RU2338992C1 - Aircraft navigator semi-scale table stimulator - Google Patents

Aircraft navigator semi-scale table stimulator Download PDF

Info

Publication number
RU2338992C1
RU2338992C1 RU2007113513/02A RU2007113513A RU2338992C1 RU 2338992 C1 RU2338992 C1 RU 2338992C1 RU 2007113513/02 A RU2007113513/02 A RU 2007113513/02A RU 2007113513 A RU2007113513 A RU 2007113513A RU 2338992 C1 RU2338992 C1 RU 2338992C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
target
aircraft
block
platform
gos
Prior art date
Application number
RU2007113513/02A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Сергеевич Елизаров (RU)
Владимир Сергеевич Елизаров
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей" имени академика А.А.Расплетина" (ОАО "ГСКБ"Алмаз-Антей")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей" имени академика А.А.Расплетина" (ОАО "ГСКБ"Алмаз-Антей") filed Critical Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей" имени академика А.А.Расплетина" (ОАО "ГСКБ"Алмаз-Антей")
Priority to RU2007113513/02A priority Critical patent/RU2338992C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2338992C1 publication Critical patent/RU2338992C1/en

Links

Landscapes

  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: weapon and ammunition.
SUBSTANCE: table stimulator contains signal generator (target simulator), target seeker, analogue computer (AC). Target seeker (TS), containing "БЦВМ" is mounted on fixed base. Signal generator is mounted on fixed base so that its longitudinal axis is aligned with TS longitudinal axis. AC contains assembled aircraft (A) dynamic and motion models, target motion models, TS gyrostabilised platform motion model, TS gyrostabilised platform control models, aircraft-target unit vector calculation model. The table allows for real-time semi-scale simulation of aircraft homing system within the whole range of angular velocity of aircraft-target aiming line without system contour dynamic distortion.
EFFECT: higher accuracy of simulation.
1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для полунатурного моделирования, проведения испытаний и проверки работоспособности и управляемости головок самонаведения (ГСН) воздушных и космических летательных аппаратов (ЛА), а также отладки программно-алгоритмического обеспечения бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ), входящих в состав ГСН.The invention relates to rocket technology and can be used for semi-natural modeling, testing and verifying the operability and controllability of homing heads (GOS) of air and spacecraft (LA), as well as debugging software and algorithmic software for on-board digital computers (BCMs) included in the composition of the GOS.

Известен моделирующий комплекс системы самонаведения ракеты, содержащий связанные электрически между собой динамический стенд с установленной на нем ГСН или станцией самонаведения, узел цели в виде подвижного устройства с излучателем радиоволн, аналого-цифровой вычислительный комплекс, пульт управления. Узел цели воспроизводит перемещение цели в пространстве и излучение, приходящее от нее на ГСН. Моделирующий комплекс позволяет исследовать динамическую точность системы самонаведения как при наличии, так и отсутствии обтекателя ГСН или РЛС и выявить вносимые обтекателем погрешности (Петров Г.М., Луканин Н.Б., Бартольд Э.Е. Методы моделирования систем управления на аналоговых и аналого-цифровых вычислительных машинах. М., «Машиностроение», 1975, стр.189-194, рис.4.9). Недостатком данного моделирующего комплекса является узкая по сравнению с моделируемой системой полоса пропускания, что приводит к потере его устойчивости раньше, чем наступит кинематическая неустойчивость моделируемой системы при малых дальностях до цели. Кроме того, комплекс отличается большими громоздкостью и энергоемкостью, сложностью наладки и эксплуатации.A well-known modeling complex of a missile homing system, containing a dynamically coupled electrically connected stand with a seeker or homing station installed on it, a target unit in the form of a mobile device with a radiator of radio waves, an analog-digital computer complex, and a control panel. The target node reproduces the movement of the target in space and the radiation coming from it to the GOS. The modeling complex allows you to investigate the dynamic accuracy of the homing system both in the presence and absence of a radar seeker or radar and identify the errors introduced by the radome (Petrov G.M., Lukanin NB, Bartold E.E. Methods of modeling control systems on analog and analog -digital computers. M., "Engineering", 1975, pp. 189-194, Fig. 4.9). The disadvantage of this modeling complex is the narrow bandwidth compared to the simulated system, which leads to the loss of its stability before the kinematic instability of the simulated system occurs at short distances to the target. In addition, the complex is characterized by great bulkiness and energy intensity, the complexity of commissioning and operation.

Известен испытательный стенд, содержащий головку наведения, динамический стенд воспроизведения углового движения головки наведения, радиоимитатор цели, включающий излучатель сигналов, последовательно соединенные блок управления полунатурного моделирования функционирования головки наведения, вход которого подключен к выходу динамического стенда воспроизведения углового движения головки наведения, две платформы с колесами, блок приема сигналов управления платформой и определения ее местоположения, электропривод платформы, при этом колеса платформ с приводом выполнены из магнитного материала, полусфера из магнитопроницаемого материала, а платформы расположены по обе стороны полусферы с зеркальной симметрией относительно друг друга и прижаты магнитным притяжением друг к другу. Головка наведения, включающая реальную аппаратуру бортового комплекса управления и автопилот, установлена на динамическом стенде воспроизведения углового движения головки наведения. Источник сигнала установлен на платформе, передвигающейся по внутренней поверхности полусферы, имитируя передвижение цели. Головка наведения принимает излученный сигнал и с помощью динамического стенда происходит отслеживание головкой наведения перемещения излучателя сигналов (RU 2263869, F41G 3/26, G09В 9/08. 2005).A known test bench comprising a guidance head, a dynamic bench for reproducing the angular movement of the guidance head, a target radio simulator including a signal emitter, serially connected control unit for a semi-full-scale simulation of the guidance of the guidance head, the input of which is connected to the output of the dynamic bench for reproducing the angular motion of the guidance head, two platforms with wheels , block for receiving platform control signals and determining its location, platform electric drive, at m platforms driven wheel are made of a magnetic material, a hemisphere of a magnetically permeable material, and a platform located on both sides of a hemisphere with mirror symmetry with respect to each other and are pressed against the magnetic attraction to each other. The guidance head, which includes the real equipment of the onboard control complex and autopilot, is mounted on a dynamic stand for reproducing the angular movement of the guidance head. The signal source is mounted on a platform moving along the inner surface of the hemisphere, simulating the movement of the target. The guidance head receives the emitted signal and, using the dynamic stand, the tracking head monitors the movement of the signal emitter (RU 2263869, F41G 3/26, G09В 9/08. 2005).

Причина, препятствующая достижению указанного ниже технического результата при использовании известного испытательного стенда, заключается в следующем. Вследствие инерционности динамического стенда и электропривода платформы с излучателем сигналов полоса пропускания системы управления испытательного стенда узка по сравнению с моделируемой системой самонаведения ЛА. Поэтому на малых дальностях между ЛА и целью, когда резко возрастает угловая скорость линии визирования «ЛА-цель», устойчивость системы управления стенда нарушается раньше, чем кинематическая неустойчивость системы самонаведения ЛА. Система управления перемещением платформы с источником сигналов в процессе эксперимента задействована в замкнутом контуре системы самонаведения ЛА, что искажает динамику всего контура наведения ЛА и вносит ошибки в оценки собственно динамических параметров контура самонаведения ЛА.The reason that impedes the achievement of the technical result indicated below when using a known test bench is as follows. Due to the inertia of the dynamic bench and the electric drive of the platform with the signal emitter, the bandwidth of the control system of the test bench is narrow compared to the simulated homing system of the aircraft. Therefore, at short distances between the aircraft and the target, when the angular velocity of the line of sight “LA-target” sharply increases, the stability of the control system of the stand is violated earlier than the kinematic instability of the homing system of the aircraft. The control system for moving the platform with the signal source during the experiment is involved in a closed loop of the aircraft homing system, which distorts the dynamics of the entire aircraft guidance loop and introduces errors in the estimates of the dynamic parameters of the aircraft homing loop itself.

Сущность изобретения заключается в следующем. Его задачей является разработка и создание простого в использовании и обслуживании стенда, позволяющего обеспечить исследования и испытания в процессе полунатурного моделирования характеристик системы самонаведения ЛА, в том числе ее предельных значений. Технический результат при осуществлении изобретения выражается в повышении точности результатов полунатурного моделирования систем самонаведения ЛА, расширении функциональных возможностей стенда за счет обеспечения возможности отладки программно-алгоритмического обеспечения (ПАО) БЦВМ, входящих в состав ГСН.The invention consists in the following. Its task is to develop and create an easy-to-use and maintain bench that allows research and testing during the semi-natural modeling of the characteristics of the homing system of an aircraft, including its limiting values. The technical result in the implementation of the invention is expressed in improving the accuracy of the results of the semi-natural modeling of homing systems for aircraft, expanding the functionality of the stand by providing the ability to debug software and algorithmic software (PAO) of the computer, included in the GOS.

Указанный технический результат достигается тем, что в известный испытательный стенд, содержащий головку наведения, излучатель сигналов, согласно изобретению введено вычислительно-моделирующее устройство, при этом головка наведения зафиксирована на неподвижном основании и выполнена в виде ГСН, содержащей БЦВМ, антенну, установленную на гиростабилизированной платформе; излучатель сигналов зафиксирован на неподвижном основании и выполнен в виде генератора электромагнитных волн, выход которого соединен с входом рупорной антенны, продольная ось которой совмещена с продольной осью ГСН; вычислительно-моделирующее устройство содержит блок моделей динамики и движения ЛА, блок модели движения цели, блок модели движения гиростабилизированной платформы ГСН, блок модели управления гиростабилизированной платформой ГСН, блок модели расчета единичного вектора «ЛА-цель», причем первый и второй выходы блока моделей динамики и движения ЛА соединены соответственно с первым и вторым входами блока модели расчета единичного вектора «ЛА-цель», третий вход которого соединен с выходом блока модели движения цели, первый выход - с входом блока модели управления гиростабилизированной платформой ГСН, а второй выход - со вторым входом БЦВМ ГСН, первый вход которой соединен с выходом блока модели движения гиростабилизированной платформы ГСН, вход которого соединен с выходом блока модели управления гиростабилизированной платформой ГСН.The specified technical result is achieved by the fact that in the known test bench containing a guidance head, a signal emitter, according to the invention, a computing and modeling device is introduced, while the guidance head is fixed on a fixed base and made in the form of a seeker containing a computer, an antenna mounted on a gyro-stabilized platform ; the signal emitter is fixed on a fixed base and is made in the form of an electromagnetic wave generator, the output of which is connected to the input of the horn antenna, the longitudinal axis of which is aligned with the longitudinal axis of the seeker; the computing-modeling device contains a block of models of dynamics and motion of an aircraft, a block of model of movement of a target, a model of movement of a gyro-stabilized platform of a seeker, a block of a model of control of a gyro-stabilized platform of a seeker, a unit of calculation of a single vector "LA-target", the first and second outputs of a block of model of dynamics and aircraft movements are connected respectively to the first and second inputs of the unit model for calculating the unit vector “LA-target”, the third input of which is connected to the output of the model block of the target movement, the first output to the input a block of the gyro-stabilized GOS platform control model, and the second output is with the second input of the GTSV BMC, the first input of which is connected to the output of the gyro-stabilized GOS platform motion model block, the input of which is connected to the output of the gyro-stabilized GOS platform control model block.

Совмещение продольных осей установленных неподвижно излучателя сигналов (рупорной антенны) и ГСН, введение вычислительно-моделирующего устройства (ВМУ) позволяет модифицировать информацию, вводимую в БЦВМ ГСН за счет включения дополнительных моделей, имитирующих условия работы системы самонаведения ЛА, таких как, например, модель шумов радиолокационного сигнала ГСН, модель обтекателя ГСН и др., а также имитировать эффект Доплера за счет перестройки источника сигналов по информации от ВМУ о взаимном движении ЛА и цели. Стенд обеспечивает возможность приближения математических моделей к условиям функционирования и характеристикам реальных систем за счет усложнения и наращивания состава математических моделей, увеличивает достоверность отладки ПАО БЦВМ, что повышает точность результатов полунатурного моделирования системы самонаведения ЛА.The combination of the longitudinal axes of the stationary fixed emitter of the signals (horn antenna) and the GOS, the introduction of a computer-modeling device (VMU) allows you to modify the information entered into the GCVM of the GOS by including additional models that simulate the operating conditions of the homing system of an aircraft, such as, for example, the noise model the radar signal of the seeker, the radome model of the seeker, etc., as well as simulate the Doppler effect due to the restructuring of the signal source according to information from the VMU about the mutual movement of the aircraft and the target. The stand provides the possibility of approximating mathematical models to the operating conditions and characteristics of real systems by complicating and increasing the composition of mathematical models, increasing the reliability of debugging of PJSC BCVM, which increases the accuracy of the results of the semi-natural modeling of the homing system of an aircraft.

Изобретение поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема стенда для полунатурного моделирования системы самонаведения ЛА.The invention is illustrated in the drawing, which shows a structural diagram of a stand for a full-scale modeling of the homing system of an aircraft.

Стенд для полунатурного моделирования системы самонаведения ЛА содержит зафиксированные на неподвижном основании излучатель сигналов (имитатор цели) 1, моделируемую систему самонаведения ЛА в виде ГСН 2, ВМУ 3. Излучатель сигналов 1 содержит генератор электромагнитных волн 4, выход которого соединен с входом, например, рупорной антенны 5. ГСН 2 установлена на гиростабилизированной платформе (на схеме не показана) и содержит БЦВМ 6, к которой через согласующие элементы (на схеме не показаны) подключена приемная антенна 7. Продольная (оптическая) ось рупорной антенны 5 совмещена с продольной (оптической) осью ГСН 2 и, соответственно, со строительной осью «X» ЛА (реальной либо виртуальной). ВМУ 3 содержит блок 8 моделей динамики и движения ЛА, блок 9 модели движения цели, блок 10 модели движения гиростабилизированной платформы ГСН, блок 11 модели управления гиростабилизированной платформой ГСН, блок 12 модели расчета единичного вектора «ЛА-цель». Первый и второй выходы блока 8 моделей динамики и движения ЛА соединены соответственно с первым и вторым входами блока 12 модели расчета единичного вектора «ЛА-цель», третий вход которого соединен с выходом блока 9 модели движения цели. Первый выход блока 12 соединен с входом блока 11 модели управления гиростабилизированной платформой ГСН, а второй выход - со вторым входом БЦВМ 6 ГСН 2. Первый вход БЦВМ 6 соединен с выходом блока 10 модели движения гиростабилизированной платформы ГСН, вход которого соединен с выходом блока 11 модели управления гиростабилизированной платформой ГСН.The stand for semi-natural modeling of the homing system of an aircraft contains a signal emitter (target simulator) fixed on a fixed base 1, a simulated homing system of an aircraft in the form of GOS 2, VMU 3. The signal emitter 1 contains an electromagnetic wave generator 4, the output of which is connected to an input, for example, a horn antennas 5. GOS 2 is installed on a gyro-stabilized platform (not shown in the diagram) and contains a digital computer 6, to which a receiving antenna is connected via matching elements (not shown in the diagram) 7. Longitudinal (optical ) Horn antenna 5 axis aligned with the longitudinal (optical) axis GOS and 2, respectively, with an «X» construction axis LA (real or virtual). VMU 3 contains a block of 8 models of the dynamics and movement of the aircraft, a block of 9 models of the target’s movement, a block of 10 models of the gyro-stabilized GSN platform’s movement, a block of 11 a model for controlling the gyro-stabilized GSN platform, and a block 12 of the model for calculating the single target-LA vector. The first and second outputs of block 8 of the dynamics and motion models of the aircraft are connected respectively to the first and second inputs of block 12 of the model for calculating the unit vector “LA-target,” the third input of which is connected to the output of block 9 of the model of motion of the target. The first output of block 12 is connected to the input of block 11 of the gyro-stabilized GSN platform control model, and the second output is connected to the second input of BTsVM 6 GSN 2. The first input of BTsVM 6 is connected to the output of block 10 of the gyro-stabilized GSN platform movement, the input of which is connected to the output of model 11 block control gyro-stabilized platform GOS.

В качестве ВМУ 3 может быть использован персональный компьютер или другая электронно-вычислительная машина, процессор которой совместно с оперативной памятью и другими структурными элементами способен решать уравнения, соответствующие алгоритмам, реализуемым по известным правилам (Петров Г.М., Луканин Н.Б., Бартольд Э.Е. Методы моделирования систем управления на аналоговых и аналого-цифровых вычислительных машинах. М., «Машиностроение», 1975, стр.82-102; 127-194.) блоками 8-12.As VMU 3, a personal computer or other electronic computer can be used, the processor of which, together with random access memory and other structural elements, is able to solve equations corresponding to algorithms implemented according to well-known rules (Petrov G.M., Lukanin NB, Bartold EE Methods of modeling control systems on analog and analog-to-digital computers. M., "Mechanical Engineering", 1975, pp. 82-102; 127-194.) Blocks 8-12.

Стенд работает следующим образом. Перед началом сеанса полунатурного моделирования совмещают продольные (оптические) оси ГСН 2 и рупорной антенны 5 излучателя сигналов 1, вводят в автопилот ЛА, БЦВМ 6 ГСН 2 и ВМУ 3 данные, характеризующие движение цели и движение ЛА по траектории. От начала и до окончания сеанса сигналы, излучаемые рупорной антенной 5 излучателя сигналов 1 (имитатора цели), направляются в сторону ГСН 2. Блок 8 моделей динамики и движения ЛА формирует сигналы

Figure 00000002
пропорциональные координатам движения ЛА в базовой (стартовой) системе координат (БСК), и сигналы матрицы
Figure 00000003
характеризующие ориентацию ЛА (связанной системы координат (ССК) относительно БСК) в зависимости от отклонения рулей
Figure 00000004
формируемыми автопилотом ЛА. В блоке решаются в общем виде следующие уравнения определяемыми функционалами F1-F5:The stand works as follows. Before the start of the semiconductor modeling session, the longitudinal (optical) axes of the GSN 2 and the horn antenna 5 of the signal emitter 1 are combined, the data characterizing the target’s movement and the aircraft’s motion along the trajectory are entered into the autopilot of the aircraft, BTsVM 6 GSN 2 and VMU 3. From the beginning to the end of the session, the signals emitted by the horn antenna 5 of the signal emitter 1 (target simulator) are sent to the GOS 2. Block 8 of the aircraft dynamics and movement models generates signals
Figure 00000002
proportional to the coordinates of the aircraft motion in the basic (starting) coordinate system (BSK), and matrix signals
Figure 00000003
characterizing the orientation of the aircraft (the associated coordinate system (SSC) relative to the BSK) depending on the steering deviation
Figure 00000004
formed by the autopilot of the aircraft. In the block, the following equations are solved in general form by the defined functionals F 1 -F 5 :

Figure 00000005
- уравнения моментов, действующих на ЛА;
Figure 00000005
- equations of moments acting on the aircraft;

Figure 00000006
- уравнения сил, действующих на ЛА;
Figure 00000006
- equations of forces acting on the aircraft;

Figure 00000007
- уравнения ориентации ЛА в пространстве;
Figure 00000007
- equations of orientation of the aircraft in space;

Figure 00000008
- уравнения навигации ЛА;
Figure 00000008
- aircraft navigation equations;

Figure 00000009
- уравнения навигации ЛА.
Figure 00000009
- aircraft navigation equations.

Блок 9 модели движения цели формирует сигналы

Figure 00000010
пропорциональные координатам движения цели в этой же системе координат. Блок решает в общем виде уравнения, определяемые функционалом F6:Block 9 models of the movement of the target generates signals
Figure 00000010
proportional to the coordinates of the target’s movement in the same coordinate system. The block solves in general terms the equations defined by the functional F 6 :

Figure 00000011
Figure 00000011

С выходов блока 8 сигналы

Figure 00000012
пропорциональные координатам движения ЛА и матрицы
Figure 00000013
характеризующие ориентацию ЛА, подаются соответственно на первый и второй входы блока 12 модели расчета единичного вектора «ЛА-цель», на третий вход которого поступают сигналы
Figure 00000014
пропорциональные координатам движения цели. По сигналам
Figure 00000015
и
Figure 00000016
здесь формируется сигнал единичного вектора направления «ЛА-цель»
Figure 00000017
а также, с учетом сигнала матрицы
Figure 00000018
вырабатываются сигналы, пропорциональные углу проекции линии визирования «ЛА-цель» на ССК ЛА в горизонтальной плоскости (по курсу) φК и углу проекции линии визирования «ЛА - цель» на ССК ЛА в вертикальной плоскости (по тангажу) φT. Блок 12 решает в общем виде уравнения:From the outputs of block 8 signals
Figure 00000012
proportional to the motion coordinates of the aircraft and the matrix
Figure 00000013
characterizing the orientation of the aircraft, respectively, are fed to the first and second inputs of block 12 of the model for calculating the unit vector "LA-target", the third input of which receives signals
Figure 00000014
proportional to the coordinates of the movement of the target. By signals
Figure 00000015
and
Figure 00000016
here the signal of the unit direction vector “LA-target” is formed
Figure 00000017
and also, taking into account the matrix signal
Figure 00000018
generating signals proportional to line of sight projection angle "LA-target" for LA CCK in the horizontal plane (Exchange) φ R and the corner of the projection line of sight "LA - target" for CCK aircraft in the vertical plane (pitching) φ T. Block 12 solves in the general form of the equation:

Figure 00000019
Figure 00000019

где

Figure 00000020
Where
Figure 00000020

Figure 00000021
Figure 00000021

Figure 00000022
Figure 00000022

Figure 00000023
Figure 00000023

где

Figure 00000024
Where
Figure 00000024

Figure 00000025
Figure 00000025

С первого выхода блока 12 сигналы единичного вектора направления «ЛА-цель»

Figure 00000026
подаются на вход блока 11 модели управления гиростабилизированной платформой ГСН, по которым формируются команды управления движением гиростабилизированной платформы с антенной 7 по курсу
Figure 00000027
и по тангажу
Figure 00000028
в соответствии с уравнениями (в общем виде):From the first output of block 12, the signals of the unit direction vector “LA-target”
Figure 00000026
fed to the input of block 11 of the gyro-stabilized GSN platform control model, according to which the gyro-stabilized platform motion control commands with antenna 7 are formed on the course
Figure 00000027
and pitch
Figure 00000028
in accordance with the equations (in general form):

Figure 00000029
Figure 00000029

Figure 00000030
Figure 00000030

где: dK(T) - коэффициенты усиления контура управления гиростабилизированной платформы ГСН.where: d K (T) are the gain of the control loop gyro-stabilized platform GOS.

Эти сигналы передаются в блок 10 модели движения гиростабилизированной платформы ГСН, где по полученным данным формируются и передаются на первый вход БЦВМ 6 ГСН 2 сигналы, пропорциональные углу проекции антенной системы координат (АСК) гиростабилизированной платформы, находящейся в режиме автосопровождения цели, на ССК ЛА в горизонтальной плоскости (по курсу)

Figure 00000031
и углу проекции АСК гиростабилизированной платформы, находящейся в режиме автосопровождения цели, на ССК ЛА в вертикальной плоскости (по тангажу)
Figure 00000032
а также сигналы, пропорциональные угловой скорости линии визирования «ЛА-цель» гиростабилизированной платформы, находящейся в режиме автосопровождения цели, в проекции на АСК в горизонтальной плоскости (по курсу)
Figure 00000033
и угловой скорости линии визирования «ЛА-цель» гиростабилизированной платформы, находящейся в режиме автосопровождения цели, в проекции на АСК в вертикальной плоскости (по тангажу)
Figure 00000034
Блок 10 модели движения гиростабилизированной платформы ГСН решает в общем виде уравнения:These signals are transmitted to block 10 of the motion model of the gyrostabilized GSN platform, where, according to the received data, signals proportional to the projection angle of the antenna coordinate system (ASK) of the gyrostabilized platform, which is in target auto-tracking mode, are generated and transmitted to the BCSM 6 GSN on the ACS of the aircraft in horizontal plane (heading)
Figure 00000031
and the projection angle of the ASC of the gyrostabilized platform, which is in the target auto tracking mode, on the SSC of the aircraft in a vertical plane (pitch)
Figure 00000032
as well as signals proportional to the angular velocity of the “LA-target” line of sight of the gyrostabilized platform, which is in the target auto-tracking mode, projected onto the ASK in the horizontal plane (at the heading)
Figure 00000033
and angular velocity of the line of sight “LA-target” of the gyrostabilized platform, which is in the target auto-tracking mode, in a projection onto the ASK in a vertical plane (pitch)
Figure 00000034
Block 10 of the motion model of the gyrostabilized platform of the GOS solves in the general form the equations:

Figure 00000035
Figure 00000035

Figure 00000036
Figure 00000036

Figure 00000037
Figure 00000037

Figure 00000038
Figure 00000038

где: Φгсгсн - передаточная функция гиростабилизированной платформы ГСН.where: Φ GSGSN is the transfer function of the gyrostabilized GOS platform.

Эти сигналы поступают на первый вход БЦВМ 6 ГСН 2. На ее второй вход поступают сигналы, пропорциональные углу проекции линии визирования «ЛА-цель» на ССК ЛА в горизонтальной плоскости (по курсу) φК и углу проекции линии визирования «ЛА-цель» на ССК ЛА в вертикальной плоскости (по тангажу) φТ со второго выхода блока 12 модели расчета единичного вектора «ЛА-цель».These signals are fed to the first input of the BTsVM 6 GSN 2. At its second input, signals proportional to the angle of projection of the line of sight “LA-target” to the SSC of the aircraft in the horizontal plane (at the rate) φ K and the angle of projection of the line of sight “LA-target” are received on the SSC of the aircraft in the vertical plane (in pitch) φ T from the second output of the block 12 of the model for calculating the unit vector "LA-target".

В МВУ 3 сигналы формируются в реальном масштабе времени и вводятся в БЦВМ 6 в цифровом виде синхронно с тактом ее работы.In MVU 3, signals are generated in real time and entered into the digital computer 6 in digital form synchronously with the clock cycle of its operation.

В режиме целеуказания, когда ГСН 2 осуществляет поиск и захват цели (излучателя сигналов 1), величины φК и φТ, поступающие в БЦВМ 6 из ВМУ 3, вычитаются из аналогичных данных, рассчитанных в БЦВМ 6, т.е. величин углов ожидаемого пеленга цели соответственно по курсу

Figure 00000039
и по тангажу
Figure 00000040
. В результате БЦВМ 6 вырабатывает команды:In the target designation mode, when the seeker 2 searches for and captures the target (signal emitter 1), the values of φ K and φ T received in the digital computer 6 from the VMU 3 are subtracted from the same data calculated in the digital computer 6, i.e. the angles of the expected bearing of the target, respectively, at the rate
Figure 00000039
and pitch
Figure 00000040
. As a result, the digital computer 6 generates the following commands:

Figure 00000041
Figure 00000041

Figure 00000042
Figure 00000042

При этом значения величин φК и φT принимаются за истинные, поскольку их расчет, а также расчет параметров движения ЛА производится в ВМУ 3 по более точным алгоритмам, с большей частотой и разрядностью, чем в БЦВМ 6. Таким образом, команды ΔφК и ΔφТ, поступающие из БЦВМ 6 на гиростабилизированную платформу ГСН 2, являются, по сути, реальной погрешностью выставки ГСН на цель. Это подтверждается тем, что в реальном полете ЛА, когда φК и φТ не поступают в БЦВМ ГСН и, следовательно, содержимое ячеек БЦВМ, куда они передаются, равно нулю, на гиростабилизированную платформу ГСН из БЦВМ подаются команды (полученные после вычитания нулей)

Figure 00000043
и
Figure 00000044
, по которым происходит выставка гиростабилизированной платформы ГСН на реальную цель с реальной погрешностью, равной ΔφК и ΔφТ.In this case, the values of φ K and φ T are taken to be true, since their calculation, as well as the calculation of the parameters of the aircraft’s movement, is performed in VMU 3 using more accurate algorithms with a higher frequency and bit depth than in the digital computer 6. Thus, the commands Δφ K and Δφ T coming from BTsVM 6 to the gyrostabilized platform of the seeker 2 are, in fact, the real error of the show of the seeker on the target. This is confirmed by the fact that in a real flight of an aircraft, when φ K and φ T do not arrive at the mainframe DSS and, therefore, the contents of the cells of the DTMF where they are transmitted are zero, commands are sent to the gyrostabilized platform of the DOS from the mainframe (obtained after subtracting zeros)
Figure 00000043
and
Figure 00000044
by which an exhibition of the gyrostabilized GOS platform takes place for a real target with a real error equal to Δφ K and Δφ T.

Под действием команд ΔφК и ΔφТ гиростабилизированная платформа ГСН 2 с антенной 7 с момента начала выставки ее на цель перемещается в положение ΔφК и ΔφТ. В конце этапа целеуказания по команде из БЦВМ 6 происходит переход ГСН 2 к поиску и захвату цели. Если

Figure 00000045
где Δφдоп. - допустимый сектор поиска цели, то ГСН 2 осуществляет захват излучателя сигналов 1 на автосопровождение. При этом сигналы, излучаемые антенной 5, принимаются антенной 7 ГСН 2 и поступают в БЦВМ 6.Under the action of the commands Δφ K and Δφ T, the gyrostabilized platform of the GOS 2 with antenna 7 from the moment of the start of the exhibition, it moves to the target in the position Δφ K and Δφ T. At the end of the target designation stage, on a command from the digital computer 6, the GSN 2 goes over to search and capture the target. If
Figure 00000045
where Δφ add. - valid sector search target, the GOS 2 captures the emitter of signals 1 for auto tracking. In this case, the signals emitted by the antenna 5 are received by the antenna 7 of the seeker 2 and fed to the digital computer 6.

Необходимым условием полунатурного моделирования этапа целеуказания является предварительная выставка излучателя сигналов 1 относительно ССК ЛА на угол

Figure 00000046
и
Figure 00000047
Значения
Figure 00000048
и
Figure 00000049
фиксируются как по показаниям аналоговых регистрирующих приборов (на схеме не показаны), так и по показаниям цифровой информации из БЦВМ 6. На этом этапе могут отрабатываться и проверяться:A prerequisite for the semi-natural modeling of the target designation stage is a preliminary exhibition of the signal emitter 1 relative to the SSC LA
Figure 00000046
and
Figure 00000047
Values
Figure 00000048
and
Figure 00000049
are recorded both by the readings of analog recording devices (not shown in the diagram) and by the readings of digital information from the digital computer 6. At this stage, the following can be worked out and checked:

- управляемость гиростабилизированной платформы ГСН 2 от БЦВМ 6,- controllability of the gyrostabilized platform GSN 2 from BTsVM 6,

- выставка на цель гиростабилизированной платформы ГСН 2,- an exhibition on the goal of the gyro-stabilized platform GSN 2,

- способность БЦВМ 6 настраивать ГСН 2 на нужный режим работы,- the ability of BTsVM 6 to configure the seeker 2 to the desired mode of operation,

- способность ГСН 2 осуществлять поиск и захват цели в заданном секторе поиска.- the ability of the seeker 2 to search and capture the target in a given search sector.

В режиме автосопровождения цели, когда (если) ГСН 2 осуществила захват излучателя сигнала 1, его сигналы принимаются антенной 7 и поступают в БЦВМ 6, которая суммирует информацию, соответствующую пеленгу цели

Figure 00000050
и
Figure 00000051
а также
Figure 00000052
и
Figure 00000053
поступающую из ВМУ 3, с соответствующей информацией
Figure 00000054
и
Figure 00000055
а также
Figure 00000056
и
Figure 00000057
поступающей от ГСН 2, находящейся в режиме автосопровождения неподвижного излучателя сигналов 1. При этом в контур самонаведения ЛА поступает информация:In the target auto tracking mode, when (if) GSN 2 captured the signal emitter 1, its signals are received by antenna 7 and fed to the digital computer 6, which summarizes the information corresponding to the target bearing
Figure 00000050
and
Figure 00000051
as well as
Figure 00000052
and
Figure 00000053
coming from VMU 3, with relevant information
Figure 00000054
and
Figure 00000055
as well as
Figure 00000056
and
Figure 00000057
coming from the GOS 2, which is in the auto tracking mode of the stationary emitter of signals 1. At the same time, information is received in the homing loop of the aircraft:

Figure 00000058
Figure 00000058

Figure 00000059
Figure 00000059

Figure 00000060
Figure 00000060

Figure 00000061
Figure 00000061

В результате, на входе алгоритма самонаведения ЛА в БЦВМ 6 ГСН 2, помимо рассчитанных параметров

Figure 00000062
и
Figure 00000063
а также
Figure 00000064
и
Figure 00000065
отражающих работу ГСН в процессе слежения за целью, будут присутствовать реальные сигналы от реальной ГСН
Figure 00000066
и
Figure 00000067
а также
Figure 00000068
и
Figure 00000069
находящейся в режиме автосопровождения неподвижного излучателя сигналов 1 (имитатора цели). При этом в программно-алгоритмическом обеспечении БЦВМ 6 используются перечисленные параметры по мере выполнения того режима, которому требуется соответствующая информация от реальной ГСН 2. На этом этапе могут отрабатываться и проверяться:As a result, at the input of the homing algorithm of the aircraft in the digital computer 6 GSN 2, in addition to the calculated parameters
Figure 00000062
and
Figure 00000063
as well as
Figure 00000064
and
Figure 00000065
reflecting the work of the GOS in the process of tracking the target, there will be real signals from the real GOS
Figure 00000066
and
Figure 00000067
as well as
Figure 00000068
and
Figure 00000069
being in the auto tracking mode of a stationary emitter of signals 1 (target simulator). At the same time, the BCMS 6 software and algorithmic software uses the listed parameters as the mode that requires relevant information from a real GPS 2 is used. At this stage, the following can be worked out and checked:

- режим самонаведения ЛА (способность бортовых алгоритмов и программ БЦВМ управлять ЛА по информации от ГСН, в данном случае от математической модели движения гиростабилизированной платформы ГСН);- the homing mode of the aircraft (the ability of onboard algorithms and BTsVM programs to control the aircraft according to information from the GOS, in this case, from a mathematical model of the movement of the gyro-stabilized GOS platform);

- работа бортовых алгоритмов и программ БЦВМ по обработке информации от гиростабилизированной платформы ГСН;- work of onboard algorithms and programs of the computer for processing information from the gyro-stabilized platform of the GOS;

- влияние имитируемых характеристик системы самонаведения ЛА на системы стабилизации, ориентации, навигации, наведения ЛА;- the effect of the simulated characteristics of the aircraft homing system on the stabilization, orientation, navigation, guidance of the aircraft;

- влияние шумовых составляющих реальной ГСН, находящейся в режиме автосопровождения неподвижного имитатора цели.- the influence of the noise components of a real GOS, which is in the auto tracking mode of a stationary target simulator.

Разбиение на этапы целеуказания и автосопровождения имеет условный характер и в процессе отладки программно-алгоритмического обеспечения БЦВМ и полунатурного моделирования системы самонаведения ЛА, как правило, осуществляется плавный, последовательный переход от первого этапа ко второму.The division into stages of target designation and auto tracking is conditional in nature and, in the process of debugging the software and algorithmic support of a digital computer and semi-natural modeling of the homing system of an aircraft, as a rule, a smooth, sequential transition from the first stage to the second is carried out.

Использование стенда, содержащего элементы математического моделирования, позволяет проводить отработку взаимодействия всех бортовых систем ЛА, участвующих в работе системы самонаведения ЛА, проверку работоспособности гиростабилизированной платформы ГСН и собственно ГСН, отладку программно-алгоритмического обеспечения БЦВМ ГСН в реальном масштабе времени во всем диапазоне угловых скоростей линии визирования «ЛА-цель» без искажения динамики контура системы самонаведения ЛА. Достоверность результатов, полученных при полунатурном моделировании системы самонаведения ЛА на предложенном стенде и предложенным методом, позволяет в отдельных случаях осуществлять замену натурных испытаний полунатурным моделированием, что обеспечивает значительный экономический эффект.Using a bench containing elements of mathematical modeling allows us to test the interaction of all onboard systems of the aircraft participating in the operation of the homing system of the aircraft, check the operability of the gyro-stabilized platform of the GOS and the GOS itself, debug the software and algorithmic support of the GTSVM GOS in real time over the entire range of line angular velocities Sight "LA-target" without distorting the dynamics of the contour of the homing system of the aircraft. The reliability of the results obtained during the full-scale simulation of the homing system of the aircraft at the proposed stand and the proposed method, allows in some cases to replace the full-scale tests with the full-scale simulation, which provides a significant economic effect.

Claims (1)

Стенд для полунатурного моделирования системы самонаведения летательного аппарата, содержащий головку наведения, излучатель сигналов, отличающийся тем, что он снабжен приемной антенной, гиростабилизированной платформой, рупорной антенной и вычислительно-моделирующим устройством, а головка наведения зафиксирована на неподвижном основании и выполнена в виде головки самонаведения (ГСН) с бортовой цифровой вычислительной машиной (БЦВМ), к которой подключена приемная антенна, установленная на гиростабилизированной платформе, излучатель сигналов зафиксирован на неподвижном основании и выполнен в виде генератора электромагнитных волн, выход которого соединен с входом рупорной антенны, продольная ось которой совмещена с продольной осью ГСН, вычислительно-моделирующее устройство содержит блок моделей динамики и движения летательного аппарата (ЛА), блок модели движения цели, блок модели движения гиростабилизированной платформы ГСН, блок модели управления гиростабилизированной платформой ГСН, блок модели расчета единичного вектора «ЛА-цель», причем первый и второй выходы блока моделей динамики и движения ЛА соединены соответственно с первым и вторым входами блока модели расчета единичного вектора «ЛА-цель», третий вход которого соединен с выходом блока модели движения цели, первый выход - с входом блока модели управления гиростабилизированной платформой ГСН, а второй выход - со вторым входом БЦВМ ГСН, первый вход которой соединен с выходом блока модели движения гиростабилизированной платформы ГСН, вход которого соединен с выходом блока модели управления гиростабилизированной платформой ГСН.A stand for a full-scale simulation of the homing system of an aircraft, containing a guidance head, a signal emitter, characterized in that it is equipped with a receiving antenna, a gyrostabilized platform, a horn antenna and a computer-modeling device, and the guidance head is fixed on a fixed base and made in the form of a homing head ( GOS) with an on-board digital computer (BCM), to which a receiving antenna connected to a gyro-stabilized platform, a radiator is connected the signals are fixed on a fixed base and made in the form of an electromagnetic wave generator, the output of which is connected to the input of the horn antenna, the longitudinal axis of which is aligned with the longitudinal axis of the GOS, the computing-modeling device contains a block of dynamics and movement models of the aircraft (LA), a block of the target’s motion model , block model for the movement of the gyrostabilized platform GOS, block model for controlling the gyro-stabilized platform GOS, block model for calculating the unit vector "LA-target", the first and second exit The blocks of the dynamics and motion model block of the aircraft are connected, respectively, with the first and second inputs of the unit model of calculating the unit vector “LA-target,” the third input of which is connected to the output of the block of the target movement model, the first output is connected to the input of the control model block of the gyro-stabilized GOS platform, and the second the output is with the second input of the GTSVM BCS, the first input of which is connected to the output of the gyro-stabilized GOS platform movement model block, the input of which is connected to the output of the gyro-stabilized GOS platform control model block.
RU2007113513/02A 2007-04-12 2007-04-12 Aircraft navigator semi-scale table stimulator RU2338992C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007113513/02A RU2338992C1 (en) 2007-04-12 2007-04-12 Aircraft navigator semi-scale table stimulator

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007113513/02A RU2338992C1 (en) 2007-04-12 2007-04-12 Aircraft navigator semi-scale table stimulator

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2338992C1 true RU2338992C1 (en) 2008-11-20

Family

ID=40241391

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007113513/02A RU2338992C1 (en) 2007-04-12 2007-04-12 Aircraft navigator semi-scale table stimulator

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2338992C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2637096C2 (en) * 2015-04-16 2017-11-29 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-Морского Флота "Военно-морская академия имени Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова" Stand for semirealistic simulation of flying vehicle homing guidance system
RU2723157C1 (en) * 2019-07-25 2020-06-09 Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" Method of ensuring safety of radar systems tests using semi-realistic simulation and device for implementation thereof
RU2751144C1 (en) * 2020-08-10 2021-07-08 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method and complex for estimating interference resistance of television seeker of guided munition
RU2771692C1 (en) * 2021-10-28 2022-05-11 Акционерное общество "Центр научно-технических услуг "ЦАГИ" Method for semi-natural robotic research and testing of control systems for vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicles (vtl uav)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2637096C2 (en) * 2015-04-16 2017-11-29 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-Морского Флота "Военно-морская академия имени Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова" Stand for semirealistic simulation of flying vehicle homing guidance system
RU2723157C1 (en) * 2019-07-25 2020-06-09 Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" Method of ensuring safety of radar systems tests using semi-realistic simulation and device for implementation thereof
RU2751144C1 (en) * 2020-08-10 2021-07-08 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method and complex for estimating interference resistance of television seeker of guided munition
RU2771692C1 (en) * 2021-10-28 2022-05-11 Акционерное общество "Центр научно-технических услуг "ЦАГИ" Method for semi-natural robotic research and testing of control systems for vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicles (vtl uav)
RU216332U1 (en) * 2022-11-10 2023-01-30 Акционерное общество "Конструкторское бюро точного машиностроения имени А.Э. Нудельмана" Stand for phono-target environment for testing selection algorithms for the onboard optoelectronic homing head
RU216887U1 (en) * 2022-11-10 2023-03-06 Акционерное общество "Конструкторское бюро точного машиностроения имени А.Э. Нудельмана" Dynamic simulator of phono-target environment

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110304270B (en) Omnibearing launch control method and device for carrier rocket and computer equipment
CN105259787B (en) A kind of Integrated Navigation Semi-physical Simulation tests synchronisation control means
CN106681170B (en) Semi-physical guidance simulation method and system
US11215696B2 (en) Controlled radar stimulation
CN110989654B (en) Simulated infrared target scene following control method and system
CN109445310A (en) A kind of infrared imaging guidance hardware-in-the-loop system and method
CN104932535A (en) Method for carrying out closed-loop test on airborne forward-looking infrared search equipment by using simulation system
RU2338992C1 (en) Aircraft navigator semi-scale table stimulator
CN110780319A (en) Carrier rocket combined navigation function verification system and verification method
CN112764021A (en) Infrared/millimeter wave/laser multimode composite simulation system
Sisle et al. Hardware-in-the-loop simulation for an active missile
CN115755641A (en) Infrared guided weapon desktop semi-physical simulation system and simulation method
CN114239305B (en) Battlefield situation scene simulation excitation system
CN107907870B (en) Signal generation method for verifying intersection butt joint microwave radar angle measurement function
RU2610877C1 (en) Hardware-off-loop simulation method of aircraft homing system and device for its implementation
CN109917343A (en) A kind of target simulation system
CN112540367B (en) Space target radar orbit determination real-time identification method, equipment and storage medium
CN112379603A (en) Compensation system and method for mounting eccentricity of strapdown seeker in radio frequency guidance simulation
RU119087U1 (en) STAND FOR SEMI-NATURAL MODELING OF Aircraft Self-Guidance System
RU2629709C2 (en) Device for semi-natural modeling control system of unmanned aircraft vehicle with radar sight
CN112902986B (en) Device and method for measuring angular error of photoelectric tracking equipment based on attitude feedback
Lee et al. A simple prediction method of ballistic missile trajectory to designate search direction and its verification using a testbench
CN103487808B (en) A kind of track Simulation method of variable element locking mode missile-borne Spotlight SAR Imaging
KR102391870B1 (en) System and method for automating seeker performance testing of low altitude missile defense
RU2637096C2 (en) Stand for semirealistic simulation of flying vehicle homing guidance system