Способ испытания телеуправляемой ракеты

 

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. Технический результат - снижение сложности, стоимости и повышение уровня автоматизации процесса испытаний. При наведении ракеты формируют знакопеременную периодическую команду управления ракетой, в качестве опорной траектории наведения ракеты используют неподвижную линию наведения. Осуществляют наведение ракеты с учетом знакопеременной периодической команды управления. Дискретно запоминают линейное рассогласование между ракетой и опорной траекторией наведения, скорость полета ракеты и команду управления ракетой относительно опорной траектории наведения. Определяют нормальное ускорение ракеты относительно опорной траектории наведения, а величину располагаемой перегрузки ракеты определяют как коэффициент линейной регрессии нормального ускорения ракеты по команде управления ракетой. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.

Известен способ испытания ракеты для определения ее располагаемой перегрузки, включающий формирование кусочно-постоянной команды управления ракетой, полет ракеты под воздействием команды управления, измерение на борту ракеты ее линейного ускорения и углового отклонения рулевого органа, передачу измеренных сигналов ускорения ракеты и углового отклонения рулевого органа с борта ракеты на наземный измерительный комплекс с последующим их запоминанием и определение располагаемой перегрузки ракеты путем пропорционального сопоставления развиваемого линейного ускорения с угловым отклонением рулевого органа (/1/, с. 347-350, /2/, с. 267-272).

В этом способе определение располагаемой перегрузки основано на радиотелеметрических измерениях и использовании соотношения где n - располагаемая перегрузка ракеты; J_p - измеренное линейное ускорение ракеты; δ_max - максимально допустимый угол отклонения рулевого органа ракеты; δ - измеренное среднее угловое отклонение рулевого органа; g - ускорение силы тяжести, g≈9,81 м/с².

Известному способу испытаний присущи недостатки: - высокая стоимость и большая сложность проведения испытаний, т.к. требуется изготовление специальных комплектов ракет с бортовыми датчиками (например, акселерометрами для измерения линейного ускорения и индукционными датчиками для измерения угловых отклонений рулей ракеты) и создание радиотелеметрического измерительного комплекса, включающего бортовую и наземные составляющие части; - низкая точность измерения ускорения центра масс ракеты из-за наличия собственных колебаний ракеты и упругих колебаний места расположения на ракете бортового датчика ускорения, а также присутствия в измеренном сигнале составляющей ускорения от силы тяжести; - низкая оперативность получения информации о перегрузке ракеты.

Известен способ испытания ракеты для определения располагаемой перегрузки, включающий формирование кусочно-постоянной команды управления ракетой, полет ракеты под воздействием команды управления, измерение на борту ракеты углового отклонения ее рулевого органа, передачу измеренного углового отклонения рулевого органа с борта ракеты на наземный измерительный комплекс с последующим его запоминанием, внешнетраекторное слежение за ракетой, измерение и последующее запоминание координат ракеты, определение обработкой координат ракеты развиваемого нормального ускорения ракеты и определение располагаемой перегрузки ракеты путем пропорционального сопоставления развиваемого нормального ускорения с угловым отклонением рулевого органа ракеты (/2/, с. 267-272, с. 407-416).

Суть известного способа испытания заключается в том, что нормальное ускорение ракеты от воздействия рулевого органа, задаваемого командой управления, не измеряется непосредственно на борту ракеты, а определяется обработкой координат траекторного движения ракеты, полученных внешнетраекторными (оптическими, радиотехническими) измерениями в системе координат измерительного пункта, удаленного от ракеты. Располагаемая перегрузка ракеты при этом определяется в соответствии с соотношением

где V_p - скорость ракеты, определяемая по внешнетраекторным измерениям ее координат;
- угол наклона вектора скорости ракеты и скорость его изменения, определяемые по внешнетраекторным измерениям координат.

Такой способ испытания позволяет упростить ракету за счет исключения датчика ускорения, повысить точность определения перегрузки, но вместе с тем обладает недостатками, которые сводятся к следующим:
- высокая стоимость и большая сложность проведения испытаний, определяемая использованием комплекса внешнетраекторных измерений;
- требуется оснащение ракеты бортовым датчиком угла отклонения ее рулевого органа и использование радиотелеметрического измерительного комплекса, включающего бортовую и наземные составляющие части;
- низкая точность измерения координат ракеты из-за погрешностей синхронизации измерений и привязки измерительных систем координат;
- низкая надежность внешнетраекторного сопровождения и соответственно измерения координат высокоскоростных и маневренных ракет;
- зависимость точности определения перегрузки от метеоусловий (оптические внешнетраекторные измерения) и помех измерения координат (радиотехнические внешнетраекторные измерения);
- низкая оперативность.

Указанные недостатки определяют высокие сложность и стоимость испытаний ракеты, а также снижают точность и оперативность определения ее располагаемой перегрузки.

Известен способ испытания телеуправляемой ракеты, включающий измерение координат цели и ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, измерение линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, формирование команды управления ракетой, пропорциональной линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией наведения, и наведение ракеты на цель (/3/, с. 327-329).

Такой способ испытания предназначен для оценки точности наведения и проверки боевой эффективности действия ракеты по цели и осуществляется собственными средствами комплекса вооружения (без дополнительной измерительной аппаратуры на борту ракеты и наземном пункте управления), функционирующими, как правило, на базе управляющей цифровой вычислительной машины (ЦВМ), и не предусматривает определение летных динамических характеристик ракеты, в том числе и ее перегрузки. Это определяется не столько отсутствием специальных измерений, а главным образом тем, что при наведении ракеты сигналы управления носят случайный характер, определяемый переменностью опорной траектории и измеряемыми эволюциями движений цели и ракеты, которые наряду с детерминированными составляющими имеют также быстроменяющиеся (высокочастотные) случайные компоненты. Поэтому определение нормального ускорения ракеты по измерениям координат при ее движении по динамической траектории наведения и сопоставление его с переменной и флуктуирующей в процессе наведения командой управления для оценки с приемлемой погрешностью располагаемой перегрузки ракеты не представляется возможным. В то же время расширение операций вычислительного характера и функций системы управления позволяет получить качественную информацию о перегрузке ракеты при штатном измерении ее угловых координат и скорости полета.

Задачей настоящего изобретения является повышение точности и оперативности определения располагаемой перегрузки ракеты, снижение сложности, стоимости и повышение уровня автоматизации процесса испытаний телеуправляемой ракеты.

Поставленная задача достигается тем, что в способе испытания телеуправляемой ракеты, включающем формирование опорной траектории наведения ракеты, измерение линейного рассогласования между угловой координатой ракеты и опорной траекторией наведения, формирование команды управления, пропорциональной линейному рассогласованию между угловой координатой ракеты и опорной траекторией наведения, наведение ракеты и измерение скорости полета ракеты, формируют знакопеременную периодическую команду управления ракетой, в качестве опорной траектории используют неподвижную линию наведения, осуществляют наведение ракеты с учетом знакопеременной периодической команды управления, дискретно запоминают линейное рассогласование между угловой координатой ракеты и опорной траекторией наведения, скорость полета ракеты и команду управления ракетой относительно опорной траектории наведения, определяют нормальное ускорение ракеты относительно опорной траектории наведения, а величину располагаемой перегрузки ракеты определяют как коэффициент линейной регрессии нормального ускорения ракеты по команде управления ракетой.

Введение в способ испытания ракеты новых операций позволяет по сравнению с известными повысить точность и оперативность определения располагаемой перегрузки телеуправляемой ракеты, снизить сложность и стоимость ее испытаний. Суть предлагаемого изобретения заключается в сочетании операций теленаведения ракеты и дополнительных операций по формированию управления ракетой, регистрации и обработки ее фазовых координат, реализуемых штатной системой управления. При этом располагаемая перегрузка определяется по непосредственным измерениям и с учетом реального управления ракетой и динамических характеристик системы, что предопределяет точность, достоверность, оперативность и простоту проведения испытаний. Важно также и то, что для определения располагаемой перегрузки используются высокоточные измерительные и вычислительные средства самого испытуемого комплекса вооружения и не требуется дополнительная измерительная и регистрирующая аппаратура как на борту ракеты, так и на наземном пункте.

Сравнение заявляемого технического решения с известными позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники, признаки, отличающие заявляемое изобретение от известных, не были выявлены, и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "существенные отличия".

Функциональная схема системы телеуправления, реализующей предлагаемый способ испытания ракеты, приведена на фиг.1, а эпюры, поясняющие процесс определения располагаемой перегрузки ракеты, на фиг.2. На фиг.2 обозначено:
u_f - нормированная возмущающая знакопеременная периодическая команда управления;
u - нормированная команда управления ракетой относительно опорной траектории наведения;
h - линейное рассогласование между ракетой и опорной траекторией;
J_p - нормальное ускорение ракеты относительно опорной траектории наведения;
n - располагаемая нормальная перегрузка ракеты.

Нормирование команды управления проводится по отношению к максимально возможной команде, соответствующей максимально допустимому отклонению рулевого органа ракеты, т.е.

u = U/U_max[e.к.]; (3)
где U - команда управления;
U_max = δ_max, |u| ≤ 1[e.к.], U_max=[e.к.];
е.к. - единичная команда управления.

Система управления ракетой содержит пеленгатор цели 1, блок формирования команды компенсации веса 2 и контур управления ракетой, включающий в каждом из каналов тангажа и курса последовательно соединенные пеленгатор ракеты 3, блок формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения ракеты 4, второй вход которого подключен к выходу пеленгатора цели 1, блок формирования команды управления, пропорциональной линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией наведения 5, сумматор 6, второй вход которого подключен к выходу блока формирования команды компенсации веса 2, устройство передачи команд управления 7 и ракету 8, а также блок формирования знакопеременной периодической команды управления 9, выход которого соединен с третьим входом сумматора 6, оперативно-запоминающее устройство 10, первый, второй и третий входы которого подключены соответственно к второму выходу пеленгатора ракеты 3, выходу блока формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией 4, выходу сумматора 6, последовательно соединенные блок дифференцирования 11, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму выходам оперативно-запоминающего устройства 10, блок сглаживания 12, второй и третий входы которого подключены соответственно к второму и третьему выходам блока дифференцирования 11, блок формирования сигнала нормального ускорения ракеты 13, второй и третий входы которого подключены соответственно к второму и третьему выходам блока сглаживания 12, а четвертый вход - к второму выходу оперативно-запоминающего устройства 10, и блок формирования сигнала располагаемой перегрузки ракеты 14, второй вход которого подключен к третьему выходу оперативно-запоминающего устройства 10.

Составляющие элементы системы управления - пеленгатор цели 1, пеленгатор ракеты 2, устройство передачи команд управления 7 представляют собой известные штатные элементы систем наведения ракет (/3/, с. 366-372).

Элементы - блок формирования команды компенсации веса 2, блок формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения ракеты 4, блок формирования команды управления, пропорциональной линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией наведения ракеты 5, сумматор 6 также являются известными устройствами систем наведения телеуправляемых ракет (/3/, с. 371, 394) и могут быть выполнены на счетно-решающих цифровых или аналоговых элементах /4/. В системах управления ракет, построенных на современной элементной базе, функции этих блоков реализует счетно-решающий прибор в виде управляющей ЦВС, входящей в штатный состав комплекса телеуправляемых ракет /5/.

Элементы - оперативно-запоминающее устройство 10, блок дифференцирования 11, блок сглаживания 12, блок формирования сигнала нормального ускорения ракеты 13, блок формирования сигнала располагаемой перегрузки ракеты 14, блок формирования знакопеременной периодической команды 9 реализуются в ЦВМ комплекса или могут быть выполнены, например, на базе цифровых элементов /4/.

Система управления ракеты работает следующим образом (рассматривается работа одного канала наведения, например, в угломестной плоскости). Опорная траектория наведения ракеты в общем случае строится в соответствии с принятым методом наведения по измеренным координатам цели /3/. В предлагаемом способе испытания в качестве опорной траектории используется неподвижная линия наведения, угловая координата которой задается пеленгатором цели 1 (наведение в неподвижную "имитированную точку"), т.е.

ϕ_o = ϕ_ц = ϕ_o = const. (4)
После запуска ракеты, пеленгатор ракеты 3 осуществляет ее сопровождение и измерение угловой координаты ϕ_p и скорости V_р полета ракеты. Измеренная угловая координата ракеты ϕ_p и координата опорной траектории ϕ_o поступают соответственно на первый и второй входы блока формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией ракеты 4, где формируется сигнал линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией (/3/, с. 370)
h = R_п•(ϕ_o-ϕ_p), (5)
здесь R_П - программная временная функция дальности ракеты, который далее поступает на вход блока формирования команды управления, пропорциональной линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией 5. Команда управления ракетой, формируемая пропорционально линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией в блоке 5, определяется, например, соотношением (/3/, с. 370):
U_h=K_о•(h+Th), (6)
где h - скорость изменения линейного рассогласования;
Т - коэффициент, определяемый из условия обеспечения устойчивости контура управления ракетой.

Сформированная команда управления ракетой U_h с выхода блока 5 поступает на первый вход сумматора 6, где суммируется с командой компенсации веса ракеты U_В, поступающей на его второй вход с выхода блока 2, и возмущающей знакопеременной периодической командой U_f, поступающей на третий вход сумматора 6 с выхода блока 9
U=U_h+U_В+U_f, (7)
и далее устройством передачи команд управления 7 передается на ракету 8. Ракета 8 под действием суммарной команды управления U осуществляет периодическое знакопеременное движение относительно неподвижной опорной траектории наведения.

Возмущающая знакопеременная периодическая команда формируется в виде ортогональной функции времени, например, функции, изменяющейся по гармоническому закону
U_f = A_f•sin(2πf_ft), (8)
где A_f - амплитуда команды;
f_f - частота изменения возмущающей команды, T_f=1/f_f - период команды;
t - время.

Амплитуда A_f возмущающей команды U_f задается такой величины, чтобы суммарная команда управления U не превосходила по абсолютной величине максимально возможную команду управления U_max. Частота f_f знакопеременной команды задается таким образом, чтобы ее значение не выходило за полосу пропускания замкнутого контура управления ракетой. Для повышения информативности и точности определения перегрузки амплитуда и частота возмущающей команды должны максимизироваться в пределах отмеченных ограничений.

В процессе наведения ракеты в оперативно-запоминающем устройстве 10 дискретно с периодом Т_о запоминаются скорость ракеты V_p[iT_o], линейное рассогласование между ракетой и опорной траекторией наведения h[iT_o] и команда управления ракетой U[iT_o] , где i - номер запоминания измерений, i=0,1,2,..., которые поступают соответственно с второго выхода пеленгатора ракеты 3, с выхода блока формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией 4 и с выхода сумматора 6. Период дискретизации Т_o должен соответствовать периоду формирования команд в системе наведения при дискретном управлении ракетой или определяться исходя из общеизвестных требований при дискретизации непрерывных процессов управления ракетой. Сигнал линейного рассогласования h[iT_o] с первого выхода оперативно-запоминающего устройства 10 поступает на первый вход блока дифференцирования 11, где определяются первая и вторая производные (скорость и ускорение) линейного отклонения h[iT_o]. Здесь же по сигналу скорости ракеты V_p[iT], поступающему на второй вход блока 11 со второго выхода оперативно-запоминающего устройства 10, определяется первая производная скорости ракеты (продольное ускорение) Алгоритм дифференцирования представляет собой, например, алгоритм скользящего дифференцирования (/6/, с. 253-265), при котором производные вычисляются для средней точки выбранного интервала {(s-j)T_o, (s+j)T_o}, где s - опорная точка, являющаяся серединой интервала обработки длиной (2j+l)To, j - количество отсчетов на интервале. Для снижения влияния случайных ошибок измерения на точность определения производных используется многократное определение производных при j=1,2,...,q, по которым находится их среднее значение с учетом весов отдельных вычислений:



где


Далее сигналы скорости и ускорения поперечного ускорения ракеты и ее продольного ускорения соответственно с первого, второго и третьего выходов блока дифференцирования 11 поступают соответственно на первый, второй и третий входы блока сглаживания 12, где производится их сглаживание, например, методом скользящего осреднения в средней точке выбранного интервала длиной (2р+1)Т_o, где р - количество отсчетов на интервале /6/:



Затем сглаженные скорость ускорение линейного отклонения и продольное ускорение ракеты с соответствующих выходов блока сглаживания 12 поступают соответственно на первый, второй и третий входы блока формирования сигнала нормального ускорения 13, на четвертый вход которого поступает с второго выхода оперативно-запоминающего устройства 10 скорость ракеты V_p[sT_o], где определяется нормальное ускорение ракеты при возмущенном движении относительно опорной траектории под воздействием команды управления U. Нормальное ускорение J_H[sT_o] определяется соотношением (/3/, с. 353):

Сформированный сигнал нормального ускорения J_H[sT_o] с выхода блока 13 поступает на первый вход блока формирования сигнала располагаемой перегрузки 14, на второй вход которого поступает с третьего выхода оперативно-запоминающего устройства 10 команда управления ракетой U[sT₀], где следующим образом определяется располагаемая перегрузка ракеты.

Для ракеты известна функциональная зависимость между ее нормальной перегрузкой n_H и командой управления U, под действием которой она развивается
n_H=f(U). (12)
Зависимость (12) имеет в среднем линейный характер (/1/, с. 532) и поэтому для последовательности измерений можно записать уравнение линейной регрессии (/6/, с.24-26) для нормальной перегрузки n_H по команде управления U:
n_H[iT₀]=(a + b•U[iT₀])/q, (13)
где а, b - коэффициенты линейной регрессии, выражающиеся непосредственно через результаты измерений команды управления U[iT_o] и нормального ускорения J_H[iT_o];
n_H=J_н/g.

Коэффициенты а и b линейной регрессии (13) определяются известными соотношениями (/6/, с. 26). Переходя к нормированной команде управления u[iT_o] и выбирая скользящий интервал обработки длиной Т_об=(2m+1)Т_o равным периоду T_f возмущающей знакопеременной периодической команды управления U_f, запишем для скользящей средней точки i выбранного интервала {(i-k)T_o, (i+k)T_o}, где k=1,...,m, выражения для определения коэффициентов регрессии:


так как в силу знакопеременности периодической команды управления U и развиваемого ускорения ракеты J_н на периоде обработки Т_об и их временного осреднения выполняются равенства

С учетом (14) уравнение (13) для определения нормальной перегрузки ракеты запишется в виде

Так как под располагаемой перегрузкой понимается нормальная перегрузка, развиваемая ракетой при максимальном отклонении рулевого органа управления, т. е. при максимально возможной команде управления U_m=1, то значение располагаемой перегрузки n будет определяться как коэффициент линейной регрессии нормального ускорения ракеты по команде управления ракетой:

Таким образом обеспечивается испытание телеуправляемой ракеты и определение ее основной динамической характеристики - располагаемой перегрузки за счет использования высокоточных измерительных и вычислительных средств самого испытуемого комплекса вооружения и без привлечения дополнительной измерительной и регистрирующей аппаратуры. Погрешность определения перегрузки может быть оценена по методике, изложенной в /6/ с учетом ошибок измерения в конкретной системе управления ракетой. Оценка перегрузки зенитной ракеты с привлечением моделирования на ЦВМ показала, что погрешность определения располагаемой перегрузки не превышает 3-5%.

Итак, предлагаемый способ испытания телеуправляемой ракеты позволяет повысить точность, достоверность и оперативность определения располагаемой перегрузки ракеты и снизить сложность и стоимость ее испытаний, что выгодно отличает его от известных.

Источники информации
1. А. А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета. - М.: Машиностроение, 1973.

2. А.А. Дмитриевский, В.П. Казаковцев. Движение ракет. - М.: Воениздат, 1968.

3. А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965.

4. С.В. Якубовский и др. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы. - М.: Радио и связь, 1985.

5. А. Шипунов и др. "Тунгуска" становится эффективнее // Военный парад. 1999. - Вып. 3(33).

6. Б.Ф. Жданюк. Основы статистической обработки траекторных измерений. - М.: Сов. радио, 1978.

Формула изобретения

Способ испытания телеуправляемой ракеты, включающий формирование опорной траектории наведения ракеты, измерение линейного рассогласования между угловой координатой ракеты и опорной траекторией наведения, формирование команды управления, пропорциональной линейному рассогласованию между угловой координатой ракеты и опорной траекторией наведения, наведение ракеты и измерение скорости полета ракеты, отличающийся тем, что формируют знакопеременную периодическую команду управления ракетой, в качестве опорной траектории используют неподвижную линию наведения, осуществляют наведение ракеты с использованием знакопеременной периодической команды управления, дискретно запоминают линейное рассогласование между угловой координатой ракеты и опорной траекторией наведения, скорость полета ракеты и команду управления ракетой относительно опорной траектории наведения, определяют нормальное ускорение ракеты относительно опорной траектории наведения, а величину располагаемой перегрузки ракеты определяют как коэффициент линейной регрессии нормального ускорения ракеты по команде управления ракетой.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2