Способ управления движением летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2489668:

Бытьев Алексей Вячеславович (RU)
Головань Михаил Витальевич (RU)
Кириченко Александр Александрович (RU)
Куприянов Геннадий Павлович (RU)
Ткаченко Владимир Иванович (RU)
Чекинов Сергей Геннадьевич (RU)
Черкасов Владислав Николаевич (RU)
Струментов Александр Гурьевич (RU)
Шульга Сергей Владимирович (RU)
Краснянчук Николай Алексеевич (RU)

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Линию визирования формируют и совмещают с объектом визирования. Измеряют системой управления отклонения летательного аппарата от линии визирования в процессе его полета. Автоматически формируют команду управления, соответствующую этому отклонению. Осуществляют автоматическую выработку и подачу на органы управления летательного аппарата сигнала соответствующего этой команде. Измеряют дальность до объекта визирования. Определяют вызванные маневрированием носителя его курсовые углы движения в горизонтальной и вертикальной плоскостях, направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии визирования, изменение дальности до объекта визирования и перемещают линию визирования в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, уточненной с учетом масштабирующего коэффициента, линейной поперечной скорости линии визирования, начальной дальности до цели, изменения дальности до цели, при увеличении расстояния между носителем и целью, при уменьшении расстояния между носителем и целью, линейной скорости носителя, времени движения носителя от ввода, курсовых углов носителя в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности стабилизации линии визирования на 25-30% в условиях помех.

 

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способам управления движением летательных аппаратов (ЛА), в частности, устанавливаемых в составе комплексов управляемого вооружения как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки, вертолеты и др.

Управление движением летательных аппаратов в процессе их полета позволяет существенно повысить точность комплексов вооружения, устанавливаемых как на земле, так и на различных подвижных носителях. Существенно возрастает огневая мощь таких машин и за счет дополнения обычного вооружения (артиллерийского или стрелкового) управляемыми летательными аппаратами (беспилотные летательные аппараты (БПЛА), управляемые ракеты (УР) и др.).

В настоящее время известны различные способы управления движением летательных аппаратов (БПЛА, управляемых ракет, снарядов и др). От эффективности способов управления их движением зависит и эффективность комплексов вооружения в целом.

Известен способ управления движением ракет первого поколения, заключающийся в наведении наводчиком (оператором) на цель линии визирования, глазомерном измерении отклонения от нее управляемой ракеты, воздействии на органы управления ракетой в соответствии с этими отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (см., например, А.Н. Латухин «Противотанковое вооружение», М., Воениздат, 1974, с.192-236). К первому поколению относятся управляемые (противотанковые) ракеты с ручными системами наведения. ПТУР первого поколения и способы их наведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость движения ракеты, реализуемая в них, а следовательно, и очень большое время полета (20-25 с), наличие не поражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м, малая скорострельность по сравнению с другими противотанковыми средствами и др. Обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам очень дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов. Низкая скорость полета ракеты требует от оператора непрерывного визуального слежения за ракетой и целью и управления ракетой на всей траектории. Поэтому к наводчикам (операторам) ПТУР предъявляются строгие требования. Для обучения и периодических тренировок наводчиков управляемых ракет с ручной системой наведения требуются сложные электронно-оптические тренажеры. Кроме того, при таком способе управления практически невозможно устранить один из основных недостатков: низкую скорость полета управляемой ракеты, так как при увеличении скорости ее движения работа наводчика сильно усложняется, поскольку управление обычно осуществляется с помощью команд, основанных на учете взаимного положения ракеты и цели. Наводчик физически не успевает своевременно реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты (ЛА). Он также испытывает значительные трудности при выводе ракеты на линию прицеливания. Во избежание клевка ракеты о землю вблизи пусковой установки (стреляющего объекта) последней придают значительный угол возвышения. В результате и образуется (см. выше) необстреливаемая зона размером в 600-700 м. Кроме того, в этих условиях практически исключается стрельба с подвижных носителей, особенно при их маневрировании.

Известен также способ управления движением летательного аппарата (ракеты) комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 «Кобра» (см., например, «Комплекс вооружения танка - Т-64Б. Материалы учебного пособия, М., ВАБТВ, 1977, с.8-51), являющийся наиболее близким по технической сути к заявляемому и принимаемый за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа.

Способ управления движением летательного аппарата заключается в формировании стабилизированной линии визирования и совмещении ее с объектом визирования, измерении системой управления отклонения летательного аппарата от линии визирования в процессе его полета, автоматическом формировании и передаче на него команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления летательного аппарата сигнала, соответствующего этой команде.

Этот способ от предшествующего отличается тем, что непрерывное слежение за объектом визирования, совмещая с ним линию визирования, ведет наводчик (оператор), а слежение за ЛА (ракетой), измерение его отклонений от линии визирования, выработка и передача команд на борт летящего ЛА (ракеты), а затем на ее органы управления производятся системой управления автоматически. Этот способ по сравнению с предшествующим обеспечивает (см. там же):

увеличение скорости движения ЛА (ракеты); уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность; уменьшение «мертвой зоны» до 75 м и менее от огневой позиции; более высокую эффективность и стабильность результатов стрельбы в разнообразных ситуациях противотанкового боя; упрощение работы оператора (его функции сводятся лишь к совмещению линии визирования с объектом визирования, а команды управления вырабатываются и передаются на ЛА автоматически), что повышает точность и сводит к минимуму влияние на результаты индивидуальных данных оператора.

Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость продолжительного по времени удержания линии визирования на объекте визирования приводит к возникновению опасности ее потери при появлении в поле зрения наводчика световых или пыледымовых помех. Наличие на борту ЛА (ракеты) мощного источника света, необходимого для образования световой обратной связи, и замкнутого контура управления затрудняет наводчику слежение за целью, усугубляя действие световых помех. Все это приводит к существенному увеличению ошибок слежения за целью из-за трудностей компенсации наводчиком отклонений линии визирования (прицельной марки) от цели, вызванных маневрированием подвижного носителя. Это объясняется тем, что система стабилизации линии визирования в прототипе измеряет и компенсирует только угловые отклонения линии визирования от заданного гироскопическим датчиком углового направления на цель и не реагирует на линейные перемещения линии прицеливания вместе с носителем (танком). Оператор же не в состоянии своевременно их компенсировать, особенно в условиях помех и перерывах в видимости цели.

Предлагаемый способ позволяет практически исключить присущий прототипу недостаток.

Целью настоящего изобретения является повышение эффективности управления движением ЛА (ракеты) путем повышения точности стабилизации линии визирования за счет компенсации погрешностей, вызванных линейными перемещениями линии визирования (прицельной марки) в картинной плоскости стрельбы (в плоскости, перпендикулярной плоскости взирования).

Указанная цель достигается тем, что в способе управления движением летательного аппарата, заключающемся в формировании стабилизированной линии визирования и совмещении ее с объектом визирования, измерении системой управления отклонения летательного аппарата от линии визирования в процессе его полета, автоматическом формировании и передаче на него команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления летательного аппарата сигнала, соответствующего этой команде, измеряют дальность до объекта визирования, определяют вызванные маневрированием носителя его курсовые углы движения относительно объекта визирования (цели) в горизонтальной и вертикальной плоскостях, направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии визирования, изменение дальности до объекта визирования, вызванное маневрированием носителя, и перемещают линию визирования в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражениям

ω=КмVлв/(До±ΔД),

ΔД=Vнtнcosgгcosgв,

где ω - угловая скорость перемещения линии визирования,

Км - масштабирующий коэффициент,

Vлв - линейная поперечная скорость линии визирования,

До - начальная дальность до объекта визирования,

ΔД - изменение дальности до объекта визирования,

«+» - при увеличении расстояния между носителем и объектом визирования из-за движения носителя,

«-» - при уменьшении расстояния между носителем и объектом визирования из-за движения носителя,

Vн - линейная скорость носителя,

tн - время движения носителя с момента ввода До,

gг - курсовой угол носителя в горизонтальной плоскости,

gв - курсовой угол носителя в вертикальной плоскости,

при перемещении объекта визирования измерение дальности до него производят периодически, а угловую скорость перемещения линии визирования уточняют в соответствии с выражениями

ωкмVлвк/(Дк±ΔДк),

ΔДк=Vнкtнкcosgгкcosgвк,

ωк - угловая скорость перемещения линии визирования после к-го измерения дальности,

Vлвк - линейная поперечная скорость линии визирования после к-го измерения дальности,

Дк - дальность до объекта визирования в момент ее к-го измерения,

ΔДк - изменение дальности до объекта визирования после ее к-го измерения,

Vнк - линейная скорость носителя после к-го измерения дальности,

tнк - время движения носителя после очередного ввода дальности Дк,

gгк - курсовой угол носителя в горизонтальной плоскости после к-го измерения дальности до объекта визирования,

gвк - курсовой угол носителя в вертикальной плоскости после к-го измерения дальности до объекта визирования.

Реализация (работа) предлагаемого способа происходит следующим образом. При визировании из движущегося носителя (танка) линейные скорости линии визирования в поперечной плоскости могут быть измерены различными способами. Например, с использованием датчиков линейного ускорения носителя (танка) в соответствующих направлениях. Для уменьшения погрешностей, обусловленных линейными ускорениями носителя, датчики линейных ускорений должны давать информацию об ускорениях, действующих в районе визирной марки, а поэтому и устанавливаться должны в непосредственной близости к головной части визира прицела. Для получения информации о линейной скорости сигналы, снимаемые с выходов датчиков линейных ускорений, интегрируются. Если после измерения дальности и до достижения ЛА (управляемой ракетой) объекта визирования (цели) носитель совершает маневрирование в течение продолжительного времени, то значение введенной дальности До необходимо корректировать. Для этого необходимо измерять скорость носителя и его курсовые углы движения в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Это может быть достигнуто за счет использования штатного датчика скорости носителя (спидометра) и установки датчиков углов в соответствующих плоскостях. Делением величины сигналов, соответствующих линейной скорости Vлп, на величину измеренной и скорректированной дальности до цели (после ее измерения) получают сигналы, величина которых соответствует угловой скорости отклонения визирной марки от цели. Подавая этот сигнал на вход гироскопического привода стабилизатора линии визирования (прицеливания) с противоположным знаком перемещают линию визирования (прицеливания) в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражениям (1) и (2).

Масштабирующий коэффициент Км обеспечивает возможность использования способа в широком диапазоне изменения угловых скоростей перемещения линии прицеливания ω.

При управлении движением летательного аппарата и визировании подвижного объекта визирования следует периодически уточнять дальность между носителем и объектом визирования, чтобы учесть изменение дальности, вызываемое и движением объекта визирования. Чем меньше период измерения, тем точнее процесс управления. Уточнение дальности производят по (3) и (4).

Попадая на вход гироскопического привода наведения стабилизатора линии визирования, компенсирующий сигнал вызывает отклонение линии визирования на угол, компенсирующий линейное перемещение визирной марки относительно объекта визирования (цели) на этой (измеренной и уточненной) дальности.

Предлагаемый способ содержит признаки, отличные от прототипа, приведенные в отличительной части формулы изобретения.

В связи с этим предлагаемый способ обладает новизной.

В предлагаемом способе, как и в прототипе, осуществляется угловая стабилизация линии визирования посредством стабилизатора линии визирования, однако, кроме этого способ предусматривает введение дополнительного управления визирной линией (визирной маркой) по сигналам, например, датчиков линейных ускорений носителя через привод стабилизатора линии визирования, что позволяет компенсировать составляющую погрешности от линейных перемещений визирной марки относительно объекта визирования на соответствующей (измеренной) дальности. Перечисленная совокупность признаков отсутствует в аналогах и позволяет получить новое качество, не совпадающее с известным решением. На основании этого можно сделать заключение о том, что предлагаемый способ обладает существенными отличиями от прототипа. Возможность реализации предлагаемого способа не вызывает сомнений и может быть осуществлена при плановых модернизациях прототипа на предприятиях-изготовителях и ремонтных предприятиях серийной продукции.

Эффективность предлагаемого способа оценивалась по результатам испытаний серийного танка. При его движении со скоростью 25-30 км/ч среднеквадратическое значение вертикальных линейных перемещений линии визирования составило 0,15 м, что для дальности до цели 1500 м соответствует угловой погрешности визирной марки, равной 0,1 мрад. При среднеквадратическом значении суммарной погрешности, равной 0,15 мрад, реализация предложенного способа позволит получить погрешность, равную 0,11 мрад, то есть уменьшить погрешность стабилизации линии визирования на 25-30%.

Использование предлагаемого способа управления движением ЛА (ракетой) позволяет получить и ряд других положительных результатов: повысить надежность захвата и наведения ЛА (ракеты), а также повысить помехоустойчивость всей системы управления, так как при кратковременной потере видимости объекта визирования (из-за световых или пыледымовых помех) стабилизация линии визирования, а вместе с этим и вероятность попадания ЛА (ракетой), продолжают оставаться высокими.

Способ управления движением летательного аппарата, заключающийся в формировании стабилизированной линии визирования и совмещении ее с объектом визирования, измерении системой управления отклонения летательного аппарата от линии визирования в процессе его полета, автоматическом формировании и передаче на него команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления летательного аппарата сигнала, соответствующего этой команде, отличающийся тем, что измеряют дальность до объекта визирования, определяют вызванные маневрированием носителя его курсовые углы движения относительно объекта визирования в горизонтальной и вертикальной плоскостях, направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии визирования, изменение дальности до объекта визирования, вызванное маневрированием носителя, и перемещают линию визирования в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражениям
ω=КмVлв/(До±ΔД),
ΔД=Vнtнcosgгcosgв,
где ω - угловая скорость перемещения линии визирования,
Км - масштабирующий коэффициент,
Vлв - линейная поперечная скорость линии визирования,
До - начальная дальность до объекта визирования,
ΔД - изменение дальности до объекта визирования,
«+» - при увеличении расстояния между носителем и объектом визирования из-за движения носителя,
«-» - при уменьшении расстояния между носителем и объектом визирования из-за движения носителя,
Vн - линейная скорость носителя,
tн - время движения носителя с момента ввода До,
gг - курсовой угол носителя в горизонтальной плоскости,
gв - курсовой угол носителя в вертикальной плоскости, при перемещении объекта визирования измерение дальности до него производят периодически, а угловую скорость перемещения линии визирования уточняют в соответствии с выражениями
ω=КмVлвк/(Дк±ΔДк),
ΔДк=Vнкtнкcosgгкcosgвк,
ωк - угловая скорость перемещения линии визирования после к-го измерения дальности,
Vлвк - линейная поперечная скорость линии визирования после к-го измерения дальности,
Дк - дальность до объекта визирования в момент ее к-го измерения,
ΔДк - изменение дальности до объекта визирования после ее к-го измерения,
Vнк - линейная скорость носителя после к-го измерения дальности,
tнк - время движения носителя после очередного ввода дальности Дк,
gгк - курсовой угол носителя в горизонтальной плоскости после к-го измерения дальности до объекта визирования,
gвк - курсовой угол носителя в вертикальной плоскости после к-го измерения дальности до объекта визирования.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата.

Изобретения относятся к области измерительной техники, в частности - к системам ориентации и навигации. Чувствительные преобразователи установлены на шлеме пилота и в кабине ЛА, связанные с вычислителем. Чувствительный преобразователь на шлеме пилота выполнен в виде жестко закрепленных в зоне его визирного устройства радиоинтерфейса и нашлемного МБИБ, содержащего наномеханические гироскопы (НМГ) с автоэлекронной эмиссией. Чувствительный преобразователь в кабине ЛА выполнен в виде расположенного в блоке индикатора его лобового стекла вычислителя, представляющего собой модуль, содержащий микроконтроллер и приемопередатчик радиоинтерфейса. Для осуществления начальной привязки системы координат микромеханического бесплатформенного инерциального блока к системе координат летательного аппарата (ЛА) определяют углы поворота координатных осей системы координат МБИБ до их совпадения с осями системы координат ЛА и фиксируют значения этих углов в памяти вычислительной машины. Вычисляют средние значения угловых скоростей, абсолютное и относительное пространственное положение шлема. Обмен данными между чувствительными преобразователями осуществляют посредством радиосигнала. Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения, безопасности полета и удобства пилотирования. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к средствам прицеливания на самолетах. Изобретение содержит бортовую радиолокационную станцию, процессор обработки сигналов, индикатор и блок связи с ракетами, переключатель режимов атаки, датчики высоты полета и крена самолета, переключатель смещения зоны обзора, процессор управления прицеливанием и блок целеуказаний по угловому положению. Блок целеуказаний по угловому положению цели содержит n-пороговых устройств, задатчик сигналов, элемент ИЛИ, вычитающее устройство, первый и второй диоды. Причем первым и вторым входами блока целеуказаний являются соответственно первые входы n-пороговых устройств и второй вход вычитающего устройства. Первый вход вычитающего устройства соединен с выходом элемента ИЛИ, входы которого соединены с выходами n-пороговых устройств. Вторые выходы n-пороговых устройств соединены с выходами задатчиков сигналов. Выход вычитывающего устройства соединен с входами первого и второго диодов. Выходы первого и второго диодов и вычитающего устройства являются соответственно первым, вторым и третьим выходами блока целеуказаний по угловому положению цели. Технический результат изобретения заключается в уменьшении времени прицеливания. 3 ил.

Изобретение относится к средствам прицеливания на самолетах. Изобретение содержит бортовую радиолокационную станцию, процессор обработки сигналов, индикатор и блок связи с ракетами, переключатель режимов атаки, датчики высоты полета и крена самолета, переключатель смещения зоны обзора, процессор управления прицеливанием, блок целеуказаний по угловому положению и блок целеуказаний по угловой скорости. Блок целеуказаний по угловому положению цели содержит n-пороговых устройств, задатчик сигналов, элемент ИЛИ, вычитающее устройство, первый и второй диоды. Причем первым и вторым входами блока целеуказаний являются соответственно первые входы n-пороговых устройств и второй вход вычитающего устройства. Выходы первого и второго диодов и вычитающего устройства являются соответственно первым, вторым и третьим выходами блока целеуказаний по угловому положению цели. Блок целеуказаний по угловой скорости движения цели содержит первый элемент НЕ, сдвиговый регистр, генератор сигналов, n-элементов И, n-вторых элементов НЕ, n-счетчиков, вычитающее устройство, первый и второй диоды. Причем первым, вторым и третьим входами блока целеуказаний по угловой скорости движения цели являются вход первого элемента НЕ и первые входы первых и вторых ключей. Выходы первого, второго и вычитающего устройства являются соответственно первым, вторым и третьим выходами блока целеуказаний. Технический результат изобретения заключается в уменьшении времени прицеливания. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано предприятиями авиационной и оборонной промышленности, ведущими разработку систем управления вооружением (СУВ) и систем передачи/приема данных. Технический результат - повышение эффективности боевых действий смешанных группировок летательных аппаратов (боевых самолетов и вертолетов) 4-го и 5-го поколений. Для достижения данного результата система содержит: многофункциональную бортовую радиолокационную станцию; оптико-электронную визирную систему; бортовой комплект аппаратуры наведения; бортовой комплект навигационного оборудования с датчиками полетной информации; вычислительную систему; комплект индикаторов прицельной, навигационной и пилотажной информации; индикатор тактической обстановки; пультовое оборудование с кнопками передачи приказов на атаку и отмены заданий; бортовой комплект аппаратуры радиотелеметрической связи с цифровым интегрированным модулем средств связи, именуемым в ряде модификаций, как модуль связи и передачи данных. 2 з.п. ф-лы, 13 ил.

Способ коррекции линейных и угловых координат заключается в том, что на шлеме оператора в реперных точках размещают четыре нашлемных ультразвуковых приемников, а в кабине над шлемом оператора в связанной системе координат кабины - четыре ультразвуковых излучателя. По краям рабочей зоны возможных положений шлема размещают четыре ультразвуковых приемника четырех корректирующих каналов, осуществляют излучение и прием импульсных ультразвуковых сигналов. Измеряют время задержки сигналов от каждого ультразвукового излучателя до каждого нашлемного ультразвукового приемника и до четырех ультразвуковых приемников корректирующих каналов. Определяют направление с учётом данных указанных корректирующих каналов. Технический результат заключается в повышении точности определения координат шлема оператора в условиях вибрации и изменяющихся внешних условиях. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх