RU2163387C1 - System for predicting results of nature testing of drone aircraft - Google Patents
System for predicting results of nature testing of drone aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2163387C1 RU2163387C1 RU99111892A RU99111892A RU2163387C1 RU 2163387 C1 RU2163387 C1 RU 2163387C1 RU 99111892 A RU99111892 A RU 99111892A RU 99111892 A RU99111892 A RU 99111892A RU 2163387 C1 RU2163387 C1 RU 2163387C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- aircraft
- simulator
- output
- signal
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к комплексным испытательным устройствам, предназначенным для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотных летательных аппаратов. The invention relates to integrated testing devices designed to predict the results of full-scale testing of unmanned aerial vehicles.
Повышение качества и надежности разрабатываемых беспилотных летательных аппаратов (ЛА), а также их систем управления связано с проведением комплексных испытаний. От правильного решения задачи испытаний зависит качество ЛА и другие технико-экономические его показатели. Наибольшей достоверностью обладают результаты натурных испытаний, но возможности их проведения для беспилотных ЛА и получение требуемого объема информации ограничены. Проведение натурных испытаний ЛА предполагает наличие не только объекта испытаний - ЛА, но и взаимодействующих с ним в процессе функционирования других объектов, например стационарных систем носителей, целей и специально оборудованного пространства - полигона. Натурные испытания ЛА - всегда длительный и дорогостоящий процесс. Естественно, что, обладая наибольшей достоверностью и информативностью, натурные испытания отличаются большой сложностью и дороговизной. Вследствие большой стоимости натурных испытаний и подготовки к ним требуется высокая степень уверенности в полноте и тщательности отработки всех систем ЛА на предшествующих этапах разработки и изготовления. Нередко требуется постановка экспериментов, сопряженных с опасностью появления аварийных режимов. Изменчивость условий проведения натурных испытаний затрудняет обеспечение повторяемости условий эксперимента и получение представительных выборок результатов даже для основных режимов применения ЛА. Improving the quality and reliability of the developed unmanned aerial vehicles (LA), as well as their control systems, is associated with conducting comprehensive tests. The quality of the aircraft and its other technical and economic indicators depend on the correct solution of the test problem. The results of full-scale tests have the greatest reliability, but the possibilities for conducting them for unmanned aerial vehicles and obtaining the required amount of information are limited. Conducting full-scale tests of an aircraft assumes the presence of not only the test object - the aircraft, but also other objects interacting with it during the functioning of the system, for example, stationary carrier systems, targets and a specially equipped space - a testing ground. Field testing of an aircraft is always a long and expensive process. Naturally, having the greatest reliability and information content, full-scale tests are of great complexity and high cost. Due to the high cost of full-scale tests and preparation for them, a high degree of confidence in the completeness and thoroughness of testing all aircraft systems at the previous stages of development and manufacturing is required. Often required to carry out experiments involving the danger of emergency conditions. The variability of the conditions for conducting full-scale tests makes it difficult to ensure repeatability of experimental conditions and obtaining representative samples of results even for the main modes of application of the aircraft.
В связи с вышеизложенным современные тенденции в развитии техники требуют воспроизведения и дополнения условий натурных испытаний ЛА испытаниями на земле в условиях максимального оснащения функциональными системами сбора и обработки данных для принятия решения о работоспособности системы управления (СУ) ЛА, прогнозирования и дополнения результатов натурных испытаний, а в процессе натурных испытаний проверяются только основные характеристики СУ. Правильное прогнозирование натурных испытаний позволяет извлечь из ограниченного числа пусков максимально возможную информацию при ограниченных затратах экономических ресурсов. In connection with the foregoing, modern trends in the development of technology require the reproduction and addition of conditions for full-scale testing of aircraft with tests on the ground under conditions of maximally equipping functional systems for collecting and processing data to decide on the operability of the control system (CS) of the aircraft, forecasting and supplementing the results of field tests, and in the course of field tests, only the main characteristics of the SU are checked. The correct forecasting of full-scale tests makes it possible to extract the maximum possible information from a limited number of launches at a limited cost of economic resources.
Наибольшее распространение для целей прогнозирования получило математическое моделирование. Однако для построения математического описания ЛА необходимо четкое представление не только о структуре, поведении отдельных элементов, но и о взаимодействии между ними, влиянии различных факторов, а также о реакции на изменения условий испытаний. При решении задач радиотехники приходится сталкиваться как с процессами сложными по своей математической природе, так и с системами со сложным и неоднозначным математическим описанием. Эти ситуации могут иметь место одновременно. Помехи и нестабильность обуславливают случайный характер протекающих процессов. Аналитическое решение задачи чаще всего оказывается невозможным. Сами математические модели требуют экспериментального подтверждения и уточнения. The most widely used for forecasting purposes is mathematical modeling. However, to construct a mathematical description of the aircraft, a clear idea is needed not only about the structure, behavior of individual elements, but also about the interaction between them, the influence of various factors, and also about the reaction to changes in test conditions. When solving problems of radio engineering, one has to deal with both processes that are complex in their mathematical nature, and systems with a complex and ambiguous mathematical description. These situations can occur simultaneously. Interference and instability cause the random nature of the processes. An analytical solution to the problem is most often impossible. The mathematical models themselves require experimental confirmation and refinement.
В результате патентных исследований аналогов предлагаемой системы для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата не выявлено. As a result of patent research, analogues of the proposed system for predicting the results of full-scale tests of an unmanned aerial vehicle were not identified.
Задачей изобретения является разработка комплексной испытательной системы для прогнозирования результатов натурных испытаний, обеспечивающей достоверность реакций реальной аппаратуры ЛА, возможность многократного увеличения объема испытаний реальной аппаратуры ЛА по сравнению с натурными экспериментами, и получения объемов данных, достаточных для статистической обработки. The objective of the invention is to develop a comprehensive test system for predicting the results of full-scale tests, ensuring the reliability of the reactions of real aircraft equipment, the possibility of a multiple increase in the volume of tests of real aircraft equipment compared to full-scale experiments, and obtaining volumes of data sufficient for statistical processing.
Основной проблемой при реализации предлагаемой системы является максимально точное воспроизведение реальных условий функционирования аппаратуры системы управления ЛА, так как от этого зависит точность прогнозирования результатов. Степень приближения лабораторных условий испытаний к реальным в предлагаемом устройстве определяется структурой и способами включения имитаторов. Известно [1, 2], что для большинства беспилотных ЛА система дифференциальных уравнений, описывающих возмущенное движение, распадается на две независимые группы уравнений. Одна из них 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. При этом возникает возможность проведения независимых испытаний каналов управления в боковой и продольной плоскостях, а в составе устройства использовать имитаторы движения (стенды-качалки) с одной или двумя степенями свободы перемещений платформы, причем на один стенд устанавливаются только гироскопические измерители СУ, а на другой радиолокационный визир (РЛВ). Повышение точности испытаний при использовании таких механических имитаторов обуславливается:
уменьшением нагрузок на приводы стенда по весам - более чем в 4 раза, а по моментам инерции - более чем в 20 раз;
уменьшением люфтов в кинематических передачах приводов;
уменьшением габаритов стендов;
улучшением условий формирования диаграммы направленности РЛВ (которая при таком подходе не искажается металлическими массами большого стенда) и, в конечном счете, существенным улучшением динамических и статических характеристик имитаторов.The main problem in the implementation of the proposed system is the most accurate reproduction of the actual operating conditions of the aircraft control system equipment, since the accuracy of predicting the results depends on this. The degree of approximation of laboratory test conditions to real in the proposed device is determined by the structure and methods of inclusion of simulators. It is known [1, 2] that for most unmanned aircraft, the system of differential equations describing the perturbed motion splits into two independent groups of equations. One of them describes a change in the parameters of longitudinal motion, and the other describes lateral motion. This feature is taken into account both during the construction of the aircraft simulator and the device as a whole, which can significantly increase the reliability of the tests by reducing the errors introduced by mechanical simulators of the spatial movement of the aircraft - multi-stage rocking stands. In this case, it becomes possible to conduct independent tests of control channels in the lateral and longitudinal planes, and as part of the device to use motion simulators (rocking stands) with one or two degrees of freedom of movement of the platform, with only gyroscopic meters SU installed on one stand, and radar on the other Vizir (RLV). Improving the accuracy of tests using such mechanical simulators is due to:
reduction of loads on the stand drives by weights - more than 4 times, and by moments of inertia - more than 20 times;
reduction of backlash in kinematic gears of drives;
reducing the dimensions of the stands;
improving the conditions for the formation of the radar beam pattern (which with this approach is not distorted by the metal masses of the large stand) and, ultimately, a significant improvement in the dynamic and static characteristics of the simulators.
Для учета динамических свойств и нелинейностей, присущих реальным измерительным устройствам в СУ ЛА, в систему для прогнозирования результатов натурных испытаний введены имитаторы радиовысотомера и имитаторы упругости корпуса ЛА в каналах измерения угловых скоростей и линейных ускорений. To take into account the dynamic properties and nonlinearities inherent in real measuring devices in a control aircraft, simulators of radio altimeters and simulators of elasticity of the aircraft’s body in the channels for measuring angular velocities and linear accelerations are introduced into the system for predicting the results of field tests.
Введение имитатора радиовысотомера обеспечивает повышение точности испытаний при исследовании режимов движения ЛА на сверхмалых высотах, т.к. в этих режимах критичен сигнал, пропорциональный высоте полета ЛА, и необходимо моделировать флюктуации этого сигнала, его запаздывание, дискретность формирования. The introduction of a simulator of a radio altimeter provides an increase in the accuracy of tests when studying flight modes of aircraft at very low altitudes, because in these modes, the signal proportional to the flight altitude of the aircraft is critical, and it is necessary to simulate the fluctuations of this signal, its delay, and the discreteness of formation.
Каналы измерения угловых скоростей и линейных ускорений являются также критичными и интересующими исследователей; включение реальных датчиков в устройство повышает достоверность испытаний. При этом используются особенности конструктивного исполнения современных датчиков угловых скоростей и акселерометров [3, рис. 2.5, с. 51]. Как показали исследования, на технологические входы датчиков можно подавать откалиброванные управляющие сигналы, получая на выходе датчиков угловых скоростей и акселерометров сигналы, точно такие же, как если бы на них воздействовать механически. Кроме того, для повышения точности исследований сигналы, подаваемые на входы измерителей угловых скоростей и акселерометров, пропускаются через имитаторы упругих колебаний корпуса ЛА, имитируя эффект помех в контурах управления СУ. Присутствие помех существенно уменьшает качество СУ ЛА, т.к. приводит к уменьшению запасов устойчивости контуров управления. The channels for measuring angular velocities and linear accelerations are also critical and interesting for researchers; the inclusion of real sensors in the device increases the reliability of the tests. In this case, the design features of modern angular velocity sensors and accelerometers are used [3, Fig. 2.5, p. 51]. Studies have shown that calibrated control signals can be fed to the sensor inputs, receiving signals at the output of the angular velocity sensors and accelerometers that are exactly the same as if they were mechanically acted upon. In addition, to increase the accuracy of studies, the signals supplied to the inputs of angular velocity meters and accelerometers are passed through simulators of elastic vibrations of the aircraft body, simulating the effect of interference in the control circuits of the control system. The presence of interference significantly reduces the quality of the control aircraft, as leads to a decrease in the stability margins of control loops.
Таким образом, предлагаемая система обладает качественно новым свойством - она обеспечивает функционирование аппаратуры исследуемой СУ ЛА в условиях максимального подобия условиям реальной эксплуатации. Это новое качество определяется как новой структурой системы, так и процессами взаимодействия элементов, воспроизводящих влияние внешней среды. В результате за счет исключения погрешностей, вносимых имитаторами внешней среды, обеспечивается высокая степень достоверности прогнозирования натурных испытаний беспилотных ЛА. Thus, the proposed system has a qualitatively new property - it ensures the functioning of the equipment of the investigated SU aircraft in conditions of maximum similarity to the conditions of actual operation. This new quality is determined by both the new structure of the system and the processes of interaction of elements that reproduce the influence of the external environment. As a result, due to the elimination of errors introduced by environmental simulators, a high degree of reliability of forecasting field tests of unmanned aircraft is provided.
Сущность предлагаемого решения заключается в том, что система для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата содержит имитатор летательного аппарата, включающий устройства моделирования продольного и бокового движения летательного аппарата и устройство моделирования кинематических связей, имитатор радиовысотомера, содержащий устройство моделирования радиовысотомера и подключенный к его информационному входу через преобразователь имитатор подстилающей поверхности, первый динамический стенд, на платформе которого установлены измерители углов, второй динамический стенд, на платформе которого установлен радиолокационный визир, связанный по радиоканалу с имитатором углового движения объекта наблюдения, имитатор радиосигналов, содержащий генератор сигналов, высокочастотный выход которого через управляемый аттенюатор соединен с сигнальным входом имитатора углового движения объекта наблюдения, и блок сопряжения, выходы которого подключены ко второму управляющему входу генератора сигналов и управляющему входу управляемого аттенюатора соответственно, а также первый и второй имитаторы упругости, датчики угловых скоростей, измерители линейных ускорений, устройство выработки сигналов управления, имитатор пункта управления, оснащенный пультом управления и таймером, и рулевые механизмы, входы которых по сигналам управления рулями высоты, рулями направления и элеронами подключены через переключатель к соответствующим выходам устройства выработки сигналов управления, выходы рулевых механизмов по сигналам закладки рулей направления и элеронов подключены к соответствующим входам устройства моделирования бокового движения летательного аппарата, а выход по сигналу закладки руля высоты - к первому входу устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, выход устройства моделирования кинематических связей по сигналу углового отклонения объекта наблюдения подключен к управляющему входу имитатора углового движения объекта наблюдения, входы по сигналам скорости полета, угла наклона траектории и высоте полета в нормальной земной системе координат подключены к соответствующим выходам устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, вход по сигналу бокового отклонения в нормальной земной системе координат - к соответствующему выходу устройства моделирования бокового движения летательного аппарата, входы которого по сигналам углов атаки, тангажа, скорости изменения угла тангажа, скорости полета и высоты полета в нормальной земной системе координат подключены к соответствующим выходам устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, выходы по сигналам скоростей изменения углов курса, крена и тангажа через последовательно соединенные первый имитатор упругости и датчики угловых скоростей подключены к соответствующим входам устройства выработки сигналов управления, выход по сигналу управления первыми приводами динамических стендов - к соответствующим входам первого и второго динамических стендов, а выход по сигналу управления вторым приводом первого динамического стенда - к соответствующему входу первого динамического стенда, выходы измерителей углов подключены к соответствующим входам сигналов углов курса, крена и тангажа устройства выработки сигналов управления, а управляющий вход измерителей углов, объединенный с управляющим входом датчиков угловых скоростей, подключен к первому выходу таймера, вход запуска которого подключен к соответствующему выходу пульта управления, выходы которого по сигналам начальной установки имитатора летательного аппарата подключены к соответствующим входам устройства моделирования кинематических связей, а выходы по сигналам программных параметров движения летательного аппарата - к соответствующим входам устройства выработки сигналов управления, входы которого по сигналам углов визирования объекта наблюдения подключены к соответствующим выходам радиолокационного визира, входы по сигналам линейных ускорений в нормальной земной системе координат через измерители линейных ускорений подключены к выходам второго имитатора упругости, входы которого по сигналу линейного ускорения в боковой плоскости и сигналу линейного ускорения по высоте подключены к соответствующим выходам устройств моделирования бокового и продольного движения летательного аппарата, сигнальный вход преобразователя подключен к выходу сигнала высоты полета в нормальной земной системе координат устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, выход устройства моделирования радиовысотомера подключен ко входу сигнала высоты полета устройства выработки сигналов управления, управляющий вход которого, объединенный с управляющими входами имитатора радиовысотомера, имитатора летательного аппарата, имитатора радиосигналов и радиолокационного визира, подключен ко второму выходу таймера, выход сигнала переключения режима пульта управления подключен к соответствующим входам переключателя, устройства моделирования бокового движения летательного аппарата и устройства моделирования кинематических связей, выход сигнала дальности которого подключен ко входу блока сопряжения, а синхронизирующий выход генератора сигналов подключен ко второму входу радиолокационного визира. The essence of the proposed solution lies in the fact that the system for predicting the results of full-scale tests of an unmanned aerial vehicle contains a simulator of an aircraft, including devices for modeling longitudinal and lateral movement of the aircraft and a device for modeling kinematic connections, a radio altimeter simulator containing a radio altimeter modeling device and connected to its information input through the converter simulator of the underlying surface, the first dynamic end, on the platform of which angular meters are installed, a second dynamic stand, on the platform of which there is a radar sighting device, connected via a radio channel with a simulator of angular motion of the object to be observed, a radio signal simulator containing a signal generator, whose high-frequency output is connected via a controlled attenuator to the signal input of an angular motion simulator object of observation, and the interface unit, the outputs of which are connected to the second control input of the signal generator and control input attenuator, respectively, as well as the first and second elasticity simulators, angular velocity sensors, linear acceleration meters, a control signal generation device, a control room simulator equipped with a control panel and a timer, and steering gears whose inputs are controlled by elevators, rudders and ailerons are connected via a switch to the corresponding outputs of the device for generating control signals, the outputs of the steering mechanisms by the signals of the bookmark rudders and ailerons are connected to the corresponding inputs of the device for modeling the lateral movement of the aircraft, and the output from the signal for laying the elevator - to the first input of the device for modeling the longitudinal movement of the aircraft, the output of the device for modeling kinematic connections by the signal of the angular deviation of the object to be monitored is connected to the control input of the simulator of angular motion of the object to be observed, inputs according to the signals of flight speed, the angle of inclination of the trajectory and the height of flight in a normal earth coordinate system are connected to to the corresponding outputs of the aircraft longitudinal motion simulation device, the input from the lateral deviation signal in the normal earth coordinate system - to the corresponding output of the aircraft lateral motion simulation device, whose inputs are from the signals of the attack angle, pitch, pitch angle change speed, flight speed and flight altitude normal earth coordinate system connected to the corresponding outputs of the device for modeling the longitudinal movement of the aircraft, the outputs of the speed signals the rest of the change in the course angles, roll and pitch through the first connected elasticity simulator and angular velocity sensors are connected to the corresponding inputs of the control signal generation device, the output from the control signal of the first drives of dynamic stands is connected to the corresponding inputs of the first and second dynamic stands, and the output is from the control signal the second drive of the first dynamic stand - to the corresponding input of the first dynamic stand, the outputs of the angle meters are connected to the corresponding input m of the angle signals of the heading, roll and pitch of the control signal generating device, and the control input of the angle meters, combined with the control input of the angular velocity sensors, is connected to the first output of the timer, the start input of which is connected to the corresponding output of the control panel, the outputs of which are given by the signals of the initial installation of the simulator the aircraft are connected to the corresponding inputs of the device for modeling kinematic connections, and the outputs according to the signals of the program parameters of the movement of the aircraft - to the corresponding inputs of the device for generating control signals, the inputs of which are connected to the outputs of the radar sighting device by the signals of the viewing angles of the observation object, the inputs by linear acceleration signals in a normal earth coordinate system are connected through the linear acceleration meters to the outputs of the second elasticity simulator, whose inputs are by the linear acceleration signal in the lateral plane and the linear acceleration signal in height are connected to the corresponding outputs of the lateral and longitudinal movement of the aircraft, the signal input of the converter is connected to the output of the flight altitude signal in the normal Earth coordinate system of the device for modeling longitudinal movement of the aircraft, the output of the simulation device of the radio altimeter is connected to the input of the flight altitude signal of the control signal generation device, the control input of which is combined with the control inputs of the simulator a radio altimeter, an aircraft simulator, a radio signal simulator and a radar sighting device, it is connected to the second timer output, the output of the control panel mode switching signal is connected to the corresponding inputs of the switch, the aircraft lateral motion simulation device and the kinematic connection simulation device, the range signal output of which is connected to the input of the interface unit, and the synchronizing output of the signal generator is connected to the second input of the radar the vizier.
В предлагаемой системе 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. The proposed system simplifies the kinematic schemes of flight vehicle simulators and the relative angular motion of the observation object, eliminates the errors of environmental simulators, which makes it possible to achieve high accuracy of the reproduction processes of the aircraft control system and, accordingly, high reliability of test results in laboratory conditions.
Благодаря введению в предлагаемую систему имитатора ЛА и имитаторов упругости в каналах угловых скоростей и линейных ускорений, а также радиовысотомера реальная аппаратура ЛА функционирует в условиях максимального подобия условиям эксплуатации. При этом минимизируются собственные погрешности механических имитаторов, повышается достоверность прогнозирования. Due to the introduction of the simulator of the aircraft and simulators of elasticity in the channels of angular velocities and linear accelerations, as well as a radio altimeter, the real equipment of the aircraft operates in conditions of maximum similarity to the operating conditions. At the same time, the intrinsic errors of mechanical simulators are minimized, and the reliability of forecasting is increased.
Сущность предлагаемого решения поясняется дальнейшим описанием и чертежами, на которых представлены:
фиг. 1 - структурная схема системы;
фиг. 2 - структурная схема устройства моделирования кинематических связей ЛА;
фиг. 3 - структурная схема устройства моделирования бокового движения ЛА;
фиг. 4 - структурная схема устройства моделирования продольного движения ЛА;
фиг. 5 - структурная схема пульта управления;
фиг. 6 - структурная схема устройства выработки сигналов управления.The essence of the proposed solution is illustrated by a further description and drawings, which show:
FIG. 1 is a structural diagram of a system;
FIG. 2 is a structural diagram of a device for modeling kinematic relationships of an aircraft;
FIG. 3 is a structural diagram of a device for modeling lateral movement of an aircraft;
FIG. 4 is a structural diagram of a device for modeling longitudinal motion of an aircraft;
FIG. 5 is a structural diagram of a control panel;
FIG. 6 is a structural diagram of a control signal generating device.
На фиг. 1 обозначены:
1 - имитатор радиосигналов;
2 - генератор сигналов;
3 - аттенюатор;
4 - блок сопряжения;
5 - имитатор летательного аппарата;
6 - устройство моделирования кинематических связей;
7 - устройство моделирования бокового движения ЛА;
8 - устройство моделирования продольного движения ЛА;
9 - имитатор пункта управления;
10 - таймер;
11 - пульт управления;
12 - имитатор углового движения объекта наблюдения;
13 - первый имитатор упругости;
14 - первый динамический стенд;
15 - второй имитатор упругости;
16 - имитатор радиовысотомера;
17 - преобразователь;
18 - устройство моделирования радиовысотомера;
19 - имитатор подстилающей поверхности;
20 - рулевые механизмы;
21 - радиолокационный визир;
22 - второй динамический стенд;
23 - датчики угловых скоростей;
24 - измерители углов;
25 - измерители линейных ускорений;
26 - переключатель;
27 - устройство выработки сигналов управления.In FIG. 1 marked:
1 - a simulator of radio signals;
2 - signal generator;
3 - attenuator;
4 - interface unit;
5 - simulator of an aircraft;
6 - device for modeling kinematic relationships;
7 - a device for modeling the lateral movement of an aircraft;
8 - a device for simulating the longitudinal movement of an aircraft;
9 - control room simulator;
10 - timer;
11 - control panel;
12 - simulator of the angular motion of the object of observation;
13 - the first simulator of elasticity;
14 - the first dynamic stand;
15 - second simulator of elasticity;
16 - simulator of a radio altimeter;
17 - converter;
18 is a device for simulating a radio altimeter;
19 - simulator of the underlying surface;
20 - steering gears;
21 - radar sight;
22 - second dynamic stand;
23 - angular velocity sensors;
24 - angle meters;
25 - linear acceleration meters;
26 - switch;
27 - a device for generating control signals.
Имитатор 1 радиосигналов предназначен для выработки сигнала, имитирующего движение объекта наблюдения в пространстве по дальности. Имитатор 1 радиосигналов содержит генератор 2 сигналов, высокочастотный выход которого через управляемый аттенюатор 3 соединен с выходом имитатора 1 радиосигналов, а второй управляющий вход соединен с первым выходом блока 2 сопряжения, второй выход которого соединен с управляющим входом управляемого аттенюатора 3. Техническая реализация генератора 1 сигналов широко известна в технической литературе, например в [4, рис. VIII.8, с. 186]. Синхронизирующий выход генератора 2 сигналов подключен к соответствующему входу радиолокационного визира (РЛВ) 21 для синхронизации работы имитатора 1 радиосигналов и РЛВ 21. Первые (управляющие) входы РЛВ 21 и генератора 2 сигналов объединены и подключены ко второму выходу таймера 10. Вход блока 4 сопряжения подключен к первому выходу (сигнала дальности D) устройства 6 моделирования кинематических связей имитатора 5 ЛА, второй выход которого (выход сигнала углового отклонения объекта наблюдения - φц(εц)) подключен к управляющему входу имитатора 12 углового движения объекта наблюдения. Входы с первого по третий устройства 6 по сигналам скорости полета - V, угла наклона траектории - θ, высоте полета в нормальной земной системе координат - yg подключены к четвертому, пятому и шестому выходам устройства 8 моделирования продольного движения ЛА, а четвертый вход по сигналу бокового отклонения в нормальной земной системе координат - zg подключен к седьмому выходу устройства 7 моделирования бокового движения ЛА. Входы устройства 7 по сигналам угла атаки - α, скорости изменения угла тангажа - ωz и угла тангажа - υ (1-й, 2-й и 3-й входы) подключены соответственно к выходам с первого по третий устройства 8, а входы по сигналам V и yg - к четвертому и шестому выходам устройства 8, соответственно. Выходы устройства 7 по сигналам скоростей изменения углов курса - ωy, крена - ωx, тангажа - ωz (1-й, 2-й, 3-й выходы) через последовательно соединенные первый имитатор 13 упругости и датчики 23 угловых скоростей подключены к соответствующим входам с четвертого по шестой устройства 27 выработки сигналов управления. Четвертый выход устройства 7 моделирования бокового движения ЛА подключен к управляющему входу привода второго динамического стенда 22 и управляющему входу первого привода первого динамического стенда 14, управляющий вход второго привода которого подключен к пятому выходу устройства 7. Выходы измерителей углов курса - Ψ′. крена - γ′, и тангажа - υ′, установленных на поворотной платформе стенда 14, подключены соответственно ко входам с первого по третий устройства 27 выработки сигналов управления, а управляющий вход измерителя 24 углов и управляющий вход датчиков 23 угловых ускорений подключены к первому выходу таймера 10, вход запуска которого подключен ко второму выходу пульта 11 управления, входящего с таймером 10 в состав имитатора 9 пункта управления. Выходы с третьего по восьмой пульта 11 (выходы сигналов начальной установки имитатора 5 ЛА) подключены к соответствующим входам с пятого по десятый устройства 6 моделирования кинематических связей, а выходы с девятого по четырнадцатый (выходы сигналов программных параметров движения ЛА) - к соответствующим входам с тринадцатого по восемнадцатый устройства 27 выработки сигналов управления. Входы сигналов Ψa,υa углов визирования объекта наблюдения (7-й и 8-й входы) устройства 27 подключены к выходам радиолокационного визира 21, установленного на поворотной платформе второго динамического стенда 22. 9-й и 10-й входы устройства 27 по сигналам линейных ускорений a'y, a'z в нормальной земной системе координат через измерители 25 ускорений соединены с выходами второго имитатора 15 упругости, первый вход которого подключен к выходу сигнала линейного ускорения в боковой плоскости - az устройства 7 (6-й выход), а второй вход подключен к выходу сигнала линейного ускорения по высоте - ay устройства 8 (7-й выход), шестой выход которого (по сигналу yg) подключен также к первому входу преобразователя 17 имитатора 16 радиовысотомера. Имитатор 16 радиовысотомера содержит устройство 18 моделирования радиовысотомера и имитатор 19 подстилающей поверхности, который через второй вход преобразователя 17 связан с информационным входом устройства 18, выход которого, являющийся выходом сигнала высоты полета - H, подключен к 11-му входу устройства 27. Выходы сигналов управления рулями высоты σв, направления σн и элеронами σэ устройства 27 выработки сигналов управления через переключатель 26 подключены к соответствующим входам рулевых механизмов 20, выходы сигналов закладки рулей направления - δн и элеронов δэ которых подключены к 7-му и 8-му входам устройства 7 моделирования бокового движения ЛА, а выход сигнала закладки руля высоты δв - к с первому входу устройства 8 моделирования продольного движения ЛА. Управляющие входы имитатора 19 подстилающей поверхности и устройства 18 моделирования радиовысотомера, являющиеся управляющим входом имитатора 16, управляющий (12-й) вход устройства 27 выработки сигналов управления, второй вход устройства 8, шестой вход устройства 7 и одиннадцатый вход устройства 6, образующие управляющий вход имитатора 5 ЛА, а также управляющие входы имитатора 1 радиосигналов и радиолокационного визира подключены ко второму выходу таймера 10. Входы сигналов переключения режима имитатора 5 ЛА (12-й вход устройства 6 и 9-й вход устройства 7), а также переключателя 26 (4-й вход) подключены к первому выходу пульта 11 управления.The
Имитатор 5 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. Имитатор 5 летательного аппарата содержит устройство 6 моделирования кинематических связей, устройство 7 моделирования бокового движения ЛА и устройство 8 моделирования продольного движения ЛА. Имитатор 5 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 [1, с. 403-404, 473-474]. The
Алгоритм работы устройства 6 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: zg и yg координаты ЛА (боковое отклонение и высота полета) в нормальной земной системе координат; θ - угол наклона траектории; VD, Vц, qв и qц - задаваемые параметры движения объекта наблюдения; q - курсовой угол объекта наблюдения; φц= q+φ и εц= θ+qв - угловые отклонения объекта наблюдения; φ - угол пути, определяющий направление путевой скорости ЛА.The algorithm of the
for the task of "lateral movement"
for the task of "longitudinal movement"
where D is the current distance to the object of observation; V - flight speed: z g and y g coordinates of the aircraft (lateral deviation and flight altitude) in a normal earth coordinate system; θ is the angle of inclination of the trajectory; V D, V p, q and q to q - setting parameters of the object of observation; q - heading angle of the object of observation; φ c = q + φ and ε c = θ + q in are the angular deviations of the object of observation; φ is the angle of the path that determines the direction of the ground speed of the aircraft.
Структурная схема устройства 6 моделирования кинематических связей, реализующего указанный алгоритм, представлена на фиг. 2, где обозначено:
28 - таймер;
29, 30 - функциональные блоки;
31 - умножитель;
32 - функциональный блок;
33 - умножитель;
34 - функциональный блок;
35, 36 - умножители;
37 - сумматор;
38 - делитель;
39 - сумматор;
40 - делитель;
41 - интегратор;
42 - блок памяти;
43 - интегратор;
44 - функциональный блок;
45 - функциональный блок;
46, 47 - переключатели.The structural diagram of the
28 - timer;
29, 30 - functional blocks;
31 - multiplier;
32 is a functional block;
33 - multiplier;
34 is a functional block;
35, 36 - multipliers;
37 - adder;
38 - divider;
39 - adder;
40 - divider;
41 - integrator;
42 - memory block;
43 - integrator;
44 is a functional block;
45 is a functional block;
46, 47 - switches.
Выходы таймера 28 подключены к первым входам всех вычислительных блоков устройства 6 моделирования кинематических связей, а именно: первый выход - ко входам функциональных блоков 29, 30, 32, 34, второй - ко входам умножителей 31 и 33, третий - ко входу умножителя 36 и сумматора 37, четвертый - ко входу умножителя 35, пятый - ко входам сумматора 39 и интегратора 41, шестой - ко входам делителей 40 и 38, а седьмой - ко входам функциональных блоков 44 и 45. Вход таймера является одиннадцатым входом устройства 6 моделирования кинематических связей, пятый вход которого подключен ко второму входу блока 42 памяти, выход которого является первым выходом устройства 6. Третий вход блока 42 памяти подключен к выходу переключателя 46, третий вход которого подключен к третьему входу переключателя 47 и двенадцатому входу устройства 6. Второй вход переключателя 46 подключен к выходу интегратора 41 и третьему входу делителя 38, первый вход - к выходу интегратора 43 и второму входу делителя 40, выход которого через функциональный блок 44 подключен ко второму входу переключателя 47. Выход переключателя 47 является вторым входом устройства 6, а первый вход через последовательно соединенные функциональный блок 45 и делитель 38 подключен к третьему входу устройства 6. Десятый вход устройства 6 подключен к третьему входу сумматора 37, выход которого подключен ко второму входу интегратора 41, а второй вход - к выходу умножителя 33. Третий вход умножителя 33 через функциональный блок 34 подключен к девятому входу устройства 6, второй вход - к первому входу устройства 6 и второму входу умножителя 35. Выход умножителя 35 через сумматор 39 подключен ко второму входу интегратора 43, третий вход - к выходу умножителя 36, второй вход которого через функциональный блок 29 подключен ко второму входу устройства 6, а третий вход через функциональный блок 30 подключен к шестому входу устройства 6. Седьмой вход устройства 6 моделирования кинематических связей через умножитель 31 подключен к третьему входу сумматора 39, восьмой вход через функциональный блок 32 подключен к третьему входу умножителя 31, а четвертый вход - к третьему входу делителя 40. The outputs of the
Алгоритм работы устройства 7 моделирования бокового движения летательного аппарата описывается следующей системой уравнений:
ΔJ= JxJy-J
φ = Ψ-β, 2.11
где l - характерный размер; Ψ,γ,υ - углы курса, крена и тангажа ЛА;
m
ρ = ρ(yg,T(yg)),
На фиг. 3, представляющей структурную схему устройства 7, приняты следующие обозначения:
48 - таймер;
49, 50, 51, 52, 53 - функциональные блоки;
54 - умножитель;
55, 56, 57, 58, 59 - функциональные блоки;
60 - умножитель;
61 - сумматор;
62 - функциональный блок;
63 - сумматор;
64, 65, 67 - функциональные блоки;
68,69 - интеграторы;
70, 71, 72 - сумматоры;
73, 74, 75 - умножители;
76 - функциональный блок;
77, 78 - сумматоры;
79, 80 - умножители;
81, 82 - интеграторы;
83 - переключатель.The algorithm of the
Δ J = J x J y -J
φ = Ψ-β, 2.11
where l is the characteristic size; Ψ, γ, υ - angles of the course, roll and pitch of the aircraft;
m
ρ = ρ (y g , T (y g )),
In FIG. 3, representing the structural diagram of the
48 - timer;
49, 50, 51, 52, 53 - functional blocks;
54 - multiplier;
55, 56, 57, 58, 59 — functional blocks;
60 - multiplier;
61 - adder;
62 is a functional block;
63 - adder;
64, 65, 67 - functional blocks;
68.69 - integrators;
70, 71, 72 - adders;
73, 74, 75 - multipliers;
76 - functional block;
77, 78 - adders;
79, 80 - multipliers;
81, 82 - integrators;
83 - switch.
Выходы таймера 48 подключены к первым входам всех вычислительных блоков устройства 7, как показано на фиг. 3, а вход таймера 48 является шестым входом устройства 7. Пятый вход устройства 7 моделирования бокового движения ЛА подключен ко второму входу функционального блока 57, третий вход которого подключен ко второму входу умножителей 54, 79 и 80, второму входу функционального блока 50, третьему входу функционального блока 65 и четвертому входу устройства 7. Выход блока 57 подключен к четвертому входу функционального блока 56, второй вход которого подключен к выходу функционального блока 51, третий вход, объединенный с третьим входом функционального блока 49 и шестым входом функционального блока 65, подключен к выходу функционального блока 76, а выход подключен к четвертому входу функционального блока 55. Второй и третий входы функционального блока 55 подключены к выходам функциональных блоков 49 и 50 соответственно, а выход - к шестому выходу устройства 7 и третьему входу умножителя 54. Выход умножителя 54 подключен ко второму входу сумматора 61, выход которого подключен через интегратор 66 ко второму входу функционального блока 76, третий и четвертый входы - к выходам функциональных блоков 62 и 67 соответственно, вторые входы которых объединены и подключены ко входу функционального блока 51, вторым входам функциональных блоков 58 и 59, четвертому входу функционального блока 65 и первому входу устройства 7 моделирования бокового движения ЛА. Седьмой вход устройства 7 подключен ко второму входу функционального блока 49 и третьим входам функциональных блоков 58 и 59, четвертые входы которых объединены и подключены к восьмому входу устройства 7. Первый выход устройства 7 подключен к выходу интегратора 68, третьим входам функционального блока 62 и сумматора 71, четвертому входу сумматора 70 и второму входу сумматора 72, выход которого через интегратор 81 подключен к пятому выходу устройства 7 моделирования бокового движения ЛА, пятому входу функционального блока 65 и второму входу функционального блока 64. Третий вход сумматора 72 подключен к выходу сумматора 63, третий вход которого подключен к выходу функционального блока 64 и третьему входу умножителя 73, а второй вход - к выходу умножителя 60, третий вход которого объединен со вторым входом умножителя 73, третьим входом функционального блока 67, вторыми входами сумматоров 70 и 71 и подключен к выходу интегратора 69, который служит вторым выходом устройства 7. Третий выход устройства 7 подключен к его второму входу, а третий вход через последовательно соединенные функциональный блок 52, умножитель 60 и сумматор 63 подключен к третьему входу сумматора 72, а также непосредственно к первому входу переключателя 83, второму входу функционального блока 65 и второму входу функционального блока 53, выход которого подключен к второму входу умножителя 74. Третий вход умножителя 74 подключен к выходу умножителя 73, а выход - ко второму входу интегратора 82, выход которого подключен ко второму входу переключателя 83 и седьмому входу функционального блока 65, выход которого через интегратор 75 подключен к седьмому выходу устройства 7. Девятый вход устройства 7 через переключатель 83 подключен к четвертому выходу устройства 7. Второй вход интегратора 69 подключен к выходу сумматора 78, второй вход которого через последовательно соединенные умножитель 79 и сумматор 70 подключен к выходу функционального блока 58, а также подключен и к третьему входу сумматора 77, выход которого подключен к второму входу интегратора 68. Второй вход сумматора 77 соединен с третьим входом сумматора 78 и через последовательно соединенные умножитель 80 и сумматор 71 подключен к выходу функционального блока 59. The outputs of the
Алгоритм работы устройства 8 моделирования продольного движения летательного аппарата может быть описан следующей системой уравнений:
Cxa = Cxa(M, Cya), 3.6
Cya= Cya(M,α,δв), 3.7
H = yg -yм, 3.10
α = υ-θ+αw, 3.11
где αw - составляющая угла атаки от вертикальных порывов ветра; ax и ay - ускорения; Cxa, Cya, mz - аэродинамические характеристики ЛА; g - ускорение свободного падения; Jz - момент инерции ЛА; H - высота измеряемая радиовысотомером; yм - текущая высота подстилающей поверхности под ЛА.The algorithm of the
C xa = C xa (M, C ya ), 3.6
C ya = C ya (M, α, δ in ), 3.7
H = y g -y m , 3.10
α = υ-θ + α w , 3.11
where α w is the component of the angle of attack from vertical gusts of wind; a x and a y are accelerations; C xa , C ya , m z — aerodynamic characteristics of the aircraft; g is the acceleration of gravity; J z is the moment of inertia of the aircraft; H - height measured by a radio altimeter; y m - the current height of the underlying surface under the aircraft.
На фиг. 4 структурной схемы устройства 8 моделирования продольного движения ЛА приняты следующие обозначения:
84 - таймер;
85, 86 - функциональные блоки;
87 - умножитель;
88, 89 - интеграторы;
90 - функциональный блок;
91 - умножитель;
92 - квадратор;
93 - умножитель;
94 - интегратор;
95 - умножитель;
96 - функциональный блок;
97 - умножитель;
98 - интегратор;
99, 100 - функциональные блоки;
101 - сумматор;
102 - умножитель;
103 - функциональный блок;
104 - сумматор;
105 - функциональный блок;
106 - сумматор;
107 - умножитель;
108 - функциональный блок;
109 - интегратор;
110 - сумматор;
111 - функциональный блок.In FIG. 4 structural diagram of the
84 - timer;
85, 86 - functional blocks;
87 - multiplier;
88, 89 - integrators;
90 - functional block;
91 - multiplier;
92 is a quadrator;
93 - multiplier;
94 - integrator;
95 - multiplier;
96 - functional block;
97 - multiplier;
98 - integrator;
99, 100 - functional blocks;
101 - adder;
102 - multiplier;
103 - functional block;
104 - adder;
105 - functional block;
106 - adder;
107 - the multiplier;
108 is a functional block;
109 - integrator;
110 - adder;
111 is a functional block.
Согласно фиг. 4 вход таймера 84 является вторым входом устройства 8, а его выходы являются первыми входами всех вычислительных блоков устройства 8. Первый вход устройства 8 подключен ко вторым входам функциональных блоков 85, 86. Выход функционального блока 85 через последовательно соединенные функциональный блок 90, умножитель 95 и сумматор 106 подключен к третьему входу сумматора 104, а через последовательно соединенные умножитель 91 и сумматор 101 подключен также к седьмому выходу устройства 8 моделирования продольного движения ЛА, который также соединен с третьим входом функционального блока 99. Третий вход сумматора 101 подключен к выходу умножителя 102. Второй вход умножителя 102 через умножитель 107 соединен с третьим входом сумматора 106, а третий вход подключен к выходу функционального блока 103, второй вход которого соединен с третьим входом функционального блока 86, выходом функционального блока 111 и через функциональный блок 108 - с третьим входом умножителя 107. Второй вход умножителя 107 через функциональный блок 96 соединен со вторыми входами квадратора 92, умножителей 93 и 97 и выходом интегратора 98, который служит четвертым выходом устройства 8 моделирования продольного движения ЛА. Шестой выход устройства 8 соединен с третьим входом функционального блока 96 и через интегратор 109 - с выходом умножителя 97, третий вход которого соединен с вторым входом функционального блока 99 и выходом функционального блока 100, второй вход которого подключен ко второму входу сумматора 110, и выходу интегратора 94, который служит пятым выходом устройства 8. Выход сумматора 110 через второй вход функционального блока 111 подключен также к первому выходу устройства 8. Выход интегратора 94 через последовательно соединенные функциональный блок 105 и сумматор 104 подключен также ко второму входу интегратора 98, выход которого через умножитель 93 соединен со вторым входом интегратора 94. Третий выход устройства 8 соединен с третьим входом сумматора 110 и выходом интегратора 89, второй вход которого соединен с выходом интегратора 88, который служит вторым выходом устройства 8. Второй вход интегратора 88 подключен к выходу умножителя 87, третий вход которого соединен с третьими входами умножителей 91 и 95 и выходом квадратора 92. Второй вход умножителя 87 через функциональный блок 86 соединен с первым входом устройства 8 моделирования продольного движения ЛА. According to FIG. 4, the input of the
Пульт 11 управления, входящий в состав имитатора 9 пункта управления (см. фиг. 5), содержит кнопку 112 "Пуск", переключатель 113 "Режим", потенциометр 114 "Начальные условия" и задатчик 115 параметров, соединенные с источником питания. Выходы переключателя 113 и кнопки 112 являются первым и вторым выходами пульта 11 управления соответственно, а выход потенциометра 114 подключен к входу задатчика 115 параметров, выходы которого являются выходами пульта 11 управления. Задатчик 115 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. The
Имитатор 12 углового движения объекта наблюдения предназначен для воспроизведения углового перемещения объекта наблюдения и отраженного от него сигнала. Конструктивно имитатор 12 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 21. В качестве антенного устройства используется рупорный излучатель. The
Первый 13 и второй 15 имитаторы упругости предназначены для имитации изгибных колебаний корпуса ЛА. Они реализуют хорошо известные передаточные функции [1, 3], описывающие динамику ЛА с учетом упругих колебаний корпуса. The first 13 and second 15 elasticity simulators are designed to simulate the bending vibrations of the aircraft body. They implement the well-known transfer functions [1, 3], which describe the dynamics of the aircraft taking into account the elastic vibrations of the hull.
Динамические стенды 14 и 22 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 14 обеспечивает поворот платформы вокруг двух осей, а динамический стенд 22 - вокруг одной оси. Dynamic stands 14 and 22 are used to simulate the angular movements of the aircraft at the heading, roll or pitch. The rotation of the stand platform, where the real equipment of the investigated SU aircraft is installed, is carried out by standard tracking drives. The
Имитатор 16 радиовысотомера представляет собой устройство, построенное на принципе измерения временного интервала, пропорционального высоте полета ЛА, без использования высокочастотных сигналов. Имитатор 16 РВ содержит последовательно соединенные преобразователь 17 и устройство 18 моделирования радиовысотомера, выход которого является выходом имитатора 16, а второй вход, соединенный со входом имитатора 19 подстилающей поверхности, является управляющим входом имитатора 16. Преобразователь 17 предназначен для формирования на его выходе импульса, ширина которого пропорциональна разности сигналов на его входах. Сигнал, поступающий на первый вход преобразователя 17, пропорционален сигналу yg, вырабатываемому устройством 8 моделирования продольного движения ЛА, а сигнал yм, поступающий на его второй вход, вырабатывается генератором случайных сигналов, который имитирует подстилающую поверхность. Таким образом, на выходе преобразователя 17 формируется сигнал высоты полета ЛА над подстилающей поверхностью (например, морем)
H=yg-yм. 4
В качестве преобразователя 17 может быть использован стандартный преобразователь код - "временной интервал", а имитатора 19 подстилающей поверхности - генератор случайных сигналов. Устройство 18 моделирования 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 27 выработки сигналов управления.The
H = y g -y m . 4
As the
Радиолокационный визир 21 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 которой через последовательно соединенные приемник, устройство обработки сигналов подключен к устройству сопряжения [5, 6]. В устройстве обработки сигналов вычисляются углы визирования объекта наблюдения относительно строительной оси ЛА: υA - измеренный угол места, ΨA - измеренный угол азимута.The radar sight 21 is a transceiver device and is part of the investigated SU LA. It contains a transmitter connected by the output to the input of the antenna kinematically connected to the antenna drive, the output of which is through a series-connected receiver, the signal processing device is connected to the interface device [5, 6]. The signal processing apparatus calculates the viewing angles of the observation object relative to the aircraft’s construction axis: υ A is the measured elevation angle, Ψ A is the measured azimuth angle.
Датчики 23 угловых скоростей, измерители 24 углов и измерители 25 ускорений являются приборами исследуемой СУ ЛА. В качестве указанных устройств могут использоваться устройства, описанные, например, в [3]. The angular velocity sensors 23, the 24 angle meters and the 25 acceleration meters are the instruments of the investigated aircraft control system. As these devices can be used devices described, for example, in [3].
В качестве переключателя 26 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 20 являются реальными приводами исследуемого ЛА, приводящими в движение рули высоты, направления и элероны. Рулевые механизмы 20 представляют собой три идентичных стандартных авиационных электрогидравлических привода [7] . Каждый привод содержит усилитель мощности, выход которого соединен с входом электрогидропривода, например РА-46, шток его выходного гидроцилиндра соединен с потенциометрическим датчиком положения, сигнал с которого замыкает обратную связь привода, а также является выходным сигналом блока 20 рулевых механизмов, имитируя закладку рулей ЛА. As switch 26, a conventional relay is used, in which the fourth input is the control, the first and second inputs are connected to normally open contacts, and the third input through a normally closed contact is connected to the third output. Steering mechanisms 20 are real drives of the aircraft under investigation, driving the elevators, directions and ailerons. The steering mechanisms 20 are three identical standard aviation electro-hydraulic drives [7]. Each drive contains a power amplifier, the output of which is connected to the input of an electrohydraulic actuator, for example, RA-46, the rod of its output hydraulic cylinder is connected to a potentiometric position sensor, the signal from which closes the feedback of the drive, and also is the output signal of the steering gear block 20, simulating the steering wheel LA .
Устройство 27 выработки сигналов управления предназначено для формирования сигналов управления рулевыми 20 механизмами и является прибором исследуемой СУ ЛА. Устройство 27 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 = nzg, 5.4
a'y = nyg, 5.5
h = H - Hпр(t), 5.6
где Kυ,Kυ∧,Tz,Kh,Th,Ksh,Kny,KΨ,KΨ∧,TΨ,Kγ,Kγ∧,Tγ - передаточные коэффициенты; ny, nz - перегрузки; δпр,Hпр(t),υ1 и Ψ1 - программные значения соответствующих параметров, определяющие закон движения ЛА; знаком (') - помечены сигналы, поступающие с реальной аппаратуры СУ.The
a ' z = n z g, 5.4
a ' y = n y g, 5.5
h = H - H ol (t), 5.6
where 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 - gear ratios; n y , n z - overload; δ CR , H CR (t), υ 1 and Ψ 1 - program values of the corresponding parameters that determine the law of motion of the aircraft; a sign (') - signals received from real control system equipment are marked.
где Ksυ,Kυy,Kωz - передаточные коэффициенты; υA0,υ0 - суть υA и υ в момент начала наведения в "продольной задаче" на объект наблюдения; υпр и αуст - установочные значения параметров.
where K sυ , K υy , K ωz - gear ratios; υ A0 , υ 0 - the essence of υ A and υ at the moment of starting the guidance in the "longitudinal task" on the object of observation; υ pr and α mouth - installation values of the parameters.
где KsΨ,Kωy,KΨy - передаточные коэффициенты; ΨA0 - малая константа (например, ΨA0= 0,5°), Ψ0 - угол курса в момент "упреждения".
where K sΨ , K ωy , K Ψy are gear ratios; Ψ A0 is a small constant (for example, Ψ A0 = 0.5 ° ), Ψ 0 is the course angle at the time of the “lead”.
Структурная схема устройства 27 выработки сигналов управления представлена на фиг. 6, где обозначены:
116 - таймер;
117 - масштабный блок;
118 - сумматор;
119, 120 - функциональные блоки;
121 - сумматор;
122 - дифференциатор;
123, 124 - сумматоры;
125 - блок памяти;
126 - дифференциатор;
127 - интегратор;
128 - сумматор;
129 - функциональный блок;
130 - сумматор;
131 - дифференциатор;
132 - масштабный блок;
133 - сумматор;
134 - дифференциатор;
135 - сумматор;
136 - масштабный блок;
137, 138 - сумматоры.The block diagram of the control
116 - timer;
117 - scale block;
118 - adder;
119, 120 - functional blocks;
121 - adder;
122 - differentiator;
123, 124 - adders;
125 - memory block;
126 - differentiator;
127 - integrator;
128 - adder;
129 is a functional block;
130 - adder;
131 - differentiator;
132 - scale block;
133 - adder;
134 - differentiator;
135 - adder;
136 - scale block;
137, 138 - adders.
Выходы таймера 116 подключены к первым входам всех блоков устройства 27 выработки сигналов управления, а вход - к двенадцатому входу устройства 27 выработки сигналов управления. Девятый вход устройства 27 через масштабный блок 117 подключен к второму входу сумматора 135, выход которого является третьим выходом устройства 27 выработки сигналов управления, а третий вход подключен к выходу сумматора 118, третий вход которого через функциональный блок 120 подключен к выходу функционального блока 119, а второй вход - к шестому входу функционального блока 119 и первому входу устройства 27 выработки сигналов управления. Седьмой, восемнадцатый, четырнадцатый, тринадцатый и четвертый входы устройства 27 подключены соответственно ко входам со второго по пятый и седьмому входу функционального блока 119, а пятнадцатый вход через масштабный блок 136 подключен к седьмому входу сумматора 135. Четвертый вход сумматора 135 подключен к выходу сумматора 121, третий вход которого подключен через дифференциатор 122 ко второму входу сумматора 121 и четвертому входу устройства 27 выработки сигналов управления. Одиннадцатый вход устройства 27 подключен через второй вход сумматора 123 ко второму входу сумматора 124, а через дифференциатор 126 - к третьему входу сумматора 124, выход которого подключен к пятому входу сумматора 135, шестой вход которого через интегратор 127 подключен к выходу сумматора 123. Третий вход сумматора 123 через блок 125 памяти подключен к шестнадцатому входу устройства 27 выработки сигналов управления, второй вход которого подключен ко второму входу сумматора 128 и второму входу (функционального блока 129. Выход функционального блока 129 подключен через сумматор 128 ко второму входу сумматора 137, третий вход которого подключен к выходу сумматора 130, второй вход которого соединен с шестым входом функционального блока 129 и подключен к пятому входу устройства 27 выработки сигналов управления, который через дифференциатор 131 подключен также к третьему входу сумматора 130. Входы с третьего по пятый функционального блока 129 подключены к восьмому, семнадцатому и восемнадцатому входам устройства 27 соответственно. Десятый вход устройства 27 через масштабный блок 132 подключен к четвертому входу сумматора 137, выход которого подключен к второму входу устройства 27. Третий вход устройства 27 через сумматор 138 подключен к его первому выходу, шестой вход подключен ко второму входу сумматора 133, а через дифференциатор 134 - к третьему входу сумматора 133, выход которого подключен к второму входу сумматора 138. The outputs of the
Предлагаемая система работает следующим образом. The proposed system works as follows.
Вначале в соответствии с программой проведения испытаний осуществляется настройка устройства. First, in accordance with the test program, the device is set up.
Реальная аппаратура исследуемой СУ ЛА устанавливается на динамические стенды 22 и 14 и ориентируется таким образом, чтобы при решении "продольной" задачи первый и второй динамические стенды 14 и 22 обеспечивали поворот РЛВ 21 и измерителей 24 углов только по углу тангажа υ, а при решении "боковой" задачи динамический стенд 22 должен обеспечивать поворот РЛВ 21 по углу курса Ψ, а динамический стенд 14 - поворот измерителей углов 24 - по углам курса Ψ и крена γ.
Переключатель 113 "Режим" пульта 11 управления устанавливается в положение 1, что соответствует исследованию "продольной" задачи, или в положение 2, что соответствует исследованию "боковой" задачи. При этом срабатывает переключатель 26, настраивая структуру устройства к решению соответствующей задачи. При исследовании "продольной" задачи на входы имитатора 5 ЛА подаются нулевые сигналы по каналам рулем направления и элеронам δн и δэ и происходит "замораживание" движения ЛА в боковой плоскости, а при исследовании "боковой" задачи нулевой сигнал подается по каналу руля высоты δв и происходит "замораживание" движения ЛА в вертикальной плоскости. В устройстве 6 моделирования кинематических связей срабатывают переключатели 46 и 47. При этом к первому выходу (управления имитатором 1 радиосигналов по сигналу дальности D) и второму выходу (управления имитатором 12 относительного углового движения объекта наблюдения) устройства 6 подключается соответствующая задача (боковая или продольная). В устройстве 7 моделирования бокового движения срабатывает переключатель 83 и при решении задачи в вертикальной плоскости по каналам управления стендами 14 и 22 с четвертого выхода устройства 7 подается сигнал тангажа υ, а при решении "боковой" задачи по каналам управления первым динамическим стендом 14 и первым приводом второго динамического стенда 22 подаются сигналы курса Ψ и крена γ, а с пятого выхода устройства 7 подается на второй привод динамического стенда 22 управляющий сигнал курса Ψ.
Выбирается тип решаемой задачи, для чего движок потенциометра 114 пульта 11 управления устанавливается в положение, соответствующее выбранной задаче. При этом с выходов ячеек памяти задатчика 115 параметров в устройство 27 выработки сигналов управления поступают сигналы, соответствующие программным параметрам траектории движения ЛА в алгоритмах (5), а в имитатор 5 ЛА - сигналы начальной установки дальности D0 до объекта наблюдения и параметров относительного движения объекта наблюдения и ЛА в алгоритмах (1), что имитируется начальной взаимной установкой имитатора 12 углового движения объекта наблюдения и второго динамического стенда 22.The real equipment of the investigated aircraft control system is installed on
The
The type of the problem to be solved is selected, for which the engine of the
При нажатии кнопки 112 "Пуск" пульта 11 управления осуществляется запуск устройства. Вначале по сигналу с первого выхода таймера 10 поступает сигнал на разгон гироскопических приборов - датчиков 23 угловых скоростей и измерителей 24 углов (при этом вся аппаратура исследуемой СУ ЛА начинает функционировать в реальном режиме), после этого по сигналу со второго выхода таймера 10 в исходное (начальное) состояние устанавливаются имитатор 5 ЛА, имитатор 16 радиовысотомера, имитатор 12 углового движения объекта наблюдения, первый и второй динамические стенды 14 и 22, имитатор 1 радиосигналов и устройство 27 выработки сигналов управления и начинается процесс имитации полета ЛА и его сближения с объектом наблюдения в исследуемой плоскости. When you press the
В имитаторе 5 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. In the
По сигналу углового отклонения объекта наблюдения, поступающему из устройства 6 имитатора 5 ЛА, перемещается каретка с излучающим рупором антенны имитатора 12 углового движения объекта наблюдения. Этот сигнал поступает на антенну в носовой части РЛВ 21, расположенного на втором динамическом стенде 22, поворот платформы которого имитирует угловое движение корпуса ЛА, и осуществляется по сигналам управления, поступающим из устройства 7 моделирования бокового движения ЛА. Эти же сигналы поступают и на динамический стенд 14, имитируя угловое движение ЛА в вертикальной или боковой плоскости, которое воспринимается гироскопическими измерителями 24 углов. Сигналы, пропорциональные угловым скоростям и линейным ускорениям корпуса ЛА, поступают из устройств 7 и 8 моделирования бокового и продольного движения ЛА через имитаторы упругости 13 и 15 на датчики 23 и измерители 25. Сигнал, пропорциональный текущей высоте полета ЛА, поступает из устройства 8 моделирования продольного движения на вход имитатора 16 радиовысотомера, в котором вначале он суммируется с сигналом, имитирующим подстилающую поверхность. Затем в преобразователе 17 формируется импульс, ширина которого пропорциональна текущей высоте полета ЛА над подстилающей поверхностью. Этот сигнал поступает в низкочастотные блоки устройства 18 реального радиовысотомера исследуемой СУ и далее в устройство 27 выработки сигналов управления, куда также поступают сигналы со всех информационных датчиков системы управления: радиолокационного визира 21, датчиков 23 угловых скоростей, акселерометров 25 и измерителей 24 углов. В устройстве 27 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 устройств 7 и 8 моделирования бокового или продольного движения ЛА, замыкая контур управления исследуемой СУ. Через время, соответствующее встрече ЛА и объекта наблюдения, по сигналу со второго выхода таймера 10 система останавливается, и испытателями фиксируется величина промаха, а также другие параметры, зависящие от программы испытаний, по которым делаются выводы о качестве системы, ее работоспособности и прогнозы на результаты натурных испытаний. The signal of the angular deviation of the object of observation coming from the
Предлагаемая комплексная испытательная система для прогнозирования результатов натурных испытаний сочетает основные достоинства натурных испытаний и математического моделирования и одновременно избавлена от присущих им недостатков. Основными достоинствами предлагаемой системы являются:
достоверность реакций реальной аппаратуры ЛА;
меньшая трудоемкость и стоимость по сравнению с натурными испытаниями;
возможность многократного (в сотни раз) увеличения объема испытаний реальной аппаратуры ЛА по сравнению с натурными экспериментами и получения объемов данных, достаточных для статистической обработки;
независимость от внешних условий (например, природных), управляемость и возможность обеспечения однородных условий проведения экспериментов, необходимых для корректного статистического моделирования;
возможность моделирования ситуаций, недоступных для натурных экспериментов.The proposed comprehensive test system for predicting the results of field tests combines the main advantages of field tests and mathematical modeling and at the same time eliminates their inherent disadvantages. The main advantages of the proposed system are:
reliability of reactions of real aircraft equipment;
less laboriousness and cost in comparison with field tests;
the possibility of a multiple (hundreds of times) increase in the volume of tests of real aircraft equipment compared with full-scale experiments and obtaining volumes of data sufficient for statistical processing;
independence from external conditions (for example, natural), controllability and the ability to ensure uniform experimental conditions necessary for correct statistical modeling;
the ability to simulate situations inaccessible to field experiments.
Промышленная применимость устройства 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. The industrial applicability of the device is determined by the fact that, based on the above description and drawings, the proposed system can be manufactured using well-known components and technological equipment used for the manufacture of electronic systems and used as a comprehensive test system to predict the results of full-scale tests of an unmanned aerial vehicle.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Лебедев А. А. , Чернобровкин А.С. Динамика полета. - М.: Оборонгиз, 1962, с. 403 и 404, 473 и 474.LIST OF REFERENCES
1. Lebedev A.A., Chernobrovkin A.S. Flight dynamics. - M .: Oborongiz, 1962, p. 403 and 404, 473 and 474.
2. Абгарян К. А., Колязин Э.А., Мишин В.П. Динамика ракет. - М.: Машиностроение, изд. 2, 1990, с. 53-55. 2. Abgaryan K.A., Kolyazin E.A., Mishin V.P. The dynamics of rockets. - M.: Mechanical Engineering, ed. 2, 1990, p. 53-55.
3. Кузовков Н.Г. Система стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). - М.: Высшая школа, 1976. 3. Kuzovkov N.G. Aircraft stabilization system (ballistic and anti-aircraft missiles). - M .: Higher school, 1976.
4. Тверской Г.Н., Терентьев Г.К., Харченко И.П. Имитаторы эхо-сигналов судовых радиолокационных станций. - Л.: Судостроение, 1973. 4. Tverskoy G.N., Terentyev G.K., Kharchenko I.P. Echo simulators for shipborne radar. - L .: Shipbuilding, 1973.
5. Радиотехнические системы./Гришин Ю.П., Ипатов В.П., Казаринов Ю.М. и др. Под. ред. Казаринова Ю.М. - М.: Высшая школа, 1990, с. 405-411, рис. 18.14. 5. Radio engineering systems. / Grishin Yu.P., Ipatov VP, Kazarinov Yu.M. and others. Under. ed. Kazarinova Yu.M. - M .: Higher school, 1990, p. 405-411, fig. 18.14.
6. Справочник по радиоэлектронике. Под общ. ред. Куликовского А.А., т. 3. - М.: Энергия, 1970, с. 558-565. 6. Handbook of electronics. Under the total. ed. Kulikovsky A.A., t. 3. - M .: Energy, 1970, p. 558-565.
7. Гамынин Н.С. Гидравлический привод систем управления. - М.: Машиностроение, 1976, с. 11, рис. 4. 7. Gamynin N.S. Hydraulic drive control systems. - M.: Mechanical Engineering, 1976, p. 11, fig. 4.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99111892A RU2163387C1 (en) | 1999-06-07 | 1999-06-07 | System for predicting results of nature testing of drone aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99111892A RU2163387C1 (en) | 1999-06-07 | 1999-06-07 | System for predicting results of nature testing of drone aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2163387C1 true RU2163387C1 (en) | 2001-02-20 |
Family
ID=20220822
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99111892A RU2163387C1 (en) | 1999-06-07 | 1999-06-07 | System for predicting results of nature testing of drone aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2163387C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2629709C2 (en) * | 2015-11-25 | 2017-08-31 | Акционерное общество "Концерн "Гранит-Электрон" | Device for semi-natural modeling control system of unmanned aircraft vehicle with radar sight |
| RU2661414C2 (en) * | 2016-12-19 | 2018-07-16 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Rocket simulator |
| CN111142371A (en) * | 2019-12-25 | 2020-05-12 | 中国人民解放军海军航空大学 | Aircraft overload loop design method for providing damping by adopting angular acceleration |
| RU197715U1 (en) * | 2019-12-31 | 2020-05-25 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный медицинский исследовательский центр сердечно-сосудистой хирургии имени А.Н. Бакулева" Министерства здравоохранения Российской Федерации | STAND FOR CHECKING THE PERFORMANCE OF ELECTRO-CARDIAC Pacemakers |
-
1999
- 1999-06-07 RU RU99111892A patent/RU2163387C1/en active
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2629709C2 (en) * | 2015-11-25 | 2017-08-31 | Акционерное общество "Концерн "Гранит-Электрон" | Device for semi-natural modeling control system of unmanned aircraft vehicle with radar sight |
| RU2661414C2 (en) * | 2016-12-19 | 2018-07-16 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Rocket simulator |
| CN111142371A (en) * | 2019-12-25 | 2020-05-12 | 中国人民解放军海军航空大学 | Aircraft overload loop design method for providing damping by adopting angular acceleration |
| CN111142371B (en) * | 2019-12-25 | 2023-04-07 | 中国人民解放军海军航空大学 | Aircraft overload loop design method for providing damping by adopting angular acceleration |
| RU197715U1 (en) * | 2019-12-31 | 2020-05-25 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный медицинский исследовательский центр сердечно-сосудистой хирургии имени А.Н. Бакулева" Министерства здравоохранения Российской Федерации | STAND FOR CHECKING THE PERFORMANCE OF ELECTRO-CARDIAC Pacemakers |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109471080A (en) | High speed platform radar simulated radar echo system based on simulink | |
| CN107765226A (en) | A kind of SAR satellite radars analogue echoes method, system and medium | |
| RU2432592C1 (en) | Simulator complex for checking control system of unmanned aircraft | |
| Sisle et al. | Hardware-in-the-loop simulation for an active missile | |
| RU2163387C1 (en) | System for predicting results of nature testing of drone aircraft | |
| CN109781374A (en) | A kind of method that real-time online quickly estimates aircraft thrust | |
| RU2629709C2 (en) | Device for semi-natural modeling control system of unmanned aircraft vehicle with radar sight | |
| RU11626U1 (en) | SYSTEM FOR FORECASTING RESULTS OF NATURAL TESTS OF UNMANNED AIRCRAFT | |
| RU15046U1 (en) | SYSTEM FOR FORECASTING RESULTS OF NATURAL TESTS OF UNMANNED AIRCRAFT | |
| RU2160927C1 (en) | System for predicting unmanned aircraft full-scale test results | |
| Lee et al. | A simple prediction method of ballistic missile trajectory to designate search direction and its verification using a testbench | |
| US3160846A (en) | Elliptical computer | |
| RU2163732C1 (en) | System for prediction of fuel-scale test results of unmanned aircraft | |
| RU103215U1 (en) | MODELING COMPLEX FOR CHECKING THE UNMANNED AIRCRAFT CONTROL SYSTEM | |
| RU2662331C1 (en) | Modeling complex for debugging control system of autonomous mobile unit | |
| US3261970A (en) | Computing gyro simulator | |
| RU2782035C2 (en) | Simulation model of system for control of air target based on unmanned aerial vehicle of target complex | |
| Gumusboga et al. | Particle filter based integrated navigation for quadrotors | |
| RU15146U1 (en) | SYSTEM FOR FORECASTING RESULTS OF NATURAL TESTS OF UNMANNED AIRCRAFT | |
| RU2767956C2 (en) | Method for semi-natural simulation of an aircraft control system with a passive or semi-active or active homing head and a device for its implementation | |
| Jung et al. | Post Flight Analysis Using Numerical Weather Prediction Data, KLAPS | |
| RU2708122C1 (en) | Method of estimating the efficiency of information means of arms when detecting hcm and a device which implements | |
| Morelli | Advances in experiment design for high performance aircraft | |
| RU35448U1 (en) | Interactive test bench for on-board automatic stabilization system for a small-sized unmanned aerial vehicle of a helicopter type | |
| Machala et al. | The analysis of vehicle’s in-flight behaviour using quasi-LPV and nonlinear models |