РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ	(19) RU (11) 2 160 927 (13) C1
	(51) МПК G06G 7/72 (2000.01) G09B 9/08 (2000.01)

Статус:	не действует (последнее изменение статуса: 02.07.2021)
Пошлина:	Патент перешел в общественное достояние.

(21)(22) Заявка: 2000110228/28, 20.04.2000 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 20.04.2000 (45) Опубликовано: 20.12.2000 Бюл. № 35 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 11626 U1, 16.10.1999. US 4751662 A, 14.06.1988. US 3883961 A, 20.05.1975. FR 2401474 A1, 27.08.1977. US 5549477 A, 27.06.1996. US 4530476 A, 23.07.1985. US 4721270 A, 26.01.1988. Адрес для переписки: 191014, Санкт-Петербург, ул.Госпитальная, 3 ГУП ЦНИИ "Гранит", патентному поверенному Туренко В.В.

(71) Заявитель(и): Государственное унитарное предприятие Центральный научно-исследовательский институт "Гранит" (72) Автор(ы): Никольцев В.А., Коржавин Г.А., Подоплекин Ю.Ф., Симановский И.В., Войнов Е.А., Приходько В.В., Каманин В.В., Андриевский В.Р., Ефремов Г.А., Леонов А.Г., Царев В.П., Бурганский А.И., Зимин С.Н. (73) Патентообладатель(и): Государственное унитарное предприятие Центральный научно-исследовательский институт "Гранит"

(54) СИСТЕМА ДЛЯ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ НАТУРНЫХ ИСПЫТАНИЙ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к комплексным испытательным устройствам, предназначенным для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотных летательных аппаратов.

Подобные системы предназначены для воспроизведения и дополнения натурных испытаний беспилотных летательных аппаратов (ЛА) испытаниями на земле в условиях максимального приближения к реальным условиям эксплуатации. Для прогнозирования и дополнения натурных результатов комплексные испытательные системы оснащаются функциональными системами сбора и обработки данных для принятия решений о работоспособности системы управления (СУ) ЛА.

Известна система аналогичного назначения, содержащая имитатор радиосигналов, динамический стенд с установленной на нем аппаратурой управления ЛА (радиолокационный визир, датчики углов и угловых скоростей, рулевые механизмы), имитатор углового движения объекта наблюдения и вычислители. Сигнал с имитатора радиосигналов поступает в антенну, установленную в носовой части радиолокационного визира. Перемещение рупора имитатора моделирует угловое перемещение объекта наблюдения. Динамический стенд с установленными приборами получает сигналы с выходов вычислителя. В вычислителе по начальному значению дальности и скоростям объекта наблюдения и ЛА вычисляется текущая дальность [1, рис. 6.21, с. 228].

Недостатками известной системы являются невысокая достоверность прогнозирования вследствие ошибок, вносимых имитаторами, и вследствие не полного учета воздействия ряда существенных факторов на аппаратуру исследуемой системы управления ЛА, а также отсутствие специальных устройств обработки и обобщения результатов испытаний (т.к. единичный эксперимент никогда не может быть решающим для проверки СУ ЛА).

Наиболее близким по технической сущности аналогом, принятым в качестве прототипа предлагаемого изобретения, является система [2] для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата, которая содержит имитатор летательного аппарата, имитатор радиовысотомера, первый динамический стенд, на платформе которого установлены измерители углов, радиолокационный визир, установленный на платформе второго динамического стенда и, связанный по радиоканалу с имитатором углового движения объекта наблюдения, имитатор радиосигналов, первый и второй имитаторы упругости, датчики угловых скоростей, измеритель ускорений, устройство выработки сигналов управления, имитатор пункта управления и рулевые механизмы. В имитаторе ЛА по исходным данным вырабатываются сигналы о положении ЛА и объекта наблюдения в пространстве, их относительных скоростях движения. В соответствии с получаемым сигналом дальности между ЛА и объектом наблюдения имитатор радиосигнала вырабатывает сигнал, эквивалентный отраженному от объекта наблюдения. Этот сигнал поступает в антенну радиолокационного визира, в котором вырабатываются сигналы измеренных углов азимута и места цели объекта наблюдения, которые вместе с сигналами, получаемыми на выходах датчиков угловых скоростей, измерителей углов, линейных ускорений и имитатора радиовысотомера поступают в устройство выработки сигналов управления. В устройстве выработки сигналов управления вырабатываются сигналы управления силовыми приводами рулевых механизмов ЛА. Происходит отклонение исполнительного элемента рулевого механизма, и сигнал, снимаемый с его выхода и пропорциональный углу закладки соответствующего руля, поступает на вход имитатора летательного аппарата, замыкая контур управления исследуемой СУ. Система останавливается оператором через расчетное заранее время, соответствующее встрече ЛА и объекта наблюдения, и фиксируется величина промаха в вертикальной и боковой плоскостях, по которым делаются выводы о качестве СУ ЛА.

В системе по прототипу за счет отказа от воспроизведения несущественных зависимостей в моделях кинематики и динамики процессов наведения ЛА на объект наблюдения предельно упрощаются кинематические схемы имитаторов движения ЛА и относительного углового движения объекта наблюдения, исключаются ошибки имитаторов внешней среды, что позволяет достичь высокой точности воспроизведения процессов функционирования СУ ЛА и соответственно высокой достоверности результатов испытаний в лабораторных условиях.

Недостатком системы по прототипу является отсутствие строгой детерминированности в исследуемых процессах вследствие как самой природы исследуемых радиотехнических систем, так и воздействия помех.

Нестабильность параметров системы требует определенной статистической обработки результатов испытаний с целью исключения неопределенности. Кроме того, практически очень трудно заранее определить точно время встречи ЛА и объекта наблюдения, что становится дополнительным источником ошибок при фиксации результатов испытаний и, следовательно, прогноза натурных испытаний.

Задачей изобретения является повышение достоверности оценки результатов натурных испытаний за счет получения при наземных испытаниях более полного объема данных, достаточного для дальнейшего анализа и интерпретации результатов, и более наглядного их представления.

Известно, что основными критериями оценки качества аппаратуры СУ ЛА является точность наведения ЛА на объект наблюдения и вероятность попадания, которые количественно можно оценить по величине промаха или пролета. Величина пролета зависит от многих случайных факторов, характеризующих работу СУ ЛА. Поэтому оценку динамической точности производят статистическими методами, обрабатывая результаты достаточно большого количества "электронных пусков" при одинаковых кинематических начальных условиях. В результате получают статистические оценки динамической точности СУ ЛА.

В предлагаемой системе осуществляются независимые испытания СУ ЛА в вертикальной и боковой плоскостях с максимально точным воспроизведением процессов взаимодействия внешней среды и элементов СУ, что обеспечивает функционирование аппаратуры ЛА в условиях максимально приближенных к реальным. Оценка точности СУ ЛА осуществляется по величине пролета ЛА объекта наблюдения в вертикальной и боковой плоскостях, который фиксируется в момент, когда дальность между ЛА и объектом наблюдения равна нулю. Объем испытаний (выборок) определяется исходя из принятых значений доверительной вероятности встречи и требуемой точности точечных и интервальных оценок.

Сущность изобретения заключается в том, что в систему для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата, содержащую имитатор летательного аппарата, последовательно соединенные имитатор радиосигналов и имитатор углового движения объекта наблюдения, имитатор радиовысотомера, имитатор пункта управления, включающий пульт управления, выход сигнала запуска которого подключен к соответствующему входу устройства управления испытаниями, устройство выработки сигналов управления, первый динамический стенд, платформа которого оснащена приводом для разворота платформы по курсу или тангажу, приводом для установки крена платформы и измерителями углов, второй динамический стенд, на платформе которого, оснащенной приводом для разворота платформы по курсу или тангажу, установлен радиолокационный визир, связанный радиоканалом с имитатором углового движения объекта наблюдения и подключенный синхровходом к выходу сигнала синхронизации имитатора радиосигналов, а также первый имитатор упругости, выходы которого подключены к блоку датчиков угловых скоростей, и второй имитатор упругости, соединенный выходами с блоком измерителей линейных ускорений, выходы которого, а также выходы измерителей углов, блока датчиков угловых скоростей, выходы радиолокационного визира, выход имитатора радиовысотомера и выходы сигналов программных параметров пульта управления подключены к соответствующим входам устройства выработки сигналов управления, выходы сигналов управления рулями высоты, направления и элеронами которого через первый переключатель подключены к рулевым механизмам, выходы сигналов углов закладки рулей которых соединены с соответствующими входами имитатора летательного аппарата, при этом выход сигнала текущей дальности имитатора летательного аппарата подключен к сигнальному входу имитатора радиосигналов, выходы сигналов скоростей изменения углов курса, крена и тангажа подключены ко входам первого имитатора упругости, выходы сигналов линейных ускорений в боковой и вертикальной плоскостях подключены ко входам второго имитатора упругости, а выход сигнала высоты полета летательного аппарата подключен к сигнальному входу имитатора радиовысотомера, управляющий вход которого объединен с управляющими входами имитатора летательного аппарата, имитатора радиосигналов, радиолокационного визира и устройства выработки сигналов управления и подключен ко второму выходу устройства управления испытаниями, первый выход которого подключен к управляющим входам блока датчиков угловых скоростей и измерителей углов, входы сигналов начальной установки имитатора летательного аппарата подключены к соответствующим выходам пульта управления, выход сигнала настройки системы которого подключен к соответствующему входу имитатора летательного аппарата и управляющему входу первого переключателя, введены три сумматора, входы начальной установки которых подключены к соответствующим выходам пульта управления, индикатор, задатчик параметров объекта наблюдения, блок контроля пролета и устройство обработки результатов испытаний, содержащее второй переключатель, блок памяти, блок фиксации реализаций, вычислитель оценок точности и вычислитель вероятности встречи, при этом выход первого сумматора подключен к управляющему входу имитатора углового движения объекта наблюдения, а вход - к выходу сигнала углового отклонения объекта наблюдения имитатора летательного аппарата, выход сигналов курса или тангажа которого подключен ко входу второго сумматора, выход сигнала крена подключен ко входу третьего сумматора, выход сигнала текущей дальности подключен ко входу блока контроля пролета, а выходы сигналов высоты полета и бокового отклонения летательного аппарата подключены к соответствующим входам второго переключателя, выход второго сумматора подключен к управляющим входам приводов для разворота платформ по курсу или тангажу первого и второго динамических стендов, управляющий вход привода для установки крена платформы второго динамического стенда подключен к выходу третьего сумматора, управляющие входы второго переключателя и вычислителя оценок точности объединены и подключены к выходу сигнала настройки системы пульта управления, выход второго переключателя соединен со входом индикатора и информационным входом блока памяти, управляющий вход которого объединен с управляющими входами блока фиксации реализаций и устройства управления испытаниями и подключен к выходу блока контроля пролета, выход блока фиксации реализаций подключен ко входам сигнала нулевой дальности вычислителя оценок точности и вычислителя вероятности встречи, входы сигнала пролета которых подключены к выходу блока памяти, выход сигнала числа реализаций задатчика параметров объекта наблюдения подключен к соответствующим входам устройства управления испытаниями, блока фиксации реализаций, вычислителя оценок точности и вычислителя вероятности встречи, входы сигналов размеров объекта наблюдения которого подключены к соответствующим выходам задатчика параметров объекта наблюдения, выход сигнала высоты радиолокационного центра отражения объекта наблюдения которого подключен к соответствующему входу вычислителя оценок точности, а выходы вычислителей оценок точности и вероятности встречи являются выходами системы.

Благодаря введению в предлагаемую систему трех сумматоров, индикатора, задатчика параметров объекта наблюдения, блока контроля пролета и устройства обработки результатов испытаний в системе осуществляется более точная и надежная фиксация результатов единичного испытания СУ ЛА (величина промаха при встрече ЛА и объекта наблюдения), а статистическая обработка серии испытаний при идентичных начальных условиях позволяет оценить математическое ожидание и дисперсию промаха, а также вероятность встречи ЛА и объекта наблюдения, по результатам раздельных испытаний в вертикальной и горизонтальной плоскостях при воздействии различных нестабильных факторов.

В результате предлагаемая система обеспечивает повышение эффективности наземных испытаний за счет увеличения достоверности результатов исследований аппаратуры ЛА. Это новое качество определяется как новой структурой системы, так и процессами взаимодействия элементов, воспроизводящих влияние, внешней среды, а также способом фиксации и обработки результатов.

Сущность изобретения поясняется дальнейшим описанием и чертежами, на которых представлены:
фиг. 1 - структурная схема системы;
фиг. 2 - структурная схема имитатора радиосигналов;
фиг. 3 - структурная схема имитатора летательного аппарата;
фиг. 4 - структурная схема устройства моделирования кинематических связей;
фиг. 5 - структурная схема устройства моделирования бокового движения ЛА;
фиг. 6 - структурная схема устройства моделирования продольного движения ЛА;
фиг. 7 - структурная схема вычислителя оценок точности;
фиг. 8 - структурная схема вычислителя вероятности встречи;
фиг. 9 - структурная схема устройства управления испытаниями;
фиг. 10 - структурная схема пульта управления;
фиг. 11 - структурная схема устройства выработки сигналов управления;
фиг. 12 - принятое изображение объекта наблюдения.

На фиг. 1 обозначены:
1 - имитатор радиосигналов;
2 - имитатор летательного аппарата;
3 - блок контроля пролета;
4 - устройство обработки результатов испытаний;
5 - второй переключатель;
6 - блок фиксации реализаций;
7 - вычислитель оценок точности;
8 - блок памяти;
9 - вычислитель вероятности встречи;
10 - задатчик параметров объекта наблюдения;
11 - имитатор пункта управления;
12 - устройство управления испытаниями;
13 - пульт управления;
14 - имитатор углового движения объекта наблюдения;
15 - первый сумматор;
16 - второй сумматор;
17 - третий сумматор;
18 - первый имитатор упругости;
19 - первый динамический стенд, выполненный в виде платформы, оснащенной первым приводом для разворота платформы по курсу или тангажу и вторым приводом для установки крена платформы;
20 - второй имитатор упругости;
21 - имитатор радиовысотомера;
22 - индикатор;
23 - рулевые механизмы;
24 - радиолокационный визир;
25 - второй динамический стенд, выполненный в виде платформы, оснащенной приводом для разворота платформы по курсу или тангажу;
26 - блок датчиков угловых скоростей;
27 - измерители углов;
28 - измерители линейных ускорений;
29 - первый переключатель;
30 - устройство выработки сигналов управления.

Имитатор 1 радиосигналов предназначен для выработки сигнала, имитирующего движение объекта наблюдения в пространстве по дальности. Имитатор 1 радиосигналов (фиг.2) содержит генератор 31 сигналов, высокочастотный выход которого через управляемый аттенюатор 33 соединен с выходом имитатора 1 радиосигналов, а второй управляющий вход соединен с первым выходом блока 32 сопряжения, второй выход которого соединен с управляющим входом управляемого аттенюатора 33. Техническая реализация генератора 1 сигналов широко известна в технической литературе, например в [6, рис. VIII. 8, с. 186]. Синхронизирующий выход генератора 31 сигналов подключен к соответствующему входу радиолокационного визира (РЛВ) 24 для синхронизации работы имитатора 1 радиосигналов и РЛВ 24. Первые (управляющие) входы РЛВ 24 и генератора 31 сигналов объединены между собой и с управляющими входами имитатора 2 летательного аппарата (1-й вход), имитатора 21 радиовысотомера (1-й вход), устройства 30 выработки сигналов управления (12-й вход) и подключены ко второму выходу устройства 12 управления испытаниями.

Вход блока 32 сопряжения соединен с входом блока 3 контроля пролета и подключен к первому выходу (сигнала текущей дальности - D) имитатора 2 летательного аппарата, второй выход которого (выход сигнала углового отклонения объекта наблюдения - ϕ_ц(ε_ц) ) подключен через первый сумматор 15 к управляющему входу 7 имитатора 14 углового движения объекта наблюдения, высокочастотный вход которого подключен к выходу имитатора 1 радиосигналов.

Выходы имитатора 2 летательного аппарата по сигналам скоростей изменения углов курса -ω_y, крена -ω_x, тангаж -ω_z (3-й, 4-й, 5-й выходы) через последовательно соединенные первый имитатор 18 упругости и блока 26 датчиков угловых скоростей подключены к соответствующим входам с четвертого по шестой устройства 30 выработки сигналов управления. Шестой выход имитатора 2 летательного аппарата по сигналу угла курса (тангажа) подключен через второй сумматор 16 к управляющему входу привода второго динамического стенда 25 и управляющему входу первого привода первого динамического стенда 19, управляющий вход второго привода которого подключен через третий сумматор 17 к девятому выходу (сигнала угла крена) имитатора 2 летательного аппарата.

Выходы измерителей 27 углов (по сигналам курса -ψ′, крена -γ′, и тангажа -υ′ , установленных на поворотной платформе стенда 19, подключены соответственно ко входам с первого по третий устройства 30 выработки сигналов управления, а управляющий вход измерителей 27 углов и управляющий вход блока 26 датчиков угловых скоростей подключены к первому выходу устройства 12 управления испытаниями, вход запуска которого подключен ко второму выходу пульта 13 управления, входящего с устройством 12 управления испытаниями в состав имитатора 11 пункта управления.

Выходы с третьего по восьмой пульта 13 (выходы сигналов начальной установки имитатора 2 ЛА) подключены к соответствующим входам со второго по седьмой имитатора 2 ЛА, выходы с девятого по одиннадцатый (выходы начальной установки первого и второго динамических стендов 19 и 25 и имитатора 14 углового движения объекта наблюдения) подключены ко входам начальной установки сумматоров 16-17 и 15 соответственно, а выходы с двенадцатого по семнадцатый (выходы сигналов программных параметров движения ЛА) - к соответствующим входам с тринадцатого по восемнадцатый устройства 30 выработки сигналов управления.

Входы сигналов ψ_a,υ_a углов визирования объекта наблюдения (7-й и 8-й входы) устройства 30 подключены к выходам радиолокационного визира 24, установленного на поворотной платформе второго динамического стенда 25. 9-й и 10-й входы устройства 30 по сигналам линейных ускорений a'_y, a'_z в нормальной земной системе координат через блок 28 измерителей линейных ускорений соединены с выходами второго имитатора 20 упругости, первый вход которого подключен к выходу сигнала линейного ускорения в боковой плоскости - a_z, имитатора 2 ЛА (7-й выход), а второй вход подключен к выходу сигнала линейного ускорения по высоте -a_y имитатора 2 ЛА (8-й выход), 11-й выход которого (по сигналу высоты полета летательного аппарата в нормальной земной системе координат - Y_g) подключен к первому входу имитатора 21 радиовысотомера, выход которого являющийся сигналом высоты полета - Н, подключен к 11-му входу устройства 27. Выходы сигналов управления рулями высоты σ_в, направления σ_н и элеронами σ_э устройства 30 выработки сигналов управления через переключатель 29 подключены к соответствующим входам рулевых механизмов 23, выходы которых по сигналам углов закладки рулей высоты -δ_в, направления -δ_н и элеронов δ_э подключены к 8-му, 9-му и 10-му входам имитатора 2 ЛА.

11-й вход имитатора 2 ЛА, 4-й вход переключателя 29, 3-й вход переключателя 5 и 5-й вход вычислителя 7 оценок точности подключены к первому выходу (сигнала настройки системы) пульта 13 управления.

10-й выход имитатора 2 летательного аппарата по сигналу бокового отклонения ЛА в нормальной земной системе координат - Z_g, и 11-й выход сигнала Y_g подключены к первому и второму входам второго переключателя 5, входящего вместе с блоком 6 фиксации реализаций, вычислителем 7 оценок точности, блоком 8 памяти и вычислителем 9 вероятности встречи в состав устройства 4 обработки результатов испытаний.

Выход переключателя 5 подключен ко входам индикатора 22 и блока 8 памяти, управляющий (1-й) вход которого объединен с первым входом блока 6 фиксации реализаций, третьим входом устройства 12 управления испытаниями и подключен к выходу блока 3 контроля пролета. Второй управляющий вход блока 6 фиксации реализаций соединено третьими входами вычислителей 7 и 9, вторым входом устройства 12 управления испытаниями и подключен к третьему выходу (сигнала задания количества реализаций) задатчика 10 параметров объекта наблюдения.

Выходы задатчика 10 параметров объекта наблюдения по сигналам размеров объекта наблюдения (1-й, 2-й и 3-й выходы) подключены к четвертому-шестому входам вычислителя 9 вероятности встречи, а выход по сигналу высоты радиолокационного центра отражения объекта наблюдения (4-й выход) - к четвертому входу вычислителя 7 оценок точности. Первые входы (сигналов нулевой дальности) обоих вычислителей 7 и 9 объединены и подключены к выходу блока 6 фиксации реализаций, вторые их входы (сигналов пролета) также объединены и подключены к выходу блока 8 памяти. На выходах вычислителя 7 оценок точности формируются сигналы оценок точности СУ ЛА - математическое ожидание величины промаха, дисперсия промаха и среднее квадратическое отклонение, а на выходе вычислителя 9 - вероятность попадания в объект наблюдения заданных размеров.

Имитатор 1 радиосигналов предназначен для выработки сигнала, имитирующего движение объекта наблюдения в пространстве по дальности. Имитатор 1 содержит, как показано на фиг. 2, генератор 31 сигналов, первый управляющий вход которого является первым входом имитатора 1, а второй управляющий вход через блок сопряжения 32 соединен со вторым входом имитатора 1. Высокочастотный выход генератора 31 соединен с первым выходом имитатора 1 через управляемый аттенюатор 33, управляющий вход которого подключен ко второму выходу блока 32 сопряжения. Синхронизирующий выход (2-й) генератора 31 подключен к соответствующему выходу имитатора 1.

Имитатор 2 летательного аппарата предназначен для выработки информации о моделируемом положении ЛА в пространстве, его углах атаки и скольжения, угловых и линейных скоростях, параметрах относительного движения наблюдаемого объекта. Известно [3,4], что для большинства беспилотных ЛА, система дифференциальных уравнений, описывающих возмущенное движение, распадается на две независимые группы уравнений, одна из которых описывает изменение параметров продольного движения, а другая - бокового движения. Эта особенность учитывается как при построении имитатора ЛА, так и устройства в целом, что позволяет существенно повысить достоверность испытаний за счет уменьшения ошибок, вносимых механическими имитаторами пространственного движения ЛА - многостепенными стендами-качалками [2]. При этом возникает возможность проведения независимых испытаний каналов управления ЛА в боковой и продольной плоскостях.

Имитатор 2 летательного аппарата, структурная схема которого приведена на фиг. 3, содержит устройство 34 моделирования кинематических связей, устройство 35 моделирования бокового движения ЛА и устройство 36 моделирования продольного движения ЛА, первый вход которого по сигналу закладки руля высоты δ_в является восьмым входом имитатора 2 ЛА, второй вход (управляющий) является первым входом имитатора 2 ЛА и подключен к шестому входу устройства 35 моделирования бокового движения ЛА и одиннадцатому входу устройства 34 моделирования кинематических связей.

Первый выход (сигнала дальности - D) устройства 34 моделирования кинематических связей является первым выходом имитатора ЛА, второй выход (выход сигнала углового отклонения объекта наблюдения - ϕ_ц(ε_ц) является вторым выходом имитатора 2 ЛА. Входы с первого по третий устройства 34 моделирования кинематических связей по сигналам скорости полета - V, угла наклона траектории -θ, высоте полета в нормальной земной системе координат - Y_g подключены к четвертому, пятому и шестому выходам устройства 36 моделирования продольного движения ЛА, а четвертый вход по сигналу бокового отклонения в нормальной земной системе координат - Z_g подключен к седьмому выходу устройства 35 моделирования бокового движения ЛА и является также десятым выходом имитатора 2 ЛА.

Входы устройства 35 по сигналам угла атаки -α, угла тангажа υ и скорости изменения угла тангажа -ω_z (1-й, 2-й и 3-й входы) подключены соответственно к выходам с первого по третий устройства 36, а входы по сигналам V и Y_g- к четвертому и шестому выходам устройства 36 соответственно, при этом выход по сигналу Y_g является также одиннадцатым выходом имитатора 2 ЛА.

Выходы устройства 35 по сигналам скоростей изменения углов курса -ω_y, крена -ω_x, тангажа -ω_z (1-й, 2-й, 3-й выходы) являются третьим, четвертым и пятым выходами имитатора 2 ЛА соответственно. Четвертый выход устройства 35 моделирования бокового движения ЛА по сигналу управления приводом второго динамического стенда 25 и первым приводом первого динамического стенда 19 является шестым выходом имитатора 2 ЛА. Пятый выход устройства 35 моделирования бокового движения ЛА по сигналу управления вторым приводом первого динамического стенда 19 является девятым выходом имитатора 2 ЛА. 7-й и 8-й выходы имитатора 2 ЛА по сигналам линейных ускорений a'_z, a'_y в нормальной земной системе координат являются шестым выходом устройства 35 моделирования бокового движения ЛА и седьмым выходом устройства 36 моделирования продольного движения ЛА соответственно.

Входы со второго по седьмой имитатора 2 ЛА (входы сигналов начальной установки имитатора 2 ЛА) подключены к соответствующим входам с пятого по десятый устройства 34 моделирования кинематических связей. Восьмой вход имитатора 2 ЛА по сигналу закладки рулей высоты δ_в является первым входом устройства 36 моделирования продольного движения ЛА. Девятый и десятый входы имитатора 2 ЛА по сигналам закладки рулей направления -δ_н и элеронов δ_э подключены к 7-му и 8-му входам устройства 35 моделирования бокового движения ЛА соответственно. Одиннадцатый вход имитатора 2 ЛА по сигналу настройки системы подключен к девятому входу устройства 35 моделирования бокового движения ЛА и двенадцатому входу устройства 34 моделирования кинематических связей.

Имитатор 2 летательного аппарата представляет собой серийно выпускаемую вычислительную систему (например, PC/AT Р-200), на которой в реальном масштабе времени интегрируются системы дифференциальных уравнений, описывающих движение ЛА в пространстве относительно объекта наблюдения [3, с. 403-404, 473-474].

Алгоритм работы устройства 34 моделирования кинематических связей описывается следующей системой уравнений:
для задачи "бокового движения"


для задачи "продольного движения"


где D - текущее расстояние до объекта наблюдения; V - скорость полета; Z_g и Y_g - координаты ЛА (боковое отклонение и высота полета) в нормальной земной системе координат; θ - угол наклона траектории; V_D, V_ц, q_в и q_ц - задаваемые параметры движения объекта наблюдения; q - курсовой угол объекта наблюдения; ϕ_ц= q+ϕ и ε_ц= θ+q_в - угловые отклонения объекта наблюдения; ϕ - - угол пути, определяющий направление путевой скорости ЛА.

Структурная схема устройства 34 моделирования кинематических связей, реализующего указанный алгоритм, представлена на фиг. 4, где обозначено: 37 - таймер; 38, 39 - функциональные блоки; 40 - умножитель; 41 - функциональный блок; 42 - умножитель; 43 - функциональный блок; 44, 45 - умножители; 46 - сумматор; 47 - делитель; 48 - сумматор; 49 - делитель; 50 - интегратор; 51 - интегратор; 52 - функциональный блок; 53 - функциональный блок; 54 - блок памяти; 55, 56 - переключатели.

Выходы таймера 37 подключены к первым входам всех вычислительных блоков устройства 34 моделирования кинематических связей, а именно: первый выход - ко входам функциональных блоков 38, 39, 41, 43, второй - ко входам умножителей 40 и 42, третий - ко входу умножителя 45 и сумматора 46, четвертый - ко входу умножителя 44, пятый - ко входам сумматора 48 и интегратора 50, шестой - ко входам делителей 49 и 47, седьмой - ко входам функциональных блоков 52 и 53, а восьмой - ко входам интегратора 51 и блока 54 памяти.

Вход таймера является одиннадцатым входом устройства 34 моделирования кинематических связей, пятый вход которого подключен ко второму входу блока 54 памяти, выход которого является первым выходом устройства 34. Третий вход блока 54 памяти подключен к выходу переключателя 55, третий вход которого подключен к третьему входу переключателя 56 и двенадцатому входу устройства 34.

Второй вход переключателя 55 подключен к выходу интегратора 50 и третьему входу делителя 47, первый вход - к выходу интегратора 51 и второму входу делителя 49, выход которого через функциональный блок 52 подключен ко второму входу переключателя 56. Выход переключателя 56 является вторым входом устройства 34, а первый вход через последовательно соединенные функциональный блок 53 и делитель 47 подключен к третьему входу устройства 34.

Десятый вход устройства 34 подключен к третьему входу сумматора 46, выход которого подключен ко второму входу интегратора 50, а второй вход - к выходу умножителя 42. Третий вход умножителя 42 через функциональный блок 43 подключен к девятому входу устройства 34, второй вход - к первому входу устройства 34 и второму входу умножителя 44. Выход умножителя 44 через сумматор 48 подключен к второму входу интегратора 51, третий вход - к выходу умножителя 45, второй вход которого через функциональный блок 38 подключен ко второму входу устройства 34, а третий вход через функциональный блок 39 подключен к шестому входу устройства 34. Седьмой вход устройства 34 моделирования кинематических связей через умножитель 40 подключен к третьему входу сумматора 48, восьмой вход через функциональный блок 41 подключен к третьему входу умножителя 40, а четвертый вход - к третьему входу делителя 49.

Алгоритм работы устройства 35 моделирования бокового движения летательного аппарата описывается следующей системой уравнений:






Δ_J= J_xJ_y-J

2

xy

, (2.7)



ϕ = ψ-β, (2.11)

где l - характерный размер; ψ,γ,υ - углы курса, крена и тангажа ЛА;
m

ωy

x

и m

ωy

y

,Cza,m_x,m_y - аэродинамические характеристики ЛА; ω_y,ω_x и ω_z - угловые скорости ЛА; J_x J_y, J_xy - главные и центробежный моменты; угол скольжения и составляющая угла скольжения от боковых порывов ветра; a_z - ускорение; α - угол атаки; δ_н,δ_в и δ_э - угол закладки рулей направления, высоты и элеронов; а (Y_g, T (Y_g) и ρ(Y_g,T(Y_g),ρ) - скорость звука и плотность воздуха, зависящие от распределения температуры воздуха по высоте и давления в точке местонахождения ЛА; S - характерная площадь; b_А - средняя аэродинамическая хорда; g - ускорение свободного падения; m - масса ЛА; P(Y_g,V) и m_сек (Y_gV) - высотно-скоростная и дроссельная характеристики маршевого двигателя;

ρ = ρ(Y_g,T(yg)),

На фиг. 5, представляющей структурную схему устройства 35, приняты следующие обозначения: 57 - таймер; 58, 59, 60, 61, 62 - функциональные блоки; 63 - умножитель; 64, 65, 66, 67, 68 - функциональные блоки; 69 - сумматор; 70 - функциональный блок; 71 - умножитель; 72 - функциональный блок; 73 - 75 - сумматоры; 76 - функциональный блок; 77, 78 - сумматоры; 79, 80 - умножители; 81 - 85 - интеграторы; 86 - умножитель; 87 - интегратор; 88 - функциональный блок; 89, 90 - сумматоры; 91 - умножитель; 92 - переключатель.

Выходы таймера 57 подключены к первым входам всех вычислительных блоков устройства 35, как показано на фиг. 5, а вход таймера 57 является шестым входом устройства 35. Пятый вход устройства 35 моделирования бокового движения ЛА подключен ко второму входу функционального блока 66, третий вход которого подключен ко второму входу умножителей 71, 91 и 86, второму входу функционального блока 59, третьему входу функционального блока 72 и четвертому входу устройства 35.

Выход блока 66 подключен к четвертому входу функционального блока 65, второй вход которого подключен к выходу функционального блока 60, третий вход, объединенный с третьим входом функционального блока 58 и шестым входом функционального блока 72, подключен к выходу функционального блока 88, а выход подключен к четвертому входу функционального блока 64.

Второй и третий входы функционального блока 64 подключены к выходам функциональных блоков 58 и 59 соответственно, а выход - к шестому выходу устройства 35 и третьему входу умножителя 71. Выход умножителя 71 подключен ко второму входу сумматора 75, выход которого подключен через интегратор 82 ко второму входу функционального блока 88, третий и четвертый входы - к выходам функциональных блоков 73 и 76 соответственно, вторые входы которых объединены и подключены ко входу функционального блока 60, вторым входам функциональных блоков 67 и 68, четвертому входу функционального блока 72 и первому входу устройства 35 моделирования бокового движения ЛА.

Седьмой вход устройства 35 подключен ко второму входу функционального блока 58 и третьим входам функциональных блоков 67 и 68, четвертые входы которых объединены и подключены к восьмому входу устройства 35. Первый выход устройства 35 подключен к выходу интегратора 83, который соединен также с третьими входами функционального блока 73 и сумматора 78, четвертым входом сумматора 77 и вторым входом сумматора 74, выход которого через интегратор 85 подключен к пятому выходу устройства 35 моделирования бокового движения ЛА, пятому входу функционального блока 72 и второму входу функционального блока 70.

Третий вход сумматора 74 подключен к выходу сумматора 69, третий вход которого подключен к выходу функционального блока 70 и третьему входу умножителя 79, а второй вход - к выходу умножителя 63, третий вход которого объединен со вторым входом умножителя 79, третьим входом функционального блока 76, вторыми входами сумматоров 77 и 78 и подключен к выходу интегратора 84, который служит вторым выходом устройства 35.

Третий выход устройства 35 подключен к его второму входу, а третий вход через последовательно соединенные функциональный блок 61, умножитель 63, и сумматор 69 подключен к третьему входу сумматора 74, а также непосредственно к первому входу переключателя 92, второму входу функционального блока 72 и второму входу функционального блока 62, выход которого подключен к второму входу умножителя 80. Третий вход умножителя 80 подключен к выходу умножителя 79, а выход - ко второму входу интегратора 87, выход которого подключен ко второму входу переключателя 92 и седьмому входу функционального блока 72, выход которого через интегратор 81 подключен к седьмому выходу устройства 35.

Девятый вход устройства 35 через переключатель 92 подключен к четвертому выходу устройства 35. Второй вход интегратора 84 подключен к выходу сумматора 90, второй вход которого через последовательно соединенные умножитель 91 и сумматор 77 подключен к выходу функционального блока 67, а также подключен и к третьему входу сумматора 89, выход которого подключен к второму входу интегратора 83. Второй вход сумматора 89 соединен с третьим входом сумматора 90 и через последовательно соединенные умножитель 86 и сумматор 78 подключен к выходу функционального блока 68.

Алгоритм работы устройства 36 моделирования продольного движения летательного аппарата может быть описан следующей системой уравнений:





C_xa= C_xa(M,C_ya), (3.6)
C_ya= C_ya(M,α,δ_в), (3.7)


H = Y_g - Y_m(3/10)
α = υ-θ+α_w, (3.11)
где α_w - составляющая угла атаки от вертикальных порывов ветра; a_x и a_y - ускорения; C_xa, C_ya, m_z - аэродинамические характеристики ЛА; g - ускорение свободного падения; J_z - момент инерции ЛА; Н - высота измеряемая радиовысотомером; Y_м - текущая высота подстилающей поверхности под ЛА.

На фиг. 6 структурной схемы устройства 36 моделирования продольного движения ЛА приняты следующие обозначения: 93 - таймер; 94, 95 - функциональные блоки; 96 - умножитель; 97, 98 - интеграторы; 99 - функциональный блок; 100 - умножитель; 101 - квадратор; 102 - умножитель; 103 - интегратор; 104 - умножитель; 105 - функциональный блок; 106 - умножитель; 107 - интегратор; 108 - сумматор; 109 - интегратор; 110 - функциональный блок; 111 - интегратор; 112 - сумматор; 113 - умножитель; 114 - функциональный блок; 115, 116 - сумматоры; 118 - функциональный блок; 119 - интегратор; 120 - функциональный блок.

Согласно фиг. 6 вход таймера 93 является вторым входом устройства 36, а его выходы являются первыми входами всех вычислительных блоков устройства 36. Первый вход устройства 36 подключен ко вторым входам функциональных блоков 94, 95. Выход функционального блока 94 через последовательно соединенные функциональный блок 99, умножитель 104 и сумматор 116 подключен к третьему входу сумматора 108, а через последовательно соединенные умножитель 100 и сумматор 112 подключен также к седьмому выходу устройства 36 моделирования продольного движения ЛА, который также соединен с третьим входом функционального блока 109.

Третий вход сумматора 112 подключен к выходу умножителя 113. Второй вход умножителя 113 через умножитель 117 соединен с третьим входом сумматора 116, а третий вход подключен к выходу функционального блока 114, второй вход которого соединен с третьими входами функциональных блоков 94, 95 и подключен к выходу функционального блока 120, который через функциональный блок 118 соединен также с третьим входом умножителя 117. Второй вход умножителя 117 через функциональный блок 105 соединен со вторыми входами квадратора 101, умножителей 102 и 106 и выходом интегратора 107, который служит четвертым выходом устройства 36 моделирования продольного движения ЛА.

Шестой выход устройства 36 соединен с третьим входом функционального блока 105 и через интегратор 119 - с выходом умножителя 106, третий вход которого соединен с вторым входом функционального блока 109 и выходом функционального блока 111, второй вход которого соединен со вторым входом сумматора 115, и подключен к выходу интегратора 103, который служит пятым выходом устройства 36. Выход сумматора 115 через второй вход функционального блока 120 подключен также к первому выходу устройства 36. Выход интегратора 103 через последовательно соединенные функциональный блок 110 и сумматор 108 подключен также ко второму входу интегратора 107, выход которого через умножитель 102 соединен со вторым входом интегратора 103.

Третий выход устройства 36 соединен с третьим входом сумматора 115 и выходом интегратора 98, второй вход которого соединен с выходом интегратора 97, который служит вторым выходом устройства 36. Второй вход интегратора 97 подключен к выходу умножителя 96, третий вход которого соединен с третьими входами умножителей 100 и 104 и выходом квадратора 101. Второй вход умножителя 96 через функциональный блок 95 соединен с первым входом устройства 36 моделирования продольного движения ЛА.

Блок 3 контроля пролета предназначен для фиксации момента времени, когда дальность, D между ЛА и объектом наблюдения в алгоритмах (1) равна О, что соответствует моменту пролета ЛА над (или под) объектом наблюдения в вертикальной плоскости и слева или справа от объекта наблюдения в боковой плоскости. Блок 3 контроля пролета выполнен в виде триггера Шмитта. Устройство 4 обработки результатов испытаний предназначено для статистической обработки результатов испытаний с целью получения достоверных оценок о величине промаха вероятности встречи ЛА и объекта наблюдения в конкретной серии электронных пусков. Вычисление оценок осуществляется непосредственно по выходным сигналам имитатора 2 ЛА, которыми являются в вертикальной плоскости величина Y_g, а в горизонтальной - Z_g - координаты ЛА (высота полета и боковое отклонение) в нормальной земной системе координат. Для вертикальной плоскости вводится поправка на величину высоты над горизонтом радиолокационного центра отражения объекта наблюдения Y_gц (фиг. 12). Таким образом, величины промахов равны:
Y_отн = Y_g - Y_gц,(4.1)
Z_отн= Z_g, (4.2)
при D = О.

В качестве оценок точности принимаются:
математическое ожидание

дисперсия

среднее квадратическое отклонение

Для оценки точности аппаратуры ЛА в боковой плоскости формулы аналогичны.

Вероятность встречи ЛА и объекта наблюдения при испытаниях определяется следующим образом. Фиксируются факты попадания ЛА в контуры объекта наблюдения (см. фиг. 12) - n_поп.. и определяется вероятность встречи по известной формуле

Блок 6 фиксации реализаций устройства 4 обработки результатов испытаний предназначен для подсчета количества произведенных электронных пусков в серии и выдачи управляющего сигнала, когда будет произведен последний пуск из заданных. Блок 7 фиксации реализаций представляет собой обычный счетчик.

Вычислитель 7 оценок точности (см. фиг. 7), содержит блок 121 управления, таймер 122, вычислитель 123, сумматор 124, квадратор 125, вычислитель 126, переключатель 127, блок 128 памяти, сумматор 129, масштабный блок 130, сумматор 131.

Первый вход вычислителя 7 оценок точности по сигналу нулевой дальности соединен с первым входом блока 121 управления, первый-четвертый сигнальные выходы которого соединены с первыми входами блока 128 памяти, сумматора 129, масштабного блока 130 и таймера 122.

Второй вход вычислителя 7 оценок точности по сигналу пролета подключен к первому входу переключателя 127, второй вход которого по сигналу настройки системы подключен к пятому входу вычислителя 7 оценок точности, первый выход - к первому входу сумматора 131, второй вход которого подключен к четвертому входу вычислителя 7 оценок точности, выход - к второму выходу переключателя 127 и второму входу блока 128 памяти, выход которого подключен к второму входу сумматора 124 и через сумматор 129 соединен с вторым входом масштабного блока 130, третий вход которого соединен с вторыми входами вычислителя 126, блока 121 управления и таймера 122 и подключен к третьему входу вычислителя 7 оценок точности. Первый-четвертый выходы таймера 122 подключены к первым входам сумматора 124, квадратора 125, вычислителя 126 и вычислителя 123 соответственно.

Выход вычислителя 123 соединен с третьим выходом вычислителя 7 оценок точности, второй выход которого подключен к выходу вычислителя 126, соединенному также со вторым входом вычислителя 123. Третий вход вычислителя 126 соединен с выходом квадратора 125, второй вход которого соединен с выходом сумматора 124, а третий вход - с выходом масштабного блока 130, который является и первым выходом вычислителя 7 оценок точности. На выходах вычислителя 7 оценок точности формируются сигналы математического ожидания, дисперсии и среднее квадратическое отклонение величины промаха (1-ый, 2-ой и 3-ий выходы соответственно).

Вычислитель 9 вероятности встречи (см. фиг. 8) содержит блок 132 управления, блок 133 сравнения, блок 134 памяти и блок 135 деления.

Первый вход вычислителя 9 вероятности встречи по сигналу нулевой дальности подключен к первому входу блока 132 управления, первый выход которого подключен к первому входу блока 133 сравнения, второй и третий выходы - к вторым входам блока 134 памяти и блока 135 деления соответственно. Третий вход блока 135 деления подключен к третьему входу вычислителя 9 вероятности встречи, второй вход которого подключен к второму входу блока 133 сравнения. Третий - пятый входы блок 133 сравнения подключены к четвертому - шестому входам вычислителя 9 вероятности встречи. Выход блока 135 деления по сигналу вычисленной вероятности встречи является выходом вычислителя 9 и соответствующим выходом системы.

Задатчик 10 параметров объекта наблюдения предназначен для ввода в систему для прогнозирования габаритных и радиотехнических характеристик (высоту радиолокационного центра отражения) объекта наблюдения, а также количество пусков для получения достоверных оценок системы. Задатчик 10 параметров объекта наблюдения представляет собой устройство, входным блоком которого является аналого-цифровой преобразователь, выход- которого соединен со схемами памяти. В каждой схеме памяти записаны значения начальных или программных величин.

Устройство 12 управления испытаниями, входящее в состав имитатора 11 пункта управления (фиг. 9), содержит формирователь 136, устройство 137 задержки, ключ 138, согласователь 139, счетчик 140 и формирователь 141 сигнала. Вход устройства 12 управления испытаниями по сигналу запуска (1-ый вход) подключен к входу формирователя 141 сигнала, выход которого подключен к входу счетчика 140, выход которого подключен через согласователь 139 к первому выходу (запускающего сигнала) устройства 12 управления испытаниями и входу ключа 138. Управляющий вход ключа 138 по сигналу окончания пуска подключен к третьему входу устройства 12 управления испытаниями, а выход через последовательно соединенные устройство 137 задержки и формирователь 136 - к управляющему (2-му) выходу устройства 12 управления испытаниями, входы которого по сигналам окончания пуска и количеству реализаций (3-й и 2-й входы соответственно) подключены к 2-му и 3-му входам счетчика 140.

Пульт 13 управления, входящий в состав имитатора 11 пункта управления (см. фиг. 10), содержит кнопку 142 "Пуск", переключатель 143 "Режим", потенциометр 144 "Начальные условия" и задатчик 145 параметров, соединенные с источником питания. Выходы переключателя 143 и кнопки 142 являются первым и вторым выходами пульта 13 управления соответственно, а выход потенциометра 144 подключен к входу задатчика 145 параметров, выходы которого являются выходами пульта 13 управления. Задатчик 145 параметров представляет собой устройство, входным блоком которого является аналого-цифровой преобразователь, выход которого соединен со схемами памяти. В каждой схеме памяти записаны значения начальных или программных величин.

Имитатор 14 углового движения объектов наблюдения предназначен для воспроизведения углового перемещения объекта наблюдения и отраженного от него сигнала. Конструктивно имитатор 14 углового движения объекта наблюдения представляет собой каретку с антенным излучателем, соединенным с выходом имитатора 1 радиосигналов. Каретка движется по направляющей с помощью электромеханической следящей системы. Направляющая расположена на расстоянии, где обеспечивается плоский фронт волны в раскрыве антенны радиолокационного визира 24. В качестве антенного устройства используется рупорный излучатель.

Первый 18 и второй 20 имитаторы упругости предназначены для имитации изгибных колебаний корпуса ЛА. Они реализуют хорошо известные передаточные функции [3,5], описывающие динамику ЛА с учетом упругих колебаний корпуса.

Динамические стенды 19 и 25 служат для имитации угловых движений ЛА по курсу, крену или тангажу. Поворот платформы стенда, где устанавливается реальная аппаратура исследуемой СУ ЛА, осуществляется стандартными следящими приводами. Динамический стенд 19 обеспечивает поворот платформы вокруг двух осей, а динамический стенд 25 - вокруг одной оси.

Имитатор 21 радиовысотомера представляет собой устройство, построенное на принципе измерения временного интервала, пропорционального высоте полета ЛА, без использования высокочастотных сигналов [5,8]. Имитатор 21 РВ содержит последовательно соединенные преобразователь и устройство моделирования радиовысотомера, выход которого является выходом имитатора 21, а второй вход соединен с имитатором подстилающей поверхности. Сигнал, поступающий на первый вход имитатора 21 радиовысотомера, пропорциональный сигналу Y_g, вырабатываемому имитаторам 2 ЛА, складывается с сигналом Y_m, вырабатываемым генератором случайных сигналов, который имитирует подстилающую поверхность. На выходе имитатора 21 радиовысотомера формируется сигнал высоты полета ЛА над подстилающей поверхностью (например, морем).

Имитатор 21 РВ является блоком измерения штатного высотомера (без высокочастотных блоков), входящего в состав исследуемой системы управления ЛА. Принцип его работы основан на измерении ширины импульса, поступающего на его вход, и преобразовании его в сигнал управления для устройства 30 выработки сигналов управления.

Индикатор 22 предназначен для визуального отображения траектории ЛА и представляет собой, например, видеотерминальное устройство.

Радиолокационный визир 24 представляет собой приемопередающее устройство и входит в состав исследуемой СУ ЛА. Он содержит передатчик, подключенный выходом к входу антенны, кинематически связанной с приводом антенны. Выход антенны через последовательно соединенные приемник, устройство обработки сигналов подключен к устройству сопряжения [7, 8]. В устройстве обработки сигналов вычисляются углы визирования объекта наблюдения относительно строительной оси ЛА: υ_A - измеренный угол места, ψ_A - измеренный угол азимута.

Датчики угловых скоростей блока 26, измерители 27 углов и измерители ускорений блока 28 являются приборами исследуемой СУ ЛА. В качестве указанных устройств могут использоваться устройства, описанные, например в [5].

В качестве переключателя 29 используется обычное реле, у которого четвертый вход является управляющим, первые и вторые входы соединены с нормально разомкнутыми контактами, а третий вход через нормально замкнутый контакт - с третьим выходом.

Рулевые механизмы 23 являются реальными приводами исследуемого ЛА, приводящими в движение рули высоты, направления и элероны. Рулевые механизмы 23 представляют собой три идентичных стандартных авиационных электрогидравлических привода [9].

Каждый привод содержит усилитель мощности, выход которого соединен с входом электрогидропривода, например РА-46, шток его выходного гидроцилиндра соединен с потенционометрическим датчиком положения, сигнал с которого замыкает обратную связь привода, а также является выходным сигналом блока 23 рулевых механизмов, имитируя закладку рулей ЛА.

Устройство 30 выработки сигналов управления предназначено для формирования сигналов управления рулевыми 23 механизмами и является прибором исследуемой СУ ЛА. Устройство 30 выработки сигналов управления содержит три канала управления рулями высоты, направления и элеронами соответственно. Алгоритмы формирования законов управления для большинства беспилотных ЛА широко известны и имеют вид [3, с. 78, рис. 4.4]:



a'_z = n_zg,(5.4)
a'_y = n_yg,(5.5)
h =H_g - H_пр(t),(5.6)
где K_υ,K_υ,T_z,K_h,T_h,K_sh,K_ny,K_ψ,K_ψ,T_ψ,K_γ,K_γ,T_γ- передаточные коэффициенты; n_z, n_y, n_z, - перегрузки; δ_пр,H_пр(t),υ₁ и ψ₁ - программные значения соответствующих параметров, определяющие закон движения ЛА; знаком (') - помечены сигналы, поступающие с реальной аппаратуры СУ.

(6.1)
σ_υ1= K_sυ(υ_A-υ_A0+K_υy(υ-υ₀)+K_ωzω_z+α_уст+υ_пр],(6.2)
(6.3)
где K_υy,K_ωz - передаточные коэффициенты; υ_A0,υ₀ суть υ_A и υ в момент начала наведения в "продольной задаче" на объект наблюдения; υ_пр и α_уст - установочные значения параметров.

(6.4)
(6.5)
(6.6)
где K_ψy - передаточные коэффициенты; ψ_A0 - малая константа (например ψ_A0= 0,5 град , ψ₀ - угол курса в момент "упреждения".

Структурная схема устройства 30 выработки сигналов управления представлена на фиг 11, где обозначены: 146 - таймер; 147 - сумматор; 148 - блок памяти; 149 - дифференциатор; 150 - функциональный блок; 151 - дифференциатор; 152 - сумматор; 153, 154 - дифференциаторы; 155 - интегратор; 156 - сумматор; 157 - функциональный блок; 158 - сумматор; 159, 160 - масштабные блоки; 161 - сумматор; 162 - функциональный блок; 163, 164, 165 - сумматоры; 166 - масштабный блок; 167, 168 - сумматоры.

Выходы таймера 146 подключены к первым входам всех блоков устройства 30 выработки сигналов управления, а вход - к двенадцатому входу устройства 30 выработки сигналов управления. Девятый вход устройства 30 через масштабный блок 160 подключен к второму входу сумматора 165, выход которого является третьим выходом устройства 30 выработки сигналов управления, а третий вход подключен к выходу сумматора 161, третий вход которого через функциональный блок 162 подключен к выходу функционального блока 150, а второй вход соединен с шестым входом функционального блока 150 и подключен к первому входу устройства 30 выработки сигналов управления.

Седьмой, восемнадцатый, четырнадцатый, тринадцатый и четвертый входы устройства 30 подключены соответственно ко входам со второго по пятый и седьмому входу функционального блока 150, а пятнадцатый вход через масштабный блок 166 подключен к седьмому входу сумматора 165. Четвертый вход сумматора 165 подключен к выходу сумматора 163, третий вход которого подключен через дифференциатор 153 ко второму входу сумматора 163 и четвертому входу устройства 30 выработки сигналов управления.

Одиннадцатый вход устройства 30 подключен ко входу сумматора 147, выход которого подключен непосредственно ко второму входу сумматора 164, а через дифференциатор 154 - к третьему входу сумматора 164. Выход сумматора 164 подключен к пятому входу сумматора 165, шестой вход которого через интегратор 155 подключен к выходу сумматора 147. Третий вход сумматора 147 через блок 148 памяти подключен к шестнадцатому входу устройства 30 выработки сигналов управления, второй вход которого подключен ко второму входу сумматора 156 и второму входу функционального блока 157. Выход функционального блока 157 подключен через сумматор 156 ко второму входу сумматора 167, третий вход которого подключен к выходу сумматора 158, второй вход которого соединен с шестым входом функционального блока 157 и подключен к пятому входу устройства 30 выработки сигналов управления, который через дифференциатор 151 подключен также к третьему входу сумматора 158. Входы с третьего по пятый функционального блока 157 подключены к восьмому, семнадцатому и восемнадцатому входам устройства 30 соответственно.

Десятый вход устройства 30 через масштабный блок 159 подключен к четвертому входу сумматора 167, выход которого подключен к второму входу устройства 30. Третий вход устройства 30 через сумматор 168 подключен к его первому выходу, шестой вход подключен ко второму входу сумматора 152, а через дифференциатор 149 - к третьему входу сумматора 152, выход которого подключен к второму входу сумматора 168.

Предлагаемая система работает следующим образом.

Вначале в соответствии с программой проведения испытаний осуществляется настройка системы.

Реальная аппаратура исследуемой СУ ЛА устанавливается на динамические стенды 19 и 25 и ориентируется таким образом, чтобы при решении "продольной" задачи первый и второй динамические стенды 19 и 25 обеспечивали поворот РЛВ 24 и измерителей 27 углов только по углу тангажа υ, а при решении "боковой" задачи динамический стенд 25 должен обеспечивать поворот РЛВ 24 по углу курса ψ, а динамический стенд 19 - поворот измерителей 27 углов - по углам курса ψ и крена γ.
Переключатель 143 "Режим" пульта 13 управления устанавливается в положение "1", что соответствует исследованию "продольной" задачи, или в положение "2", что соответствует исследованию "боковой" задачи. При этом срабатывает переключатель 29, настраивая структуру устройства к решению соответствующей задачи. При исследовании "продольной" задачи на входы имитатора 2 ЛА подаются нулевые сигналы по каналам рулей направления и элеронам δ_н и δ_э и происходит "замораживание" движения ЛА в боковой плоскости, а при исследовании "боковой" задачи нулевой сигнал подается по каналу руля высоты δ_в и происходит "замораживание" движения ЛА в вертикальной плоскости.

В устройстве 34 моделирования кинематических связей срабатывают переключатели 55 и 56. При этом к первому выходу (управления имитатором 1 радиосигналов по сигналу дальности D) и второму выходу (управления имитатором 14 углового движения объекта наблюдения) подключается соответствующая задача (боковая или продольная) имитатора 2 ЛА. В устройстве 35 моделирования бокового движения срабатывает переключатель 92 и при решении задачи в вертикальной плоскости по каналам управления стендами 19 и 25 с шестого выхода устройства 2 подается сигнал тангажа υ, а при решении "боковой" задачи по каналам управления первым приводом первого динамического стенда 19 и вторым динамическим стендом 25 подается сигнал курса ψ, а с девятого выхода устройства 2 подается на второй привод динамического стенда 19 управляющий сигнал крена γ.
Срабатывает второй переключатель 5 и входной блок 8 памяти устройства 4 обработки результатов испытаний подключается к соответствующему сигналу имитатора 2 ЛА, характеризующему промах при встрече ЛА и объекта наблюдения: для "продольной задачи" - Y_g, и для "боковой задачи" - Z_g.

Срабатывает также переключатель 127 в вычислителе 7 оценок точности и при решении "продольной задачи" подключает к вычислительным блокам сигнал, поступающий с 4-го выхода задатчика параметров 10 - параметров объекта наблюдения, который характеризует высоту радиолокационного центра отражения объекта наблюдения Y_gц в формуле (4).

Выбирается тип решаемой задачи, для чего движок потенциометра 144 пульта 13 управления устанавливается в положение, соответствующее выбранной задаче. При этом с выходов ячеек памяти задатчика 145 параметров в устройстве 30 выработки сигналов управления поступают сигналы, соответствующие программным параметрам траектории движения ЛА в алгоритмах (5), а в имитатор 2 ЛА - сигналы начальной установки дальности D_о до объекта наблюдения и параметров относительного движения объекта наблюдения и ЛА в алгоритмах (1), что имитируется начальной взаимной установкой имитатора 14 углового движения объекта наблюдения и первого и второго динамических стендов 19 и 25, на входы которых через сумматоры 15-17 с выходов соответствующих ячеек памяти (выходы 9-11) задатчика 145 параметров поступают сигналы начальной установки.

Вводятся параметры объекта наблюдения - длина, высота и высота радиолокационного центра отражения (фиг. 12) с задатчика 10 параметров объекта наблюдения, а также количество пусков в серии испытаний, достаточных для получения достоверных оценок в (5).

При нажатии кнопки 142 "Пуск" пульта 13 управления осуществляется запуск системы. Вначале сигнал с первого выхода пульта 13 управления поступает через формирователь 141 устройства 12 управления испытаниями на первый вход счетчика 140, на второй и третий входы которого поступают сигналы с выхода блока 3 контроля пролета (фиксирующий окончание пуска системы) и задатчика 10 параметров объекта наблюдения (определяющий количество реализаций при испытаниях - N). Когда количество произведенных пусков системы будет равно заданному количеству реализаций, то сигнал на выходе счетчика 140 будет равен 0. Так как в первый момент они не равны, то запускающий сигнал с выхода счетчика 140 через согласователь 139 поступает сигнал на разгон гироскопических приборов - датчиков 26 угловых скоростей и измерителей 27 углов, а через ключ 138, схему 137 задержки и формирователь 136 на управляющие входы имитатора 2 ЛА, имитатора 21 радиовысотомера, имитатора 1 радиосигналов и устройство 30 выработки сигналов управления, которые вначале устанавливаются в исходное состояние, а затем запускаются и начинается процесс имитации полета ЛА и его сближения с объектом наблюдения в исследуемой плоскости.

В имитаторе 2 ЛА по исходным данным вырабатываются сигналы о положении ЛА в пространстве, его относительной скорости движения, а также о положении объекта наблюдения в пространстве в соответствии с алгоритмами (1) - (3). В соответствии с получаемым сигналом дальности между ЛА и объектом наблюдения имитатором 1 обеспечивается выработка радиосигнала, эквивалентного отраженному от объекта радиосигналу, который подается на вход имитатора углового движения объектов наблюдения.

По сигналу углового отклонения объекта наблюдения, поступающему из устройства 34 имитатора 2 ЛА, перемещается каретка с излучающим рупором антенны имитатора 14 углового движения объекта наблюдения. Этот сигнал поступает на антенну в носовой части РЛВ 24, расположенного на втором динамическом стенде 25, поворот платформы которого имитирует угловое движение корпуса ЛА, и осуществляется по сигналам управления, поступающим из устройства 35 моделирования бокового движения ЛА. Эти же сигналы поступают и на динамический стенд 19, имитируя угловое движение ЛА в вертикальной или боковой плоскости, которое воспринимается гироскопическими измерителями 27 углов. Сигналы, пропорциональные угловым скоростям и линейным ускорениям корпуса ЛА, поступают из устройств 35 и 36 моделирования бокового и продольного движения ЛА через имитаторы упругости 18 и 20 на датчики 26 и измерители 28. Сигнал, пропорциональный текущей высоте полета ЛА, поступает из устройства 36 моделирования продольного движения на вход имитатора 21 радиовысотомера, в котором вначале он суммируется с сигналом, имитирующим подстилающую поверхность, а затем формируется сигнал пропорциональный текущей высоте полета ЛА над подстилающей поверхностью. Этот сигнал поступает в устройство 30 выработки сигналов управления, куда также поступают сигналы со всех информационных датчиков системы управления: радиолокационного визира 24, блока 26 датчиков угловых скоростей, блока 28 измерителей линейных ускорений и измерителей 27 углов. В устройстве 30 выработки сигналов управления в соответствии с алгоритмами (5) вырабатываются управляющие сигналы силовыми приводами рулевых механизмов. Происходит отклонение исполнительного элемента (штока гидроцилиндра) и соответственно датчика, соединенного с ним. Сигнал, снимаемый с этого датчика, пропорционален углу закладки соответствующего руля, и поступает на вход имитатора 2 ЛА, замыкая контур управления исследуемой СУ.

В процессе испытаний в зависимости от типа решаемой задачи ("продольная" или "боковая") сигналы, характеризующие движение ЛА в вертикальной и боковой плоскостях с 10-го и 11-го выходов имитатора 2 ЛА через переключатель 5, поступают на вход блока 8 памяти и индикатора 22 для визуального контроля траектории движения ЛА, а сигнал текущей дальности с 1-го выхода имитатора 2 ЛА - на вход блока 3 контроля пролета. В момент, когда текущая дальность D будет равна нулю, на выходе блока 3 контроля пролета появится сигнал. По этому сигналу в блоке 8 памяти фиксируется значение величин, характеризующих промах при встрече ЛА и объекта наблюдения (при D = 0) для "продольной задачи" - Y_g и для "боковой задачи" - Z_g. Сигнал с выхода блока 3 контроля пролета поступает также на 2-ой вход устройства 12 управления испытаниями, по которому срабатывает ключ 138 и исчезает сигнал управления испытаниями со 2-го выхода устройства 12. При этом система возвращается в исходное состояние. Если количество произведенных пусков еще не равно количеству заданных пусков N и существует сигнал на выходе счетчика 140, то после возвращения системы в исходное состояние и срабатывания ключа 138 (т.к. сигнал дальности D не равен 0) появится вновь сигнал на выходе устройства 12 управления испытаниями и произойдет новый пуск системы при тех же начальных условиях и процесс повторится вновь.

Процесс проведения испытаний системы аппаратуры ЛА будет продолжаться до тех пор, пока количество проведенных пусков не будет равно количеству заданных пусков N. В этот момент исчезнет сигнал на выходе счетчика 140 и соответственно исчезнут сигналы на 2-м и 1-м выходах устройства 12 управления испытаниями и завершится серия пусков, а система перейдет в режим обработки результатов.

В момент равенства количества проведенных пусков количеству заданных пусков N появится сигнал на выходе блока 6 фиксации реализаций, который поступит на управляющие входы вычислителей 7 и 9 оценок точности и вероятности встречи, на информационные входы (2-ые) которых поступит массив зафиксированных значений промахов при встрече ЛА и объекта наблюдения (в зависимости от типа решаемой задачи вертикальное или боковое отклонение). По этим значениям по формулам (4-5) в вычислителях 7 и 9 будут определены значения математического ожидания, дисперсии, среднего квадратического отклонения промаха и вероятности встречи. На этом испытания в данной серии испытаний завершаются.

Предлагаемая комплексная испытательная система для прогнозирования результатов натурных испытаний обеспечивает возможность многократного (в сотни раз) увеличения объема испытаний реальной аппаратуры ЛА, по сравнению с натурными экспериментами, и получения объемов данных, достаточных для статистической обработки. При этом повышается достоверность проведения наземных испытаний при меньшей трудоемкости.

Промышленная применимость изобретения определяется тем, что на основании приведенного описания и чертежей предлагаемая система может быть изготовлена при использовании известных комплектующих изделий и технологического оборудования, применяемого для изготовления радиоэлектронных комплексов, и использована в качестве комплексной испытательной системы для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Моделирование и испытания радиооборудования. П.П.Бескид, Е.М.Виноградов, В.И.Винокуров и др. -Л.: Судостроение, 1981.

2. Свидетельство РФ N 11626 на полезную модель, МПК G 09 B 9/00, публикация, 16.10.99 г., прототип
1. Лебедев А.А., Чернобровкин А.С. Динамика полета, Оборонгиз, М., 1962 г., с.с. 403-404, 473-474.

2. Абгарян К.А., Колязин Э.А., Мишин В.П. Динамика ракет. М., Машиностроение, изд. 2, 1990 г., с. 53-55.

3. Кузовков Н.Г. Система стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). М.: Высшая школа, 1976 г.

4. Тверской Г.Н., Терентьев Г.К., Харченко И.П. Имитаторы эхо-сигналов судовых радиолокационных станций. Л., Судостроение, 1973.

5. Радиотехнические системы. /Ю.П.Гришин, В.П.Ипатов, Ю.М.Казаринов и др. Под. ред. Ю.М.Казаринова. М., Высшая школа, 1990 г., с. 405 - 411, рис. 18.14.

6. Справочник по радиоэлектронике. Под общ. ред. А.А.Куликовского, т.3. М., Энергия, 1970 г., с. 558 - 565.

7. Гамынин Н.С. Гидравлический привод систем управления. М., Машиностроение, 1976 г., с.11, рис. 4.

Формула изобретения

Система для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата, содержащая имитатор летательного аппарата, последовательно соединенные имитатор радиосигналов и имитатор углового движения объекта наблюдения, имитатор радиовысотомера, имитатор пункта управления, включающий пульт управления, выход сигнала запуска которого подключен к соответствующему входу устройства управления испытаниями, устройство выработки сигналов управления, первый динамический стенд, платформа которого оснащена приводом для разворота платформы по курсу или тангажу, приводом для установки крена платформы и измерительных углов, второй динамический стенд, на платформе которого, оснащенной приводом для разворота платформы по курсу или тангажу, установлен радиолокационный визир, связанный радиоканалом с имитатором углового движения объекта наблюдения и подключенный синхровходом к выходу сигнала синхронизации имитатора радиосигналов, а также первый имитатор упругости, выходы которого подключены к блоку датчиков угловых скоростей, и второй имитатор упругости, соединенный выходами с блоком измерителей линейных ускорений, выходы которого, а также выходы измерителей углов, выходы блока датчиков угловых скоростей, выходы радиолокационного визира, выход имитатора радиовысотомера и выходы сигналов программных параметров пульта управления подключены к соответствующим входам устройства выработки сигналов управления, выходы сигналов управления рулями высоты, направления и элеронами которого через первый переключатель подключены к рулевым механизмам, выходы сигналов углов закладки рулей которых соединены с соответствующими входами имитатора летательного аппарата, при этом выход сигнала текущей дальности имитатора летательного аппарата подключен к сигнальному входу имитатора радиосигналов, выходы сигналов скоростей изменения углов курса, крена и тангажа подключены ко входам первого имитатора упругости, выходы сигналов линейных ускорений в боковой и вертикальной плоскостях подключены ко входам второго имитатора упругости, а выход сигнала высоты полета летательного аппарата подключен к сигнальному входу имитатора радиовысотомера, управляющий вход которого объединен с управляющими входами имитатора летательного аппарата, имитатора радиосигналов, радиолокационного визира и устройства выработки сигналов управления и подключен ко второму выходу устройства управления испытаниями, первый выход которого подключен к управляющим входам блока датчиков угловых скоростей и измерителей углов, входы сигналов начальной установки имитатора летательного аппарата подключены к соответствующим выходам пульта управления выход сигнала настройки системы которого подключен к соответствующему входу имитатора летательного аппарата и управляющему входу первого переключателя, отличающаяся тем, что в нее введены три сумматора, входы начальной установки которых подключены к соответствующим выходам пульта управления индикатор, задатчик параметров объекта наблюдения, блок контроля пролета и устройство обработки результатов испытаний, содержащее второй переключатель, блок памяти, блок фиксации реализаций, вычислитель оценок точности и вычислитель вероятности встречи, при этом выход первого сумматора подключен к управляющему входу имитатора углового движения объекта наблюдения, а вход - к выходу сигнала углового отклонения объекта наблюдения имитатора летательного аппарата, выход сигнала курса или тангажа которого подключен ко входу второго сумматора, выход сигнала крена подключен ко входу третьего сумматора, выход сигнала текущей дальности подключен ко входу блока контроля пролета, а выходы сигналов высоты полета и бокового отклонения летательного аппарата подключены к соответствующим входам второго переключателя, выход второго сумматора подключен к управляющим входам приводов для разворота платформ по курсу или тангажу первого и второго динамических стендов, управляющий вход привода для установки крена платформы второго динамического стенда подключен к выходу третьего сумматора, управляющие входы второго переключателя и вычислителя оценок точности объединены и подключены к выходу сигнала настройки системы пульта управления, выход второго переключателя соединен со входом индикатора и информационным входом блока памяти, управляющий вход которого объединен с управляющими входами блока фиксации реализаций и устройства управления испытаниями и подключен к выходу блока контроля пролета, выход блока фиксации реализаций подключен ко входам сигнала нулевой дальности вычислителя оценок точности и вычислителя вероятности встречи, входы сигнала пролета которых подключены к выходу блока памяти, выход сигнала числа реализаций задатчика параметров объекта наблюдения подключен к соответствующим входам устройства управления испытаниями, блока фиксации реализаций, вычислителя оценок точности и вычислителя вероятности встречи, входы сигналов размеров объекта наблюдения которого подключены к соответствующим выходам задатчика параметров объекта наблюдения, выход сигнала высоты радиолокационного центра отражения объекта наблюдения которого подключен к соответствующему входу вычисления оценок точности, а выходы вычислителей оценок точности и вероятности встречи являются выходами системы.

ИЗВЕЩЕНИЯ

MM4A - Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 10.05.2002

Извещение опубликовано: 10.12.2003БИ: 34/2003