Автоматический беспилотный диагностический комплекс

Изобретение относится к области диагностической техники и может быть использовано для систематического дистанционного контроля состояния магистральных газопроводов и хранилищ, а именно для раннего обнаружения нарушений герметичности, повреждений и утечки в газопроводе, и направлено на обеспечение улучшение условий выполнения мониторинга, повышение оперативности и достоверности измерения параметров состояния газовых трубопроводов, обеспечение возможности для мягкой посадки дистанционно-пилотируемого летательного аппарата путем автономного определения его модуля вектора скорости и угла сноса, что обеспечивается за счет того, что согласно изобретению дистанционно-пилотируемый летательный аппарат снабжен корреляционным измерителем скорости, подключенным к радиостанции радиотелеметрической системы, связанным с блоком управления бортовыми системами и выполненным в виде передатчика с передающей антенной и трех приемников с приемными антеннами, причем к выходу первого приемника последовательно подключены первый перемножитель, второй вход которого через первый блок регулируемой задержки соединен с выходом второго приемника, первый фильтр нижних частот и первый экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом первого блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен первый индикатор скорости, к выходу первого приемника послендовательно подключены второй перемножитель, второй вход которого через второй блок регулируемой задержки соединен с выходом третьего приемника, второй фильтр нижних частот, и второй экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом второго блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен второй индикатор скорости, передающая и приемные антенны выполнены рупорными, диаграмма направленности передающей рупорной антенны направлена вертикально вниз, диаграммы направленности приемных рупорных антенн несколько смещены, для того, чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности, вдоль продольной базы на борту размещены на расстоянии d₀/2 первая приемная антенна и передающая антенна, где d₀ - длина продольной базы, первой и второй приемными антеннами образована первая приемная база, первой и третьей приемными антеннами образована вторая приемная база, приемные базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной базой и приемной базой, вторая и третья приемные антенны размещены на расстоянии b, где b - поперечная база. 7 ил.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к области диагностической техники и может быть использована для систематического диагностического контроля состояния магистральных газопроводов и хранилищ, а именно для раннего обнаружения нарушений герметичности, повреждений и утечек в газопроводе, за счет обеспечения лучших условий выполнения мониторинга, повышения оперативности и достоверности измерения параметров состояния газовых трубопроводов с помощью диагностической аппаратуры, установленной на носитель - дистанционно пилотируемый летательный аппарат (ДПЛА).

Известны системы и устройства для дистанционного контроля состояния магистральных трубопроводов (патенты РФ №№2.017.138, 2.040.783, 2.091.759, 2.158.423, 2.200.900, 2.256.984, 2.500.002, 2.362.981; патенты США №№3.490.032, 3.808.519, 6.229.313, 6.766.226; патент EP №0.052.053; патент WO №0.008.435; журнал «Крылья России», 1998, М. Беспилотные самолеты «Пчелка-1Г», модели «Эксперт» и «Альбатрос», ОКБ им. А.С.Яковлева и др.

Из известных систем и устройств наиболее близким к предлагаемому является «Автоматический беспилотный диагностический комплекс» (патент РФ №2.256.894, G01М 3/00, 2003) который и выбран в качестве прототипа.

Указанный комплекс обеспечивает надежный обмен радиотелеметрической и командной информацией между дистанционно пилотируемым летательным аппаратом и наземным пунктом управления путем использования дуплексной радиосвязи на двух частотах и сложных сигналов с фазовой манипуляцией. Автоматический беспилотный диагностический комплекс содержит систему автоматического управления, спутники глобальной навигационной системы ГЛОНАСС, навигационную систему, инерциальную навигационную систему, приемную аппаратуру спутниковой навигационной системы, вычислитель действительных координат спутниковой навигационной системы, радиомаяк, систему воздушно-скоростных сигналов, малогабаритный радиовысотомер, малых высот, систему автоматического дистанционного управления, систему команд радиоуправления информационно-логический блок, приемную аппаратуру командного радиоуправления, обзорную телевизионную систему, систему радиотелеметрии, систему автоконтроля работы бортовых систем с вычислителем, систему управления двигателем, вычислитель системы автоматического управления, радиоретранслятор, блок управления бортовыми системами, бортовой накопитель информации, систему посадки и выпуска парашюта, блок управления системой диагностики состояния магистральных газопроводов, систему диагностики состояния магистральных трубопроводов, радиовысотомер, наземный пункт управления, стартовую катапульту и систему спасения.

При выполнении штатной, вынужденной или аварийной посадки дистанционно - пилотируемого летательного аппарата (ДПЛА) по самолетному важное значение имеет определение положения вектора скорости и угла сноса ДПЛА, знание которых делает возможным его мягкую посадку.

Технической задачей изобретения является обеспечение возможности для мягкой посадки дистанционно-пилотируемого летательного аппарата путем автономного определения его модуля вектора скорости и угла сноса.

Поставленная задача решается тем, что автоматический беспилотный диагностический комплекс (АБДК), содержащий, в соответствии с ближайшим аналогом, дистанционно-пилотируемый летательный аппарат, включающий планер, силовую установку с поршневым двигателем, систему автоматического управления с блоком управления бортовыми системами, содержащую инерциальную навигационную систему, приемную аппаратуру спутниковой навигационной системы, систему воздушно-скоростных сигналов, радиовысотомер малых высот и вычислитель действительных координат, систему автоматического дистанционного управления полетом летательного аппарата и работой его систем, включающую приемную аппаратуру, командного радиоуправления и обзорную телевизионную систему, радиоретрансляционную систему, систему автоконтроля работы бортовых систем, радиотелеметрическую систему, систему посадки и выпуска парашюта, систему управления двигателем, вычислитель системы автоматического управления, радиомаяк, систему диагностики состояния магистральных трубопроводов и блок управления системой диагностики, размещенных в фюзеляже летательного аппарата, а также мобильный наземный пункт управления, содержащий радиотелеметрическую систему, телевизионную систему, стартовую катапульту и пульт управления, при этом радиотелеметрическая система выполнена в виде двух радиостанций, размещенных на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате и наземном пункте управления соответственно, каждая из которых содержит последовательно включенные генератор высокой частоты, фазовый манипулятор, второй вход которого соединен с выходом источника дискретных сообщений и команд, первый смеситель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, усилитель первой промежуточной частоты, первый усилитель мощности, дуплексер, вход-выход которого связан с приемопередающей антенной, второй усилитель мощности, второй смеситель, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, усилитель второй промежуточной частоты, перемножитель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, полосовой фильтр и фазовый детектор, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, а выход является выходом радиостанции, при этом частоты и первого и второго гетеродинов разнесены на значение второй промежуточной частоты

ω_Г2-ω_Г1=ω_пр,

радиостанция, размещенная на дистанционно-пилотируемом летательном аппарата, излучает сложные сигналы с фазовой манипуляцией на частоте ω₁=ω_пр1=ω_Г2, а принимаемый - на частоте ω₂=ω_Г1, а радиостанция, размещенная на наземном пункте управления, наоборот, излучает сложные сигналы с фазовой манипуляцией на частоте ω₂, принимает - на частоте ω₁, отличается от ближайшего аналога тем, что дистанционно пилотируемый летательный аппарат снабжен корреляционным измерителем скорости, подключенным к радиостанции радиотелеметрической системы, связанным с блоком управления бортовыми системами и выполненным в виде передатчика с передающей антенной и трех приемников с приемными антеннами, причем к выходу первого приемника последовательно подключены первый перемножитель, второй вход которого через первый блок регулируемой задержки соединен с выходом второго приемника, первый фильтр нижних частот и первый экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом первого блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен первый индикатор скорости, к выходу первого приемника последовательно подключены второй перемножитель, второй вход которого через второй блок регулируемой задержки соединен с выходом третьего приемника, второй фильтр нижних частот и второй экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом второго блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен второй индикатор скорости, передающая и приемная антенны выполнены рупорными, диаграмма направленности передающей рупорной антенны направлена вертикально вниз, диаграмма направленности приемных рупорных антенн несколько смещены, для того, чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности, вдоль продольной базы на борту размещены на расстоянии d₀/2 первая приемная антенна и передающая антенна, где d₀ - длина продольной базы, первой и второй приемными антеннами образована первая приемная база, первой и третьей приемными антеннами образована вторая приемная база, приемные базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной базой и приемной базой, вторая и третья приемные антенны размещены на расстоянии b - где b - поперечная база.

Структурная схема автоматического беспилотного диагностического комплекса представлена на фиг.1. Структурная схема радиостанции 15.1 размещенной на борту дистанционно-пилотируемого летательного аппарата, изображена на фиг.2. Структурная схема радиостанции 15.2, размещенной на наземном пункте 26 управления, изображена на фиг.3. Частотная диаграмма, иллюстрирующая процесс преобразования сигнала, показана на фиг.4. Структурная схема корреляционного измерителя скорости 46 представлена на фиг.5. Диаграммы направленности главных лепестков рупорных передающей (48) и приемных (49, 50, 51) антенн, показаны на фиг.6. Вид в плане антенной системы корреляционного измерителя скорости изображен на фиг.7.

Автоматический беспилотный диагностический комплекс содержит систему 1 автоматического управления, спутники 2.i (i=1,2,…,24) глобальной навигационной системы ГЛОНАСС и/или НАВСТАР, навигационную систему 3, инерциальную навигационную систему 4, приемную аппаратуру 5 спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС и/или НАВСТАР, вычислитель 6 действительных координат спутниковой навигационной системы, радиомаяк 7, систему 8 воздушно-скоростных сигналов, малогабаритный радиовысотомер 9 малых высот, систему 10 автоматического дистанционного управления, систему 11 команд радиоуправления, информационно-логический блок 12, приемную аппаратуру 13 командного радиооборудования, обзорную телевизионную систему 14, систему 15 радиотелеметрии, систему 16 автоконтроля работы бортовых систем ДПЛА с вычислителем, систему 17 управления двигателем, вычислитель 18 системы автоматического управления, радиоретранслятор 19, блок 20 управления бортовыми системами, бортовой накопитель 21 информации, систему 22 посадки и выпуска парашюта, блок 23 управления системой диагностики состояния магистральных газопроводов, систему 24 диагностики состояния магистральных газопроводов, радиовысотомер 25, наземный пункт 26 управления, наземный пульт 27 управления, стартовую катапульту и систему 28 спасения, рули 29 направления и корреляционный измеритель 46 скорости с передающей 48 и приемными 49, 50, 51 антеннами.

Радиотелеметрическая система 15 содержит две радиостанции 15.1 и 15.2, размещенные на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате и наземном пункте 26 управления соответственно, каждая из которых содержит последовательно включенные генератор 30.1 (30.2) высокой частоты, фазовый манипулятор 31.1 (31.2), второй вход которого соединен с выходом источника 32.1 (32.2) дискретных сообщений и команд, первый смеситель 33.1 (33.2), второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина 34.1 (34.2), усилитель 35.1 (35.2) первой промежуточной частоты, первый усилитель 36.1 (36.2) мощности, дуплексер 37.1 (37.2), вход-выход которого связан с приемопередающей антенной 38.1 (38.2), второй усилитель 39.1 (39.2) мощности, второй смеситель 40.1 (40.2), второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина 41.1 (41,2), усилитель 42.1 (42.2) второй промежуточной частоты, перемножитель 43.1 (43.2), второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина 34.1 (34.2), полосовой фильтр 44.1 (44.2), фазовый детектор 45.1 (45.2)второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина 41.1 (41.2), а выход является выходом радиостанции.

Корреляционный измеритель 46 скорости подключен к радиостанции 15.1 радиотелеметрической системы 5, связан с блоком 20 управления бортовыми системами и выполнен в виде передатчика 47 с передающей антенной 48 и трех приемников 52, 53, 54 с приемными антеннами 49, 50, 51 соответственно. Причем к выходу первого приемника 52 последовательно подключены первый перемножитель 57, второй вход которого через первый блок 63 регулируемой задержки соединен с выходом второго приемника 53, первый фильтр 59 нижних частот и первый экстремальный регулятор 61, выход которого соединен с вторым входом блока 63 регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен первый индикатор 65 скорости. К выходу первого приемника 52 последовательно подключены второй перемножитель 58, второй вход которого через второй блок 64 регулируемой задержки соединен с выходом третьего приемника 54, второй фильтр 60 нижних частот и второй экстремальный регулятор 62, выход которого соединен с вторым входом второго блока 64 регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен второй индикатор 66 скорости.

Передающая 48 и приемные 49, 50, 51 антенны выполнены рупорными. Диаграммы направленности передающей рупорной антенны 48 направлена вертикально вниз. Диаграммы направленности приемных рупорных антенн 49, 50, 51 несколько смещены, для того, чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности (фиг.6).

Вдоль продольной базы на борту размещены на расстоянии d₀/2 первая приемная антенна 49 и передающая антенна 48, где d₀ - длина продольной базы (фиг.7). Первой 49 и второй 50 приемными антеннами образована первая приемная база, длиной d₁. Первой 49 и третьей, 51 приемными антеннами образована вторая приемная база, длиной d₁. Приемные базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной базой и приемной базой, вторая 50 и третья 51 приемные антенны размещены на расстоянии b, где b - поперечная база.

Автоматический беспилотный диагностический комплекс содержит дистанционно-пилотируемый летательный аппарат, планер которого выполнен из дешевых композиционных материалов.

Аэродинамическая схема ДПЛА содержит моноплан с высокорасположенным крылом небольшой стреловидности, духбалочным хвостовым оперением и расположенным в задней части фюзеляжа двухцилиндровым двухтактным поршневым двигателем с трехлопасным толкающим воздушным винтом фиксированного шага. В центроплане крыла размещаются мягкие топливные баки. В центральной части центроплана размещается посадочный парашют. Хвостовое оперение выполнено двухкилевым. Между килями располагается стабилизатор.

В передней части фюзеляжа расположен отсек полезной нагрузки. Двигатель выполнен поршневым с трехлопасным винтом фиксированного шага, подключенным к системе 17 управления двигателем.

ДПЛА имеет трехколесное шасси. Основные колеса имеют тормозные устройства, обеспечивающие одновременное и дифференциальное торможение, связанные с системой 22 посадки и выпуска парашюта, подключенной к блоку 20 управление бортовыми системами.

Бортовые системы ДПЛА содержат систему 1 автоматического управления, состоящую из двух систем.

Первая система - навигационная 3, в состав которой включены: инерционная навигационная система 4 (ИНС), приемная аппаратура 5 спутниковой навигационной системы (СНС), связанной со спутниками 2.i (i=1,2,…,24), система 8 воздушно-скоростных сигналов, подключенная к вычислителю 18 системы автоматического управления (САУ), малогабаритный высотомер 9 малых высот, подключенные к блоку 20 управления бортовыми системами.

Вторая система - система 10 автоматического дистанционного управления, в состав которой входит система 13 командного радиоуправления и обзорная телевизионная система 14.

Система 17 управления двигателем подключена к системе 11 команд радиоуправления и блоку 20 управления бортовыми системами. Радиотелеметрическая система 15 соединена с системой 16 автоконтроля, подключенной к входу блока 20 управления бортовыми системами, входы вычислителя 18 САУ подключены к системе 8 воздушно-скоростных сигналов, информационно-логический блок 12 - к системе 11 команд радиоуправления, а выход вычислителя 18 связан с рулями направления 29. Блок 20 управления бортовыми системами связан с выходами радиовысотомера 25, бортового накопителя 21 информации, радиомаяка 7, выходами системы 22 посадки и выпуска парашюта, подключенной к системе 11 команд радиоуправления, блок 23 управления системой диагностики, вычислителя 6 действительных координат, входы которого связаны с ИНС 4 и приемной аппаратурой 5 СНС. Система 24 диагностики состояния магистральных газопроводов подключена своими входами - выходами к блоку 23 управления системой диагностики.

Система 24 диагностики состояния магистральных газопроводов содержит магнитометр, соединенный с пассивными магнитометрическими датчиками, тепловизор, лазерный газоанализатор и телевизионную систему.

Наземный пункт управления 26 содержит радиостанцию 15.2, телевизионную систему 14, стартовую катапульту 28, связанную с наземным пультом 27 управления наземного пункта 26.

Выполнение полета и диагностики состояния газовых трубопроводов с помощью автоматического беспилотного диагностического комплекса (АБДК) осуществляется следующим образом.

АБДК обеспечивает наилучшие условия выполнения мониторинга и измерения параметров состояния газовых трубопроводов с помощью бортовой аппаратуры. Навигационная система 3 в составе ИНС 4, приемной аппаратуры 5 СНС, системы 8 воздушно-скоростных сигналов, радиовысотомера 9 малых высот обеспечивает стабилизацию углового положения ДПЛА на всех режимах полета, управление полетом ДПЛА по заданному программой маршруту, выдачу потребителям текущих координат ДПЛА и другой навигационной информации.

Система 10 автоматического дистанционного управления в составе блока 11 команд радиоуправления и логического блока 12, приемной аппаратуры 13 командного радиоуправления, обзорной телевизионной системы 14 обеспечивает:

- коррекцию или изменение маршрута полета ДПЛА;

- управление системами ДПЛА при выполнении автоматического взлета по-самолетному;

- управление системами ДПЛА при выполнении штатной, вынужденной или аварийной посадки по-самолетному;

- автоматическое пилотирование ДПЛА, прекращение выполнения задания и возврат на площадку посадки, в случае необходимости;

- безопасность полета ДПЛА и газопроводов в случае остановки двигателя, выхода из строя командной радиолинии управления.

В чрезвычайных обстоятельствах система переключает управление полетом ДПЛА на себя и работает автономно по записанной в БЦВМ 21 логике в соответствии с конкретными отказами.

Система обеспечения посадки ДПЛА включает парашютную систему, трехколесное шасси и корреляционный измеритель 46 скорости. Система обеспечивает выполнение посадки ДПЛА по-самолетному на подготовленную площадку.

Корреляционный измеритель 46 скорости предназначен для измерения модуля вектора скорости и угла сноса ДПЛА.

Рассмотрим сначала принцип определения модуля вектора скорости при горизонтальном движении ДПЛА. Вдоль линии продольной базы на борту размещены три антенны: в середине передающая антенна 48, впереди приемная антенна 49 и сзади приемная антенна 50(51). Все антенны выполнены рупорными. Диаграмма направленности передающей рупорной антенны 48 направлена вертикально вниз, а диаграммы направленности приемных рупорных антенн 49 и 50 (51) несколько смещены, для того, чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности. Колебания после отражения от поверхности принимают первой 49 и второй 50 (третьей 51) приемными антеннами.

С помощью корреляторов 55 и 56 определяются степень корреляционной связи между сигналами антенн 49 и 50, 49 и 51. Оказывается, что корреляционная связь становиться наибольшей в том случае, когда сигнал от первой приемной антенны 49 задержан на интервал времени τ_з, однозначно связанной со скоростью ДПЛА.

В некоторый момент времени t₀ передающая антенна 48 излучает сигнал, который отражается точкой М и затем принимается передней 49 и задней 50 антеннами, которые сместились за это время на отрезок τ_з и находятся в точках 49' и 50'. Расстояние d₀/2 между этими двумя положениями ДПЛА пролетает за время τ_з, равное запаздыванию сигнала задней антенны 50 (51).

Сигналы с выходов приемников 52, 53 и 54 подаются на два коррелятора 55 и 56, каждый из которых состоит из перемножителя 57 (58), фильтра 59 (60) нижних частот, экстремального регулятора 61 (62) и блока 63 (64) регулируемой задержки. Полученное на выходе перемножителя 57 (58) напряжение пропускается через фильтр 59 (60) нижних частот, которым выделяется напряжение, пропорциональное корреляционной функции R₁(τ)[R₂(τ)]. Экстремальный регулятор 61 (62), предназначенный для поддержания максимального значения корреляционной функции R₁(τ)[R₂(τ)] и подключенный к выходу фильтра 59(60) нижних частот, воздействует на управляющий вход блока 63 (64) регулируемой задержки и поддерживает вводимую им задержку τ равной τ_з(τ=τ_з), что соответствует максимальному значению корреляционной функции R₁(τ)[R₂(τ)]. Указатель 65 (66) скорости, связанный со шкалой блока 63 (64) регулируемой задержки, позволяет непосредственно считывать измеренное значение скорости v ДПЛА.

,

где d₀ - расстояние между электрическим центром антенн (длина продольной базы).

В действительности отражение происходит не только от одной точки М, а от большого числа отражателей, расположенных хаотически на облучаемой поверхности земли. Для сигнала, отраженного от каждой из этих точек, может быть доказана с справедливость приведенной формулы. Следовательно эта формула будет справедлива и для реального отраженного сигнала.

Для того чтобы определить направление вектора скорости в горизонтальной плоскости Δφ (найти угол сноса), необходимо иметь две пересекающиеся базы, как это показано на фиг.7. На нем изображена антенная система корреляционного измерителя 46 скорости в плане. Антенны 49 и 50 образуют одну измерительную базу, антенны 49 и 51 - другую приемную базу. Для этих двух приемных баз используется одна и та же передающая антенна 48. Базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной и приемной базами.

Проекции вектора скорости v на направления баз будут одинаковыми лишь в том случае, если Δφ=0. Если же Δφ≠0, то эти проекции будут различными:

v_49,50=v cos(α+Δφ)

v_49,50=v cos(α-Δφ)

Времена корреляции по разным базам также будут различными:

; .

Измеряя угол поворота платформы с антеннами 48-51, соответствующей условию T_49,50=T_49,51, можно определить угол сноса Δφ.

Описываемый корреляционный измеритель 46 скорости ДПЛА может работать в диапазоне волн 2,75-5,77 см. Рупорная антенна для этого диапазона имеет раскрыв около 19,6 см². При этом антенная система умещается на платформе, диаметр окружности которой равен 30 см. Для точного измерения горизонтальной скорости v и угла сноса Δφ ДПЛА важно, чтобы ось диаграммы направленности приемных антенн была перпендикулярна земной поверхности. Однако оказалось, что несмотря на отклонения оси антенн от вертикали, которые наблюдались на маневрах ДПЛА, погрешность определения скорости не превышает 0,5-1,0% даже без специальной стабилизации антенн.

Точность определения модуля вектора скорости корреляционным прибором может быть ориентировочно оценена по формуле:

,

а точность определения направления вектора скорости в горизонтальной плоскости - по формуле

,

в которых

- ширина диаграммы направленности;

λ - длина волны, см;

d₀ - длина продольной базы, см;

b - длина поперечной базы, см;

v - скорость движения ДПЛА, см/сек;

Т_ИЗМ - время определения результатов измерений, сек.

Формулы справедливы при условии, что , так как в противном случае возникает существенная декорреляция сигналов. Следует также уточнить, что выше приведенные формулы дают оценки наивысшей точности, которая может быть достигнута, так называемой потенциальной точности. В реальных условиях за счет влияния различных дестабилизирующих факторов точность будет меньше.

Диагностирование выполняют с помощью установленных на ДПЛА газоанализатора, тепловизора, магнитометрической системы контроля катодной защиты трубопровода, с помощью телевизионной системы. Тепловизор позволяет получать видимое изображение исследуемого трубопровода по его собственному тепловому (ИК) излучению, определяя формы и места положения слабонагретых и замаскированных трубопроводов в дневных и ночных условиях. Тепловые аномалия, создаваемые магистральными трубопроводами, связаны с транспортом нагретого газа и утечками из трубопровода.

Для работы системы диагностики обеспечивают ввод данных о точной высоте полета над трубой с помощью радиовысотомера, об угловых координатах положения планера, о текущих координатах местности, поступающих из НО в вычислитель блока управления системой диагностики состояния магистральных газопроводов и далее в блоки вычисления и накопления.

В процессе полета обзорная телевизионная система передает на наземный пункт управления обзор местности, (передает изображение), текущие координаты полета, информацию о работе и отказах бортовых систем. Оператор наблюдает на видеокамере изображение трубы относительно ДПЛА по визуальной сетке. Изображением желаемой траектории полета является визирная сетка, перекрестие, направленное на цель, которую необходимо выдерживать. Объективы тепловизора, телевизионной системы автоматически закрываются с помощью шторок при взлете и посадке. Через командную радиолинию с земли оператор корректирует полет ДПЛА, осуществляет контроль функционального состояния диагностической системы, при необходимости ее обогрев и управление диагностической системой. В результате чего происходят измерения полей температурного контраста тепловизионной системой, затем измерение концентрации трансформируемого газа газоанализатором. Определение магнитного поля регистрируют в соответствии с линейным положением магнитометра по отношению к трубопроводу. При этом скорость сканирования тепловизионной и телевизионной систем устанавливается по сигналу, поступающему из блока 23 управления, определяемому по соотношению скорости полета к высоте. Полученные измерения диагностической системы и параметры траектории полета поступают в блок вычислителя и затем в блок накопления диагностической информации, встроенные в блок 23 управления диагностической системы.

В вычислителе 6 используется комплексная обработка информации (КОИ), результатом которой является действительные значения параметров движения ДПЛА.

Повышение точности формирования действительных значений пилотажно-навигационных параметров достигается использованием оптимальной КОИ с реализацией фильтра Калмана.

В приемной аппаратуре 5 СНС измеряется псевдодальность по оценке задержки огибающей псевдослучайных последовательностей и радиальная псевдоскорость по оценке доплеровского смещения частоты несущей. В сигналы кодов закладывается соответствующий массив служебной информации, содержащей эфемериды, альманах, частотно-временные поправки, метки времени, сведения о работоспособности бортовой аппаратуры измерений. В приемной аппаратуре 5 СНС решается навигационно-временная задача.

Управление АБДК осуществляется с помощью системы 18 автоматического управления, обеспечивающей отработку и стабилизацию пространственной траектории, отслеживающей траекторию движения АБДК, и автомата управления тягой двигателей, выдерживающего заданную скорость полета.

Радиостанции 15.1 и 15.2 радиотелеметрической системы 15 работают следующим образом.

Генератором 30.1 высокой частоты формируют гармоническое колебание

u_c1(t)=U_c1cos(ω_ct+φ_c1), 0≤t≤T_c1,

где U_c1, ω_c, φ_c1, T_c1 - амплитуда, несущая частота, начальная фаза и длительность колебания, которое поступает на первый вход фазового манипулятора 31.1, на второй вход которого подается модулирующий код M₁(t) с выхода источника 32.1 дискретных сообщений и команд. В качестве источника 32.1 дискретных сообщений и команд могут быть текущие координаты ДПЛА, информация о работе и отказах бортовых систем и т.п. На выходе фазового манипулятора 31.1 образуется сложный сигнал с фазовой манипуляцией (ФМн)

u₁(t)=U_c1cos[ω_ct+φ_k1(t)], 0≤t≤T_c1,

где φ_k1(t)={0, π} - манипулированная составляющая фазы, отображающая закон фазовой манипуляции в соответствии с модулирующим кодом M₁(t), причем φ_k1(t)=const при kτ_э<t<(k+1)τ_э и может изменяться скачком при t=kτ_э, т.е. на границах между элементарными посылками (к=1,2,…,N₁-l);

τ_э, N₁ - длительность и количество элементарных посылок, из которых составлен сигнал длительностью T_c1(T_c1=τ_эN₁), который поступает на первый вход смесителя 33.1, на второй вход которого подается напряжение гетеродина 34.1

u_Г1(t)=U_Г1cos(ω_Г1t+φ_Г1).

На выходе смесителя 33.1 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 35.1 выделяется напряжение первой промежуточной (суммарной) частоты

u_пр1(t)=U_пр1cos[ω_пр1t+φ_k1(t)+φ_пр1], 0≤t≤T_c1,

где ;

K₁ - коэффициент передачи смесителя;

ω_пр1=ω_с+ω_Г1 - первая промежуточная (суммарная) частота;

φ_пр1=φ_с1+φ_Г1.

Это напряжение после усиления в усилителе 36.1 мощности через дуплексер 37.1 поступает в приемопередающую антенну 38.1,излучается ею в эфир на частоте ω₁=ω_пр1, улавливается приемопередающей антенной 38.2 и через усилитель 39.2 мощности поступает на первые входы смесителя 40.2. На второй вход смесителей 40.2 подаются напряжения U_Г1 гетеродина 41.2:

На выходе смесителя 40.2 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 42.2 выделяется напряжение второй промежуточной (разностной) частот:

u_пр2(t)=U_пр2cos[ω_пр2t+φ_k1(t)+φ_пр2], 0≤t≤T_c1,

где ;

ω_пр2=ω_пр1-ω_Г1 - вторая промежуточная (разностная) частота;

φ_пр2=φ_пр1-φ_Г1,

которое поступает на первый вход перемножителя 43.2. На второй вход перемножителя 43.2 подается напряжение гетеродина 34.2

u_Г2(t)=U_Г2cos(ω_Г2t+φ_Г2).

На выходе перемножителя 43.2 образуется напряжение

u₂(t)=U₂cos[ω_Г1t-φ_k1(t)+φ_Г2], 0≤t≤T_c1,

где ;

которое выделяется полосовым фильтром 41.2 и поступает на первый (информационный) вход фазового детектора 45.2, на второй (опорный) вход которого подается напряжение u_Г1(t) гетеродина 41.2. На выходе фазового детектора 45.2 образуется низкочастотное напряжение

u_H1(t)=U_H1cosφ_k1(t), 0≤t≤T_c1,

где ,

пропорциональное модулирующему коду M₁(t).

На наземном пункте 26 управления формируется с помощью генератора 30.2 высокой частоты гармоническое колебание

u_c2(t)=U_c2cos(ω_ct+φ_c2), 0≤t≤T_c2,

Которое поступает на первый вход фазового манипулятора 31.2, на второй вход которого подается модулирующий код M₂(t) с выхода источника 32.2 дискретных сообщений и команд.

В качестве источника дискретных сообщений и команд могут быть сигналы запроса о работе различных бортовых систем, команды на включение или выключение блоков и т.д. На выходе фазового манипулятора 31.2 образуется сложный сигнал с фазовой манипуляцией (ФМн)

u₃(t)=U_c2cos[ω_ct+φ_k2(t)+φ_c2], 0≤t≤T_c2,

где φ_k2(t)={0,π} - манипулируемая составляющая фазы, отображающая закон фазовой манипуляции в соответствии с модулирующим кодом M₂(t), который поступает на первый вход смесителя 33.2, на второй вход которого подается напряжение u_Г2(t) гетеродина 34.2. На выходе смесителя 33.2 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 35.2 выделяется напряжение третьей промежуточной (разностной) частоты

u_ПР3(t)=U_ПР3cos[ω_ПР3t-φ_k2(t)+φ_пр3]; 0≤t≤T_c2,

где ,

ω_ПР3=ω_Г2-ω_С - третья промежуточная (разностная) частота;

φ_ПР3=φ_Г2-φ_С2.

Это напряжение после усиления в усилителе 36.2 мощности через дуплексер 37.2 поступает в приемопередающую антенну 38.2, излучается ею в эфир на частоте ω₂=ω_ПР3, улавливается приемопередающей антенной 38.1 и через усилитель 39.1 мощности поступает на первый вход смесителя 40.1. На второй вход смесителя 40.1 подается напряжение U_Г2(t) гетеродина 41.1. На выходе смесителя 40.1 образуются напряжения комбинированных частот. Усилителем 42.1 выделяется напряжение второй промежуточной (разностной) частоты

u_ПP4(t)=U_ПP4cos[ω_ПP2t+φ_k2(t)-φ_ПP4], 0≤t≤T_C2,

где ;

пропорциональное модулирующему коду M₂(t).

При этом частоты ω_Г1 и ω_Г2 гетеродинов 34.1 (34.2) и 41.1 (41.2) разнесены на значение второй промежуточной частоты ω_Г2-ω_Г1=ω_ПР2.

Радиостанция 15.1, размещаемая на ДПЛА, излучает сложные ФМн-сигналы на частоте ω1=ω_ПР1=ω_Г2, а принимает - на частоте ω₂=ω_ПР3=ω_Г1.

Радиостанция 15.2, размещаемая на наземном пункте 26 управления, наоборот, излучает сложный ФМн-сигнал на частоте ω₂, а принимает - на частоте ω₁.

Автоматический беспилотный диагностический комплекс позволяет получать визуальную информацию о состоянии магистральных газопроводов в сложных метеоусловиях, в любое время суток при полете ДПЛА на высоте до 50 м со скоростью 120…140 км/час над газопроводом в равнинной местности по координатам с использованием СНС, что уменьшает ошибки, не превышающие по боковому отклонению ±10 м и по высоте ±20 м.

В каждом полете ДПЛА способен диагностировать до 450 км газопровода. Обнаружение мест утечки газа обеспечивается диагностической системой при расходе газа 20…50 м₃/сутки, выявляются разрушение покрытии в трубе площадью от 1 м² и более. Полеты совершаются в оба направления магистрали на удалении до 225 км (до следующей через одну станцию газоперекачки) с возвратом на площадку старта.

Кроме того, используемая радиотелеметрическая система позволяет надежно дублировать команды управления и сообщения, которыми обмениваются ДПЛА и наземный пункт управления, что обеспечивает более эффективный контроль за состоянием магистральных газопроводов.

Используемые сложные ФМн-сигналы обладают высокой помехоустойчивостью, энергетической и структурной скрытностью. Энергетическая скрытность данных сигналов обусловлена их высокой сжимаемостью во времени и по спектру при оптимальной обработке, что позволяет снизить мгновенную излучаемую мощность. Вследствие этого сложный ФМн-сигнал в точке приема может оказаться замаскированным шумами и помехами. Причем энергия сложного ФМн-сигнала отнюдь не мала, она просто распределена по частотно-временной области так, что в каждой точке этой области мощность сигнала меньше мощности шумов и помех.

Структурная скрытность сложных ФМн-сигналов обусловлена большим разнообразием их форм и значительными диапазонами изменений параметров, что затрудняет оптимальную или хотя бы квазиоптимальную обработку сложных ФМн-сигналов априорно неизвестной структуры с целью повышения чувствительности приемника. Сложные ФМн-сигналы позволяют применять новый вид селекции - структурную селекцию.

Таким образом, предлагаемый автоматический беспилотный диагностический комплекс по сравнению с прототипом обеспечивает возможность для мягкой посадки дистанционно-пилотируемого летательного аппарата. Это достигается путем автономного определения его модуля вектора скорости и угла сноса за счет корреляционной обработки зондирующего и отраженного сигналов.

Автоматический беспилотный диагностический комплекс, содержащий дистанционно пилотируемый летательный аппарат, включающий планер, силовую установку с поршневым двигателем, систему автоматического управления с блоком управления бортовыми системами, содержащую инерциальную навигационную систему, приемную аппаратуру спутниковой навигационной системы, систему воздушно-скоростных сигналов, радиовысотомер малых высот и вычислитель действительных скоростей, систему автоматического дистанционного управления полетом летательного аппарата и работой его систем, включающую приемную аппаратуру командного радиоуправления и обзорную телевизионную систему, радиоретрансляционную систему, систему автоконтроля работы бортовых систем, радиотелеметрическую систему, систему посадки и выпуска парашюта, систему управления двигателем, вычислитель системы автоматического управления, радиомаяк, систему диагностики состояния магистральных трубопроводов и блока управления системой диагностики, размещенные в фюзеляже летательного аппарата, а также мобильный наземный пункт управления, содержащий радиотелеметрическую систему, телевизионную систему, стартовую катапульту и пульт управления, при этом радиотелеметрическая система выполнена в виде двух радиостанций, размещенных на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате и наземном пункте управления соответственно, каждая из которых содержит последовательно включенные генератор высокой частоты, фазовый манипулятор, второй вход которого соединен с источником дискретных сообщений и команд, первый смеситель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, усилитель первой промежуточной частоты, первый усилитель мощности, дуплексер, вход-выход которого связан с приемопередающей антенной, второй усилитель мощности, второй смеситель, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, усилитель второй промежуточной частоты, перемножитель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, полосовой фильтр и фазовый детектор, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, а выход является выходом радиостанции, при этом частоты первого и второго гетеродинов разнесены на значение второй промежуточной частоты ω_Г2-ω_Г1=ω_ПР2, радиостанция, размещенная на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате, излучает сложные сигналы с фазовой манипуляцией на частоте ω₁=ω_ПР1=ω_Г2, а принимает на частоте ω₂=ω_ПР3=ω_Г1, а радиостанция, размещенная на наземном пункте управления, наоборот, излучает сложные сигналы с фазовой манипуляцией на частоте ω₂, а принимает на частоте ω₁, отличающийся тем, что дистанционно-пилотируемый летательный аппарат снабжен корреляционным измерителем скорости, подключенным к радиостанции радиотелеметрической системы, связанным с блоком управления бортовыми системами и выполненным в виде передатчика с передающей антенной и трех приемников с приемными антеннами, причем к выходу первого приемника последовательно подключены первый перемножитель, второй вход которого через первый блок регулируемой задержки соединен с выходом второго приемника, первый фильтр нижних частот и первый экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом первого блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен первый индикатор скорости, к выходу первого приемника последовательно подключены второй перемножитель, второй вход которого через второй блок регулируемой задержки соединен с выходом третьего приемника, второй фильтр нижних частот, и второй экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом второго блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен второй индикатор скорости, передающая и приемные антенны выполнены рупорными, диаграмма направленности передающей рупорной антенны направлена вертикально вниз, диаграммы направленности приемных рупорных антенн несколько смещены, для того чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности, вдоль продольной базы на борту размещены на расстоянии d₀/2 первая приемная антенна и передающая антенна, где d₀ - длина продольной базы, первой и второй приемными антеннами образована первая приемная база, первой и третьей приемными антеннами образована вторая приемная база, приемные базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной базой и приемной базой, вторая и третья приемные антенны размещены на расстоянии b, где b - поперечная база.