Способ испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров и устройство для его осуществления

Группа изобретений относится к военной технике. При способе испытания летательных аппаратов (ЛА) перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны наземного приемного пункта (НПП). В процессе полета ЛА определяют его текущие координаты. Включают их в информационные пакеты телеметрической информации, которую считывают с функциональных блоков ЛА и преобразуют в двоичный код. Сформированные информационные пакеты излучают в направлении наземного приемного пункта (НПП). Осуществляют прием и обработку переданной информации в НПП в режиме реального времени. По полученным координатам ЛА рассчитывают направление на ЛА, с которым совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП. Система испытаний ЛА с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на ЛА функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ), аппаратуру спутниковой навигации. Наземная аппаратура телеметрической системы регистрации содержит НПП с антенной, пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике и может быть использована в комплексах полигонной отработки летательных аппаратов (ЛА) (управляемых ракет или снарядов).

Испытания современных летательных аппаратов - процесс дорогостоящий, требующий значительных материальных, временных затрат. Для оценки применяемых при конструировании ЛА технических решений необходимо получать достоверные и наиболее полные данные о функционировании ЛА и его блоков на всех этапах испытаний ЛА.

Известен способ испытаний ракеты с телеметрической системой регистрации ее основных параметров, в котором с функциональных блоков ракеты считывается телеметрическая информация, поступает в бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ), где преобразуется в цифровой двоичный код, из которого формируются информационные пакеты в двоичном коде о каждом регистрируемом параметре. В процессе полета ракеты БТПМ излучает информационные пакеты в двоичном коде о каждом регистрируемом параметре. Цифровая последовательность кодов поступает через БТПМ, антенную систему по радиоканалу в наземный приемный пункт (НПП) наземной аппаратуры телеметрической системы регистрации, в котором производится прием информации, ее обработка в режиме реального времени, патент РФ №2373486, публикация 2009 г., 20 ноября, кл. МПК F42B 15/00 /1/.

При реализации данного способа используют наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации, содержащую НПП с антенной, и ракету с телеметрической системой регистрации ее основных параметров, содержащую функциональные блоки, аппаратуру управления, БТПМ, состоящий из последовательно соединенных аналого-цифрового преобразователя, сигнального контроллера и многолитерного радиопередатчика, соединенного через устройство коммутации с антенной БТПМ, при этом входы аналого-цифрового преобразователя соединены с выходами функциональных блоков и аппаратуры управления, а управляющий вход многолитерного радиопередатчика соединен с одним из выходов аппаратуры управления /1/.

Данные известные способ испытаний ракеты с телеметрической системой регистрации ее основных параметров и ракета с телеметрической системой регистрации ее основных параметров обеспечивают в режиме реального времени многоканальную передачу информации о параметрах функционирования блоков ракеты в процессе их испытаний и отработки. Однако при запусках ЛА на большую дальность при сложном профиле траектории из-за ограниченного раскрыва диаграммы направленности антенны НПП не обеспечивается радиовидимость ЛА на всей траектории полета, что приводит к значительному, в несколько раз, уменьшению коэффициента передачи антенны НЛП относительно антенны БТПМ. Эти факторы обуславливают многократное уменьшение энергетики принимаемого НПП сигнала и искажение телеметрической информации до ее полной потери на некоторых участках траектории ЛА, а также затрудняют, а порой делают невозможным обоснованный анализ функционирования основных боков и узлов ЛА в процессе его полета.

Поэтому задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно обеспечение НПП надежной бесперебойной связью с ЛА на всей траектории полета при больших дальностях полета и сложных профилях траектории, устойчивого приема телеметрической информации с борта ЛА на НПП, повышение точности и достоверности результатов испытаний ЛА и проведения анализа функционирования блоков ЛА.

В способе испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров, включающем считывание с функциональных блоков ЛА телеметрической информации, преобразование ее в двоичный код, из которого формируют информационные пакеты о каждом регистрируемом параметре, излучение информационных пакетов в направлении НПП наземной аппаратуры телеметрической системы регистрации, прием и обработку в НПП информации в режиме реального времени, поставленная задача достигается тем, что перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны НПП, а в процессе полета на борту ЛА в реальном масштабе времени определяют текущие координаты ЛА, включают их в информационные пакеты регистрируемых параметров для передачи в НПП наземной аппаратуры телеметрической системы регистрации, после приема и обработки информации в НПП рассчитывают направление на ЛА относительно положения антенны НПП, совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП с направлением на ЛА.

В системе испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров, содержащей установленные на ракете аппаратуру управления, функциональные блоки, БТПМ с антенной БТПМ, при этом входы БТПМ соединены с выходами функциональных блоков и аппаратуры управления, а в наземной аппаратуре телеметрической системы регистрации - НИИ с антенной НИИ, поставленная задача достигается тем, что в ЛА установлена аппаратура спутниковой навигации, а наземная аппаратура телеметрической системы регистрации снабжена последовательно соединенными пультом управления, вычислителем и приводом наведения, выход которого соединен с антенной НПП, при этом выход аппаратуры спутниковой навигации соединен со входом БТПМ, а второй вход вычислителя - с выходом НИИ.

Технический результат обеспечивается за счет того, что в способе испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны НПП, а в процессе полета на борту ЛА в реальном масштабе времени определяют текущие координаты ЛА, включают их в информационные пакеты регистрируемых параметров для передачи в НПП наземной аппаратуры телеметрической системы регистрации, после приема и обработки информации в НПП рассчитывают направление на ЛА относительно положения антенны НПП, совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП с направлением на ЛА.

Для этого в ЛА установлена аппаратура спутниковой навигации, а наземная аппаратура телеметрической системы регистрации снабжена последовательно соединенными пультом управления, вычислителем и приводом наведения, выход которого соединен с антенной НПП, при этом выход аппаратуры спутниковой навигации соединен со входом БТПМ, а второй вход вычислителя - с выходом НПП.

Результатом всех операций является следящая ДН антенны НПП, которая в течение полета ЛА направлена на антенну БТПМ, что обеспечивает повышенный энергетический запас радиоканала и устойчивую связь ЛА с НПП на всей траектории полета.

Данное техническое решение поясняется графическими материалами.

На чертеже схематически приведена блок-схема системы испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров, с помощью которой реализуют предлагаемый способ испытаний ЛА, где

1 - летательный аппарат;

2 - функциональные блоки;

3 - аппаратура управления;

4 - аппаратура спутниковой навигации;

5 - БТПМ;

6 - антенна БТПМ;

7 - группировка спутников навигационной системы (СНС);

8 - наземная аппаратура телеметрической системы регистрации;

9 - НПП;

10 - антенна НПП;

11 - привод наведения;

12 - вычислитель;

13 - пульт управления.

Перед пуском на заданную дальность в пульте управления (13) определяют координаты положения антенны HПП (10) и вводят их в оперативное запоминающее устройство (ОЗУ) вычислителя (12).

При испытаниях ЛА на его борту с выходов функциональных блоков (2) сигналы, содержащие информацию об основных параметрах ЛА (1), и управляющие сигналы аппаратуры управления (3) поступают на входы БТПМ (4). Аппаратура спутниковой навигации (4), принимая сигналы с группировки СНС (7), в текущем масштабе времени определяет координаты ЛА (1), которые также поступают на вход БТПМ (5). В блоке (5) по сигналам аппаратуры управления (3) согласно алгоритму управления ЛА телеметрические сигналы с выходов функциональных блоков (2) и координаты ЛА с выхода аппаратуры спутниковой навигации (4) преобразуются в двоичный код и формируются в информационные пакеты регистрируемых параметров, которые излучаются посредством антенны БТПМ (6) в направлении НПП (9).

НПП (9) посредством антенны НПП (10) принимает сигналы с борта ЛА (1), расшифровывает поступившие текущие координаты ЛА (1), данные о параметрах функциональных блоков (2) и передает координаты ЛА (1) в вычислитель (12). По хранящимся в ОЗУ блока (12) координатам положения антенны НПП (10) и текущим координатам ЛА (1) в вычислителе (12) рассчитывают направление на ЛА относительно положения антенны НПП (10). На выходе вычислителя (12) формируют пропорциональный данному направлению сигнал и подают его на вход привода наведения (11), соединенного с антенной НПП (10). Привод наведения (11) по поступившему сигналу разворачивает антенну НПП (10) таким образом, чтобы ось диаграммы направленности антенны НПП (10) совместилась с рассчитанным направлением на ЛА (1). Результатом всех операций является следящая диаграмма направленности антенны НПП, ось которой направлена на ЛА(1).

НПП (9) посредством антенны НПП (10) обрабатывает телеметрическую информацию о параметрах функциональных блоков (2). Ось диаграммы направленности антенны HПП (10) направлена на ЛА (1), что обеспечивает работу антенны НПП с коэффициентом направленного действия, близким к максимальному, следовательно, устойчивость связи между НПП (8) и БТПМ (4) на всей траектории полета ЛА.

В предлагаемом устройстве функциональные блоки (2), аппаратура управления (3), БТПМ (5), антенна БТПМ (6), НПП (9), антенна НПП (10) могут быть выполнены, например, аналогично блокам прототипа III.

Аналогично блокам, используемым в патенте РФ №2247297, публикация 27.02.2005 г., кл. МПК F41G 5/00, 7/22 /2/, в качестве аппаратуры спутниковой навигации (4) может быть применен, например, прибор ориентации системы GPS, в качестве вычислителя (12) и пульта управления (13) может быть применена, например, малогабаритная ЭВМ типа «Багет».

Привод наведения (11) может быть выполнен, например, как следящий привод постоянного тока. Л.В. Рабинович, Б.И. Петров, В.Г. Терсков и др. Проекторование следящих систем, под ред. Л.В. Рабиновича, М., Машиностроение, 1969, стр.86-87, /3/.

Таким образом, использование предлагаемых способа испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров и устройства для его осуществления позволяет обеспечить НПП надежной бесперебойной связью с ЛА на всей траектории полета и устойчивым приемом телеметрической информации с борта ЛА при больших дальностях полета и сложных профилях траектории, повысить точность и достоверность результатов испытаний ЛА и проведения анализа функционирования блоков ЛА.

1. Способ испытаний летательных аппаратов (ЛА) с телеметрической системой регистрации основных параметров, включающий считывание с функциональных блоков ЛА телеметрической информации, преобразование ее в двоичный код, из которого формируют информационные пакеты о каждом регистрируемом параметре, излучение информационных пакетов в направлении наземного приемного пункта (НПП) наземной аппаратуры телеметрической системы регистрации, прием и обработку в НПП информации в режиме реального времени, отличающийся тем, что перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны НПП, а в процессе полета на борту ЛА в реальном масштабе времени определяют текущие координаты ЛА, включают их в информационные пакеты регистрируемых параметров для передачи в НПП наземной аппаратуры телеметрической системы регистрации, после приема и обработки информации в НПП рассчитывают направление на ЛА относительно положения антенны НПП, совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП с направлением на ЛА.

2. Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров, содержащая установленные на ЛА функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной, а в наземной аппаратуре телеметрической системы регистрации - наземный приемный пункт с антенной, при этом входы БТПМ соединены с выходами функциональных блоков и аппаратуры управления, отличающаяся тем, что в ЛА установлена аппаратура спутниковой навигации, а наземная аппаратура телеметрической системы регистрации снабжена последовательно соединенными пультом управления, вычислителем и приводом наведения, выход которого соединен с антенной НПП, при этом выход аппаратуры спутниковой навигации соединен со входом БТПМ, а второй вход вычислителя - с выходом НПП.



 

Похожие патенты:

Ракета // 2548957
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах класса «воздух-воздух». Ракета содержит корпус в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом с разрывным пиротехническим креплением последовательно расположенных герметичного головного отсека с головкой самонаведения, инерциальной системой управления, боевым снаряжением, системой активной теплозащиты и автономной жидкостной или на пастообразном топливе двигательной установкой, содержащей топливо с окислителем и набором ЖРД с продольным соплом, четырьмя ЖРД с поперечными соплами и четырьмя ЖРД для создания моментов вращения головного отсека, и двигательного отсека с аэродинамическими рулями, рулевыми приводами, двухимпульсной твердотопливной двигательной установкой, блоком определения момента запуска второго импульса, блока поправок.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Управляемая ракета содержит головной отсек, присоединенный к другому отсеку винтами и элементом крепления в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами с внутренней цилиндрической поверхности и выступами на торцевой поверхности.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для применения в ракетах, запускаемых из транспортно-пускового контейнера. Конструкция узла механизма удержания представляет собой кронштейн, на котором смонтированы упор, флажок, тандер и зацеп, размещенный на оси вращения в передней части кронштейна механизма удержания.

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках. Ракета (1) расположена в ТПК (2), имеющем цилиндрическую (3) и коническую (4) части направляющей поверхности. Опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с углом конуса, обеспечивающим максимальной длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК. Достигается снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения внутреннего диаметра ТПК. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах. Многоступенчатая ракета содержит верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом, нижние ступени в виде пары поршень-цилиндр, кольцевой шпангоут с кольцевым пиротехническим элементом, бортовую кабельную сеть в виде свободно деформируемого кабельного жгута. Цилиндр, выполненный в виде силовой оболочки, выполненной в виде вафельной конструкции, заполнен монотопливом и содержит пиротехнические элементы и поршень, выполненный в виде негерметичной оболочки, сопряженной с герметичным днищем с четырехкамерным ЖРД в виде двух пар камер, из армированного углепластика или углерод-углеродного композиционного материала, со степенями расширения, и содержит два пояса-уплотнения в виде эластичного кольца с магнитным кольцом в виде набора постоянных магнитов. Четырехкамерный ЖРД содержит рулевые приводы, сдвижные телескопические сопловые насадки, клапаны отключения подачи монотоплива. Осуществляют расход активной массы в виде монотоплива и пассивной массы ракеты в виде оболочки цилиндра, после включения ЖРД по команде от СУ задействуют кольцевой пиротехнический элемент на шпангоуте для обеспечения возможности перемещения поршня относительно цилиндра, подают команды на пиротехнические элементы, отделяют освободившиеся кольцевые элементы цилиндра, отделяют от ракеты пару камер ЖРД в момент времени, зависящий от дальности полёта ракеты, тяги ЖРД, массоцентровочной характеристики ракеты, текущего времени полёта ракеты, времени отделения пары камер сгорания в зависимости от степени расширения, подают команду и включают систему наддува цилиндра для полной выработки монотоплива. Изобретение позволяет повысить тактико-технические характеристики ракеты. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на летательном аппарате (ЛА) функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной и наземный приемный пункт с антенной. На наземном приемном пункте установлена аппаратура телеметрической системы регистрации, которая содержит пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА при больших дальностях полета и сложных профилях его траектории. 1 ил.

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль. Инерциальный измерительный модуль содержит три микромеханических гироскопа (ММГ) и двухосный датчик линейных ускорений (ДЛУ), размещенные на общей плате, установленной перпендикулярно продольной оси X вращения ракеты. Электронная аппаратура управления содержит микроконтроллер предварительной обработки и пересчета сигналов трех ММГ и двухосного ДЛУ в сигналы, соответствующие поперечным осям Y и Z, и энергонезависимое перепрограммируемое запоминающее устройство для хранения калибровочных коэффициентов. Техническим результатом изобретения является повышение точности наведения и увеличение дальности стрельбы управляемой ракетой. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут. Изобретение позволяет упростить конструкцию верхнего стыковочного шпангоута. 3 ил.

Изобретение относится к вооружению. Корректируемая минометная мина содержит корпус, выполненный с обтекателем в передней части и со стабилизатором в хвостовой части, заряд со взрывателем и систему наведения на цель с источником питания. При этом мина снабжена датчиком обнаружения и распознавания танкоопасной живой силы, расположенным в обтекателе корпуса и выполненным с возможностью работы на длине волны 3-5 мкм, причем выход датчика соединен со входом системы наведения на цель, и выдвижной штангой с приводом, установленной в обтекателе корпуса и выполненной с возможностью механического воздействия на взрыватель для приведения его в действие при соприкосновении штанги с целью или поверхностью земли. Обеспечивается повышение эффективности поражения танкоопасной живой силы противника. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения. Изобретение позволяет сократить цикл сборки космической головной части. 2 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля в пусковом контейнере содержит маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель. Между переходным обтекателем и пусковым контейнером размещены отделяемые сухари, центрирующие управляемую пулю в контейнере. Маршевая ступень вдвинута в центральную трубку, расположенную в отделяемом стартовом двигателе. В переходном обтекателе выполнена центрирующая трубка с пазами, базирующая маршевую ступень в осевом, радиальном и угловом направлениях. Электрический жгут выведен из маршевой ступени за центрирующей трубкой через переходный обтекатель и сухарь и соединен с электрическим разъемом, размещенным на пусковом контейнере. В управляемой пуле выполнен жгут электрической стыковки ступеней, выведенный из маршевой ступени вместе с электрическим жгутом. Центрирующая трубка переходного обтекателя имеет острую кромку, расположенную перед местом вывода электрического жгута и жгута электрической стыковки ступеней по направлению движения, а в сухаре размещена полая втулка, в которой выполнена внутренняя острая кромка. Достигается повышение эффективности управляемой пули. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в бикалиберных управляемых ракетах. Бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель. Двигатель телескопически соединен с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда. Двигатель снабжен кольцевым насадком с конической наружной поверхностью. Насадок установлен на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя. Насадок выполнен в виде подпружиненных, с помощью пружинных толкателей, сегментных вкладышей. Вкладыши установлены с возможностью удержания от раскрытия передним фланцем стартового двигателя, а также сегментным разрезным кольцом. Достигается уменьшение возмущений маршевой ступени ракеты при разделении. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к области автоматического регулирования, и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов, в частности аэробаллистических летательных аппаратов. Техническим результатом является повышение статической и динамической точности системы управления траекторией движения летательного аппарата по заданной программной траектории. В способе управления движением аэробаллистического летательного аппарата (ЛА) по заданной пространственной траектории в ходе предполетной подготовки из всего массива опорных точек производят выбор нескольких узловых точек, параметры которых до начала движения вводят в память бортового вычислительного устройства ЛА в форме матрицы М. После начала движения участки заданной траектории между узловыми точками аппроксимируют с помощью кубического сплайна Эрмита, а управление движением ЛА осуществляют при помощи метода пропорционального сближения, пользуясь матрицей М. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к военной технике. При способе испытания летательных аппаратов перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны наземного приемного пункта. В процессе полета ЛА определяют его текущие координаты. Включают их в информационные пакеты телеметрической информации, которую считывают с функциональных блоков ЛА и преобразуют в двоичный код. Сформированные информационные пакеты излучают в направлении наземного приемного пункта. Осуществляют прием и обработку переданной информации в НПП в режиме реального времени. По полученным координатам ЛА рассчитывают направление на ЛА, с которым совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП. Система испытаний ЛА с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на ЛА функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль, аппаратуру спутниковой навигации. Наземная аппаратура телеметрической системы регистрации содержит НПП с антенной, пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх