока раскрытия аэродинамических поверхностей 12 и с входом модели пускового устройства 6, выход которой соединен с первым входом модели движения авиационной управляемой ракеты (АУР) 7, пятый выход которой соединен с четвертым входом модели аэродинамики изолированной ракеты 13.

Модель пускового устройства 6 описывает процесс движения авиационной управляемой ракеты (АУР) на пусковом устройстве (ПУ) рельсового или катапультного типов при старте АУР с самолета-носителя в виде системы дифференциальных уравнений динамики упругой системы "самолет-ПУ-АУР" и дифференциальных уравнений внутренней баллистики для силового привода. В схеме АКУ с механической синхронизацией толкателей в процессе катапультирования возникают интенсивные упругие тангажные колебания АУР, которые накладываются на движение АУР как жесткого целого. Этот факт требует учета упругих деформаций Δ элементов механической системы. Общий вид самолета-носителя, пускового устройства (ПУ), авиационных управляемых ракет (АУР) представлен на фиг.2. Конфигурация механизма АКУ совместно с АУР в процессе катапультирования описывается совокупностью параметров:

включающей угловые координаты различных звеньев ϕ, переменные расстояния между узлами r, деформации отдельных звеньев Δ, изгибную деформацию АУР - ее прогиб w. Для АКУ, имеющих гидропривод, учитываются также объемные упругие деформации гидросмеси в цилиндрах толкателей. С помощью уравнений Лагранжа второго рода, использующих выражения для кинетической энергии Т, потенциальной энергии упругой деформации U и элементарной работы внешних сил А по обобщенным координатам q, выбранным из совокупности переменных (1), строится система уравнений динамики:

Здесь N^(е) - упругие усилия в звеньях; Q - усилие пиро- или пневмопривода, F^аэр - совокупность аэродинамических сил и моментов, действующих на АУР, [А] и [В] - матрицы параметров системы. Дифференциальные уравнения (2) численно интегрируются методом Рунге-Кутта при соответствующих начальных условиях. Получаемые на момент отделения t=t_k параметры отделения V_ур,, У_р, w_zp являются начальными условиями для автономного полета АУР. Модель движения авиационной управляемой ракеты (АУР) 7 после отделения от пусковой установки описывается уравнениями движения в пространстве твердого тела в связанной системе координат:

где V - вектор воздушной скорости, m, J_xx, J_yy, J_zz - масса и моменты инерции АУР. Через G обозначен вектор сил тяжести, а через F и М_аэр - вектора внешних сил и аэродинамических моментов, Р - сила тяги двигателя.

Интегрирование указанных дифференциальных уравнений осуществляется, например, методом Rунге-Кутта, при соответствующих начальных условиях. Компоненты R_x, R_y, R_z, М_х, M_y, M_z главного вектора и главного момента аэродинамических сил определялись аналитическим методом или методом получения эмпирических продувочных коэффициентов с_х,, с_y, c_z, m_у, m_y ^wy, m_z, m_z ^wz, каждый из которых представлялся в виде суммы двух слагаемых, первое из которых (с индексом "из") соответствует обтеканию изолированной АУР, а второе (с индексом "инт") - добавке от интерференционного возмущения потока носителем. Указанное суммирование производится в модели аэродинамики ракеты в возмущенном потоке 14.

Параметры, характеризующие движение АУР и движение самолета-носителя, поступают в вычислитель относительного движения самолета-носителя и АУР 8, где производится вычисление параметров относительного движения самолета-носителя и АУР:

.

где , , Δ - относительные параметры по дальности, скорости и угловой скорости взаимного положения АУР и самолета-носителя.

Модель факела и струи 9 описывает поведение факела и газовой струи двигателя ракеты при ее старте с пусковой установки и автономном полете. Модель факела и струи включает математическую модель газовой струи и факела догорания двигателя ракеты, математическую модель физических и геометрических параметров факела и струи, воздействующих на тело в заданной точке. В модели факела и струи расчитываются основные физические параметры струйного газового потока, действующего на авиационный комплекс в любой заданной точке; область попадания факела и струи ракеты в воздухозаборник самолета-носителя. Основные формульные зависимости модели:

Поправка на расстояние от центра масс до среза сопла стартующей ракеты в связанной системе координат:

Координаты центра среза сопла в связанной системе координат:

Координаты центра среза сопла в системе координат, параллельной связанной системе координат, ее начало находится в заданной точке с координатами Х_уст, Y_уст, Z_уст от центра масс стартующей ракеты.

Координаты центра среза сопла в системе координат, начало которой находится в точке с координатами Х_уст, Y_уст, Z_уст, а ось "X" направлена по вектору воздушной скорости самолета:

Координаты центра масс стартующей ракеты в скоростной системе координат:

Показатель попадания струи в заданную точку тела:

Скорость потока газа в заданной точке тела:

Температура торможения газа в заданной точке тела:

Здесь α_н - угол атаки самолета-носителя, β_н - угол скольжения самолета-носителя, ω_з.м. - скорость потока газа в заданной точке тела, ω_м - скорость потока в центре сечения, ω_н - скорость спутного потока, R_гр - радиус границы струи ракеты, Т_н - температура торможения спутного потока R_y,z - координаты точки попадания.

Входной информацией для модели факела и струи являются: параметры самолета-носителя α - угол атаки, β - угол скольжения, Н - высота полета, V - скорость полета, n_х, n_y, n_z - перефузки, а также параметры ракеты, двигателя, топлива, газовой струи. Выходом модели факела и струи являются: массив изменения по времени координат " X, Y, Z" центра масс стартующей ракеты в скоростной системе координат, параметры струи, расстояние заданной точки тела Х_уст, Y_уст, Z_уст от центра масс стартующей ракеты до проекции оси струи на плоскость, проходящую через заданную точку тела и перпендикулярную вектору воздушной скорости самолета-носителя, скорость потока газа в заданной точке тела, температура торможения газа в заданной точке тела. Блок оценки безопасности 10 определяет область безопасного отделения АУР от самолета-носителя и автономного полета ракеты в возмущенном самолете потоке; оценка безопасности строится на основе многофакторной модели, учитывая параметры самолета-носителя, пускового устройства, АУР, их динамику и их взаимное влияние.

Интерференционные составляющие аэродинамических сил и моментов определяются режимом полета самолета-носителя (α^н, β^н, М,), движением АУР относительно СН и вычисляются в модели интерференции 11. В этом блоке также определяются интерференционные составляющие коэффициентов сил и моментов, действующие на аэродинамические органы управления (рули) в прцессе их раскрытия.

Здесь α^н, β^н, М - угол атаки, угол скольжения и число Маха самолета-носителя. В блоке раскрытия аэродинамических поверхностей 12 раскрытие аэродинамических поверхностей символически представляется в виде уравнения:

где α - угол поверхности, J_n - момент инерции, относительно оси ее вращения, р_n - давление в пирокамере (определяется уравнением внутренней баллистики), F_n ^аэр - аэродинамические нагрузки на поверхность, f - функциональная зависимость.

Модель аэродинамики изолированной ракеты 13 содержит алгоритмы вычисления аэродинамических характеристик изолированной АУР, а также ее массовых, инерционных, тяговых и центровочных характеристик. Аэродинамические характеристики изолированной АУР представлены в виде пространственной нелинейной модели сил и моментов. Алгоритмы вычисления безразмерных коэффициентов сил и моментов составлены с учетом свойств осевой и зеркальной симметрии АУР и по структуре представляют собой тригонометрические ряды, в качестве аргумента которых принят угол ϕ, определяющий ориентацию плоскости полного угла атаки относительно связанных осей АУР. Коэффициенты аппроксимации, входящие в структуру выражений для коэффициентов сил и моментов, являются, в свою очередь, функциями нескольких аргументов, в качестве которых выступают угол атаки корпуса а и углы отклонения рулей, а также параметры режима полета АУР: число Маха М и высота Н. В этом же блоке вычисляются коэффициенты аэродинамических сили моментов, действующих на аэродинамические органы управления (рули) изолированной АУР в процессе их раскрытия. В модели аэродинамики ракеты в возмущенном потоке 14 производится вычисление аэродинамических коэффициентов с_х, с_у, с_z, М_у, М_у ^ωy, М_z, М_z ^ωy суммированием аэродинамических коэффициентов с_{x, из}; с_{у, из}; с_{z, из}; М_{у, из}; М_у ^ωy  _из, M_{z, из} M_z ^ωz из с индексом "из" для изолированной АУР и аэродинамических коэффициентов с_{x, инт} с_{у, инт} c_{z, инт} M_{y, инт} M_y ^ωy _{, инт} М_{z, инт} M_z ^ωy  _инт

с индексом "инт" для интерференционного возмущения потока самолетом-носителем. В частности, для с_у и m_у:

c_у=су_{, из}+су_{, инт,}

m_у=m_{у, из}+m_{у, инт}

В этом же блоке производится вычисление коэффициентов аэродинамических сил и моментов, действующих на аэродинамические органы управления (рули) ракеты в процессе их раскрытия, путем суммирования указанных коэффициентов для изолированной АУР с соответствующими добавками, обусловленными аэродинамической интерференцией АУР и СН.

Математическое описание модели системы управления АУР 15, представляется в виде следующего выражения:

где P - оператор, однозначно выражающий состояние агрегата в момент времени t,

X, Y - множество входных и выходных параметров агрегата,

D={D, D, D} - множество промежуточных параметров,

U='[U, U, U} - множество характеристик данных (признаков),

R(D)={R(D),R(D),...R(D)} - множество отношений на множестве элементарных данных (признаков),

N={N, N,...N} - множество экземпляров данных (признаков) в отношениях,

F(R)={F(R),F(R),...F(R)} - множество функциональных зависимостей между отношениями.

Характеристика элементарных данных (признаков) структуры могут быть заданы кортежем вида U=(<вид представления>, <диапазон изменения>, <значение>).

Переход агрегата из одного состояния в другое определяется поступлением входных сигналов, окончанием выполненной операции преобразования структур данных и типом события, возникшего по окончании операции.

Блок привода органов управления 16 включает моделирование отклонений приводом органов газодинамического управления и отклонений приводом органов аэродинамического управления.

Блок идентификации и коррекции 17 на основании массива параметров движения самолета-носителя и ракеты (АУР), полученных с летного эксперимента пуска АУР, обеспечивает: идентификацию параметров траекторий движения АУР и СН с целью оценки результатов летного эксперимента; идентификацию аэродинамических характеристик изолированной ракеты и характеристик аэродинамической интерференции АУР и СН с целью коррекции математической модели движения АУР.

Пульт контроля и управления 18 обеспечивает всеми необходимыми техническими и программными средствами рабочее место инструктора, который формирует сценарий "полета", создает боевую ситуацию, контролирует ход эксперимента и тренировки. На пульте имеются средства связи с летчиками, находящимися в макете кабины самолета, осуществляется визуальный контроль за его деятельностью, средства ввода отказов и нештатных ситуаций (НшС) в модели бортовых систем самолета-носителя и системы "АКУ-АУР", документируются и сохраняются результаты деятельности летчиков средствами регистрации.

На пульте инструктора расположен банк данных, где хранятся база данных результатов летных экспериментов; база данных самолетов-носителей, ракет, АКУ; база данных точек подвесок; база данных газодинамической струи; база данных интерференции.

В интересах Министерства обороны РФ по материалам данного изобретения разработан функционально-моделирующий комплекс для отработки новых технологий систем авиационных средств поражения, отработки методики оценки безопасности самолета-носителя, отражающей динамику всей системы, начиная с движения ракеты на ПУ и заканчивая выходом ракеты из окрестности самолета-носителя.

Источники информации.

1. Система визуализации для стенда моделирования с обзорно-прицельным устройством. Патент RU №2202829 С2, G 09 В 9/00, 9/30, опубл. БИПМ №11 от 20.12.1998 г.

2. Авиация ПВО России и научно-технический прогресс: Военые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра. / Под редакцией Е.А.Федосова, М.: Дрофа, 2001 г.

3. Учебно-тренировочный комплекс авиационный. Заявка на изобретение №2004106706/28, 7 G 09 В/08, опубл. БИПМ №11 от 20.04.2005 г.

Система управляемых авиационных средств поражения для функционально-моделирующего комплекса, содержащая последовательно соединенные органы управления самолетом-носителем, вычислитель динамики самолета-носителя и цели, вычислительные средства визуализации, средства визуализации, индикатор "на лобовом стекле" (ИЛС), отличающаяся тем, что дополнительно введены модель пускового устройства, модель движения авиационной управляемой ракеты (АУР), вычислитель относительного движения самолета-носителя (СН) и АУР, модель факела и струи, блок оценки безопасности, модель интерференции, блок раскрытия аэродинамических поверхностей, модель аэродинамики изолированной ракеты, модель аэродинамики ракеты в возмущенном потоке, модель системы управления АУР, блок привода органов управления, блок идентификации и коррекции, пульт контроля и управления, второй выход которого соединен с блоком идентификации и коррекции, выход которого параллельно соединен с четвертым входом модели аэродинамики ракеты в возмущенном потоке и с третьим входом модели системы управления АУР, второй выход которой соединен с входом блока привода органов управления, выход которого соединен с третьим входом модели аэродинамики изолированной ракеты, первый вход которой соединен с выходом блока раскрытия аэродинамических поверхностей, а второй выход модели аэродинамики изолированной ракеты соединен с первым входом модели аэродинамики ракеты в возмущенном потоке, второй выход которой соединен с четвертым входом модели движения авиационной управляемой ракеты (АУР), а третий выход вычислителя динамики самолета-носителя и цели параллельно соединен со вторым входом модели движения авиационной управляемой ракеты (АУР), со вторым входом вычислителя относительного движения самолета-носителя (СН) и АУР и с входом модели факела и струи, выход которой соединен со вторым входом блока оценки безопасности, третий выход которого соединен с первым входом пульта контроля и управления, третий выход модели движения авиационной управляемой ракеты (АУР) соединен с первым входом вычислителя относительного движения самолета-носителя (СН) и АУР, третий выход которого параллельно соединен с первым входом блока оценки безопасности и с входом модели интерференции, выход которой соединен с третьим входом модели аэродинамики ракеты в возмущенном потоке, а второй выход органов управления самолетом-носителем параллельно соединен с первым входом модели системы управления АУР, с входом блока раскрытия аэродинамических поверхностей и с входом модели пускового устройства, выход которой соединен с первым входом модели движения авиационной управляемой ракеты (АУР), пятый выход которой соединен с четвертым входом модели аэродинамики изолированной ракеты.