система для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата

Формула изобретения

Система для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата, характеризующаяся тем, что она содержит имитатор летательного аппарата, включающий устройства моделирования продольного и бокового движения летательного аппарата и устройство моделирования кинематических связей, имитатор радиовысотомера, содержащий устройство моделирования радиовысотомера и подключенный к его информационному входу через преобразователь имитатор подстилающей поверхности, первый динамический стенд, на платформе которого установлены измерители углов, второй динамический стенд, на платформе которого установлен радиолокационный визир, связанный по радиоканалу с имитатором углового движения объекта наблюдения, имитатор радиосигналов, содержащий генератор сигналов, высокочастотный выход которого через управляемый аттенюатор соединен с сигнальным входом имитатора углового движения объекта наблюдения, и блок сопряжения, выходы которого подключены ко второму управляющему входу генератора сигналов и управляющему входу управляемого аттенюатора, соответственно, а также первый и второй имитаторы упругости, датчики угловых скоростей, измерители линейных ускорений, устройство выработки сигналов управления, имитатор пункта управления, оснащенный пультом управления и таймером, и рулевые механизмы, входы которых по сигналам управления рулями высоты, рулями направления и элеронами подключены через переключатель к соответствующим выходам устройства выработки сигналов управления, выходы рулевых механизмов по сигналам закладки рулей направления и элеронов подключены к соответствующим входам устройства моделирования бокового движения летательного аппарата, а выход по сигналу закладки руля высоты - к первому входу устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, выход устройства моделирования кинематических связей по сигналу углового отклонения объекта наблюдения подключен к управляющему входу имитатора углового движения объекта наблюдения, входы по сигналам скорости полета, угла наклона траектории и высоте полета в нормальной земной системе координат подключены к соответствующим выходам устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, вход по сигналу бокового отклонения в нормальной земной системе координат - к соответствующему выходу устройства моделирования бокового движения летательного аппарата, входы которого по сигналам углов атаки, тангажа, скорости изменения угла тангажа, скорости полета и высоты полета в нормальной земной системе координат подключены к соответствующим выходам устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, выходы по сигналам скоростей изменения углов курса, крена и тангажа через последовательно соединенные первый имитатор упругости и датчики угловых скоростей подключены к соответствующим входам устройства выработки сигналов управления, выход по сигналу управления первыми приводами динамических стендов - к соответствующим входам первого и второго динамических стендов, а выход по сигналу управления вторым приводом первого динамического стенда - к соответствующему входу первого динамического стенда, выходы измерителей углов подключены к соответствующим входам сигналов углов курса, крена и тангажа устройства выработки сигналов управления, а управляющий вход измерителей углов, объединенный с управляющим входом датчиков угловых скоростей, подключен к первому выходу таймера, вход запуска которого подключен к соответствующему выходу пульта управления, выходы которого по сигналам начальной установки имитатора летательного аппарата подключены к соответствующим входам устройства моделирования кинематических связей, а выходы по сигналам программных параметров движения летательного аппарата - к соответствующим входам устройства выработки сигналов управления, входы которого по сигналам углов визирования объекта наблюдения подключены к соответствующим выходам радиолокационного визира, входы по сигналам линейных ускорений в нормальной земной системе координат через измерители линейных ускорений подключены к выходам второго имитатора упругости, входы которого по сигналу линейного ускорения в боковой плоскости и сигналу линейного ускорения по высоте подключены к соответствующим выходам устройств моделирования бокового и продольного движения летательного аппарата, сигнальный вход преобразователя подключен к выходу сигнала высоты полета в нормальной земной системе координат устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, выход устройства моделирования радиовысотомера подключен ко входу сигнала высоты полета устройства выработки сигналов управления, управляющий вход которого, объединенный с управляющими входами имитатора радиовысотомера, имитатора летательного аппарата, имитатора радиосигналов и радиолокационного визира, подключен ко второму выходу таймера, выход сигнала переключения режима пульта управления подключен к соответствующим входам переключателя, устройства моделирования бокового движения летательного аппарата и устройства моделирования кинематических связей, выход сигнала дальности которого подключен ко входу блока сопряжения, а синхронизирующий выход генератора сигналов подключен ко второму входу радиолокационного визира.

Описание изобретения к патенту

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

Повышение качества и надежности разрабатываемых беспилотных летательных аппаратов (ЛА), а также их систем управления связано с проведением комплексных испытаний. От правильного решения задачи испытаний зависит качество ЛА и другие технико-экономические его показатели. Наибольшей достоверностью обладают результаты натурных испытаний, но возможности их проведения для беспилотных ЛА и получение требуемого объема информации ограничены. Проведение натурных испытаний ЛА предполагает наличие не только объекта испытаний - ЛА, но и взаимодействующих с ним в процессе функционирования других объектов, например стационарных систем носителей, целей и специально оборудованного пространства - полигона. Натурные испытания ЛА - всегда длительный и дорогостоящий процесс. Естественно, что, обладая наибольшей достоверностью и информативностью, натурные испытания отличаются большой сложностью и дороговизной. Вследствие большой стоимости натурных испытаний и подготовки к ним требуется высокая степень уверенности в полноте и тщательности отработки всех систем ЛА на предшествующих этапах разработки и изготовления. Нередко требуется постановка экспериментов, сопряженных с опасностью появления аварийных режимов. Изменчивость условий проведения натурных испытаний затрудняет обеспечение повторяемости условий эксперимента и получение представительных выборок результатов даже для основных режимов применения ЛА.

В связи с вышеизложенным современные тенденции в развитии техники требуют воспроизведения и дополнения условий натурных испытаний ЛА испытаниями на земле в условиях максимального оснащения функциональными системами сбора и обработки данных для принятия решения о работоспособности системы управления (СУ) ЛА, прогнозирования и дополнения результатов натурных испытаний, а в процессе натурных испытаний проверяются только основные характеристики СУ. Правильное прогнозирование натурных испытаний позволяет извлечь из ограниченного числа пусков максимально возможную информацию при ограниченных затратах экономических ресурсов.

Наибольшее распространение для целей прогнозирования получило математическое моделирование. Однако для построения математического описания ЛА необходимо четкое представление не только о структуре, поведении отдельных элементов, но и о взаимодействии между ними, влиянии различных факторов, а также о реакции на изменения условий испытаний. При решении задач радиотехники приходится сталкиваться как с процессами сложными по своей математической природе, так и с системами со сложным и неоднозначным математическим описанием. Эти ситуации могут иметь место одновременно. Помехи и нестабильность обуславливают случайный характер протекающих процессов. Аналитическое решение задачи чаще всего оказывается невозможным. Сами математические модели требуют экспериментального подтверждения и уточнения.

В результате патентных исследований аналогов предлагаемой системы для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата не выявлено.

Задачей изобретения является разработка комплексной испытательной системы для прогнозирования результатов натурных испытаний, обеспечивающей достоверность реакций реальной аппаратуры ЛА, возможность многократного увеличения объема испытаний реальной аппаратуры ЛА по сравнению с натурными экспериментами, и получения объемов данных, достаточных для статистической обработки.

Основной проблемой при реализации предлагаемой системы является максимально точное воспроизведение реальных условий функционирования аппаратуры системы управления ЛА, так как от этого зависит точность прогнозирования результатов. Степень приближения лабораторных условий испытаний к реальным в предлагаемом устройстве определяется структурой и способами включения имитаторов. Известно [1, 2], что для большинства беспилотных ЛА система дифференциальных уравнений, описывающих возмущенное движение, распадается на две независимые группы уравнений. Одна из них описывает изменение параметров продольного движения, а другая - бокового движения. Эта особенность учитывается как при построении имитатора ЛА, так и устройства в целом, что позволяет существенно повысить достоверность испытаний за счет уменьшения ошибок, вносимых механическими имитаторами пространственного движения ЛА - многостепенными стендами-качалками. При этом возникает возможность проведения независимых испытаний каналов управления в боковой и продольной плоскостях, а в составе устройства использовать имитаторы движения (стенды-качалки) с одной или двумя степенями свободы перемещений платформы, причем на один стенд устанавливаются только гироскопические измерители СУ, а на другой радиолокационный визир (РЛВ). Повышение точности испытаний при использовании таких механических имитаторов обуславливается:

уменьшением нагрузок на приводы стенда по весам - более чем в 4 раза, а по моментам инерции - более чем в 20 раз;

уменьшением люфтов в кинематических передачах приводов;

уменьшением габаритов стендов;

улучшением условий формирования диаграммы направленности РЛВ (которая при таком подходе не искажается металлическими массами большого стенда) и, в конечном счете, существенным улучшением динамических и статических характеристик имитаторов.

Для учета динамических свойств и нелинейностей, присущих реальным измерительным устройствам в СУ ЛА, в систему для прогнозирования результатов натурных испытаний введены имитаторы радиовысотомера и имитаторы упругости корпуса ЛА в каналах измерения угловых скоростей и линейных ускорений.

Введение имитатора радиовысотомера обеспечивает повышение точности испытаний при исследовании режимов движения ЛА на сверхмалых высотах, т.к. в этих режимах критичен сигнал, пропорциональный высоте полета ЛА, и необходимо моделировать флюктуации этого сигнала, его запаздывание, дискретность формирования.

Каналы измерения угловых скоростей и линейных ускорений являются также критичными и интересующими исследователей; включение реальных датчиков в устройство повышает достоверность испытаний. При этом используются особенности конструктивного исполнения современных датчиков угловых скоростей и акселерометров [3, рис. 2.5, с. 51]. Как показали исследования, на технологические входы датчиков можно подавать откалиброванные управляющие сигналы, получая на выходе датчиков угловых скоростей и акселерометров сигналы, точно такие же, как если бы на них воздействовать механически. Кроме того, для повышения точности исследований сигналы, подаваемые на входы измерителей угловых скоростей и акселерометров, пропускаются через имитаторы упругих колебаний корпуса ЛА, имитируя эффект помех в контурах управления СУ. Присутствие помех существенно уменьшает качество СУ ЛА, т.к. приводит к уменьшению запасов устойчивости контуров управления.

Таким образом, предлагаемая система обладает качественно новым свойством - она обеспечивает функционирование аппаратуры исследуемой СУ ЛА в условиях максимального подобия условиям реальной эксплуатации. Это новое качество определяется как новой структурой системы, так и процессами взаимодействия элементов, воспроизводящих влияние внешней среды. В результате за счет исключения погрешностей, вносимых имитаторами внешней среды, обеспечивается высокая степень достоверности прогнозирования натурных испытаний беспилотных ЛА.

Сущность предлагаемого решения заключается в том, что система для прогнозирования результатов натурных испытаний беспилотного летательного аппарата содержит имитатор летательного аппарата, включающий устройства моделирования продольного и бокового движения летательного аппарата и устройство моделирования кинематических связей, имитатор радиовысотомера, содержащий устройство моделирования радиовысотомера и подключенный к его информационному входу через преобразователь имитатор подстилающей поверхности, первый динамический стенд, на платформе которого установлены измерители углов, второй динамический стенд, на платформе которого установлен радиолокационный визир, связанный по радиоканалу с имитатором углового движения объекта наблюдения, имитатор радиосигналов, содержащий генератор сигналов, высокочастотный выход которого через управляемый аттенюатор соединен с сигнальным входом имитатора углового движения объекта наблюдения, и блок сопряжения, выходы которого подключены ко второму управляющему входу генератора сигналов и управляющему входу управляемого аттенюатора соответственно, а также первый и второй имитаторы упругости, датчики угловых скоростей, измерители линейных ускорений, устройство выработки сигналов управления, имитатор пункта управления, оснащенный пультом управления и таймером, и рулевые механизмы, входы которых по сигналам управления рулями высоты, рулями направления и элеронами подключены через переключатель к соответствующим выходам устройства выработки сигналов управления, выходы рулевых механизмов по сигналам закладки рулей направления и элеронов подключены к соответствующим входам устройства моделирования бокового движения летательного аппарата, а выход по сигналу закладки руля высоты - к первому входу устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, выход устройства моделирования кинематических связей по сигналу углового отклонения объекта наблюдения подключен к управляющему входу имитатора углового движения объекта наблюдения, входы по сигналам скорости полета, угла наклона траектории и высоте полета в нормальной земной системе координат подключены к соответствующим выходам устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, вход по сигналу бокового отклонения в нормальной земной системе координат - к соответствующему выходу устройства моделирования бокового движения летательного аппарата, входы которого по сигналам углов атаки, тангажа, скорости изменения угла тангажа, скорости полета и высоты полета в нормальной земной системе координат подключены к соответствующим выходам устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, выходы по сигналам скоростей изменения углов курса, крена и тангажа через последовательно соединенные первый имитатор упругости и датчики угловых скоростей подключены к соответствующим входам устройства выработки сигналов управления, выход по сигналу управления первыми приводами динамических стендов - к соответствующим входам первого и второго динамических стендов, а выход по сигналу управления вторым приводом первого динамического стенда - к соответствующему входу первого динамического стенда, выходы измерителей углов подключены к соответствующим входам сигналов углов курса, крена и тангажа устройства выработки сигналов управления, а управляющий вход измерителей углов, объединенный с управляющим входом датчиков угловых скоростей, подключен к первому выходу таймера, вход запуска которого подключен к соответствующему выходу пульта управления, выходы которого по сигналам начальной установки имитатора летательного аппарата подключены к соответствующим входам устройства моделирования кинематических связей, а выходы по сигналам программных параметров движения летательного аппарата - к соответствующим входам устройства выработки сигналов управления, входы которого по сигналам углов визирования объекта наблюдения подключены к соответствующим выходам радиолокационного визира, входы по сигналам линейных ускорений в нормальной земной системе координат через измерители линейных ускорений подключены к выходам второго имитатора упругости, входы которого по сигналу линейного ускорения в боковой плоскости и сигналу линейного ускорения по высоте подключены к соответствующим выходам устройств моделирования бокового и продольного движения летательного аппарата, сигнальный вход преобразователя подключен к выходу сигнала высоты полета в нормальной земной системе координат устройства моделирования продольного движения летательного аппарата, выход устройства моделирования радиовысотомера подключен ко входу сигнала высоты полета устройства выработки сигналов управления, управляющий вход которого, объединенный с управляющими входами имитатора радиовысотомера, имитатора летательного аппарата, имитатора радиосигналов и радиолокационного визира, подключен ко второму выходу таймера, выход сигнала переключения режима пульта управления подключен к соответствующим входам переключателя, устройства моделирования бокового движения летательного аппарата и устройства моделирования кинематических связей, выход сигнала дальности которого подключен ко входу блока сопряжения, а синхронизирующий выход генератора сигналов подключен ко второму входу радиолокационного визира.

В предлагаемой системе упрощаются кинематические схемы имитаторов движения ЛА и относительного углового движения объекта наблюдения, исключаются ошибки имитаторов внешней среды, что позволяет достичь высокой точности воспроизведения процессов функционирования СУ ЛА и соответственно высокой достоверности результатов испытаний в лабораторных условиях.

Благодаря введению в предлагаемую систему имитатора ЛА и имитаторов упругости в каналах угловых скоростей и линейных ускорений, а также радиовысотомера реальная аппаратура ЛА функционирует в условиях максимального подобия условиям эксплуатации. При этом минимизируются собственные погрешности механических имитаторов, повышается достоверность прогнозирования.

Сущность предлагаемого решения поясняется дальнейшим описанием и чертежами, на которых представлены:

фиг. 1 - структурная схема системы;

фиг. 2 - структурная схема устройства моделирования кинематических связей ЛА;

фиг. 3 - структурная схема устройства моделирования бокового движения ЛА;

фиг. 4 - структурная схема устройства моделирования продольного движения ЛА;

фиг. 5 - структурная схема пульта управления;

фиг. 6 - структурная схема устройства выработки сигналов управления.

На фиг. 1 обозначены:

1 - имитатор радиосигналов;

2 - генератор сигналов;

3 - аттенюатор;

4 - блок сопряжения;

5 - имитатор летательного аппарата;

6 - устройство моделирования кинематических связей;

7 - устройство моделирования бокового движения ЛА;

8 - устройство моделирования продольного движения ЛА;

9 - имитатор пункта управления;

10 - таймер;

11 - пульт управления;

12 - имитатор углового движения объекта наблюдения;

13 - первый имитатор упругости;

14 - первый динамический стенд;

15 - второй имитатор упругости;

16 - имитатор радиовысотомера;

17 - преобразователь;

18 - устройство моделирования радиовысотомера;

19 - имитатор подстилающей поверхности;

20 - рулевые механизмы;

21 - радиолокационный визир;

22 - второй динамический стенд;

23 - датчики угловых скоростей;

24 - измерители углов;

25 - измерители линейных ускорений;

26 - переключатель;

27 - устройство выработки сигналов управления.

Имитатор 1 радиосигналов предназначен для выработки сигнала, имитирующего движение объекта наблюдения в пространстве по дальности. Имитатор 1 радиосигналов содержит генератор 2 сигналов, высокочастотный выход которого через управляемый аттенюатор 3 соединен с выходом имитатора 1 радиосигналов, а второй управляющий вход соединен с первым выходом блока 2 сопряжения, второй выход которого соединен с управляющим входом управляемого аттенюатора 3. Техническая реализация генератора 1 сигналов широко известна в технической литературе, например в [4, рис. VIII.8, с. 186]. Синхронизирующий выход генератора 2 сигналов подключен к соответствующему входу радиолокационного визира (РЛВ) 21 для синхронизации работы имитатора 1 радиосигналов и РЛВ 21. Первые (управляющие) входы РЛВ 21 и генератора 2 сигналов объединены и подключены ко второму выходу таймера 10. Вход блока 4 сопряжения подключен к первому выходу (сигнала дальности D) устройства 6 моделирования кинематических связей имитатора 5 ЛА, второй выход которого (выход сигнала углового отклонения объекта наблюдения - _ц(_ц)) подключен к управляющему входу имитатора 12 углового движения объекта наблюдения. Входы с первого по третий устройства 6 по сигналам скорости полета - V, угла наклона траектории - , высоте полета в нормальной земной системе координат - y_g подключены к четвертому, пятому и шестому выходам устройства 8 моделирования продольного движения ЛА, а четвертый вход по сигналу бокового отклонения в нормальной земной системе координат - z_g подключен к седьмому выходу устройства 7 моделирования бокового движения ЛА. Входы устройства 7 по сигналам угла атаки - , скорости изменения угла тангажа - _z и угла тангажа - (1-й, 2-й и 3-й входы) подключены соответственно к выходам с первого по третий устройства 8, а входы по сигналам V и y_g - к четвертому и шестому выходам устройства 8, соответственно. Выходы устройства 7 по сигналам скоростей изменения углов курса - _y, крена - _x, тангажа - _z (1-й, 2-й, 3-й выходы) через последовательно соединенные первый имитатор 13 упругости и датчики 23 угловых скоростей подключены к соответствующим входам с четвертого по шестой устройства 27 выработки сигналов управления. Четвертый выход устройства 7 моделирования бокового движения ЛА подключен к управляющему входу привода второго динамического стенда 22 и управляющему входу первого привода первого динамического стенда 14, управляющий вход второго привода которого подключен к пятому выходу устройства 7. Выходы измерителей углов курса - . крена - , и тангажа - , установленных на поворотной платформе стенда 14, подключены соответственно ко входам с первого по третий устройства 27 выработки сигналов управления, а управляющий вход измерителя 24 углов и управляющий вход датчиков 23 угловых ускорений подключены к первому выходу таймера 10, вход запуска которого подключен ко второму выходу пульта 11 управления, входящего с таймером 10 в состав имитатора 9 пункта управления. Выходы с третьего по восьмой пульта 11 (выходы сигналов начальной установки имитатора 5 ЛА) подключены к соответствующим входам с пятого по десятый устройства 6 моделирования кинематических связей, а выходы с девятого по четырнадцатый (выходы сигналов программных параметров движения ЛА) - к соответствующим входам с тринадцатого по восемнадцатый устройства 27 выработки сигналов управления. Входы сигналов _a,_a углов визирования объекта наблюдения (7-й и 8-й входы) устройства 27 подключены к выходам радиолокационного визира 21, установленного на поворотной платформе второго динамического стенда 22. 9-й и 10-й входы устройства 27 по сигналам линейных ускорений a"_y, a"_z в нормальной земной системе координат через измерители 25 ускорений соединены с выходами второго имитатора 15 упругости, первый вход которого подключен к выходу сигнала линейного ускорения в боковой плоскости - a_z устройства 7 (6-й выход), а второй вход подключен к выходу сигнала линейного ускорения по высоте - a_y устройства 8 (7-й выход), шестой выход которого (по сигналу y_g) подключен также к первому входу преобразователя 17 имитатора 16 радиовысотомера. Имитатор 16 радиовысотомера содержит устройство 18 моделирования радиовысотомера и имитатор 19 подстилающей поверхности, который через второй вход преобразователя 17 связан с информационным входом устройства 18, выход которого, являющийся выходом сигнала высоты полета - H, подключен к 11-му входу устройства 27. Выходы сигналов управления рулями высоты _в, направления _н и элеронами _э устройства 27 выработки сигналов управления через переключатель 26 подключены к соответствующим входам рулевых механизмов 20, выходы сигналов закладки рулей направления - _н и элеронов _э которых подключены к 7-му и 8-му входам устройства 7 моделирования бокового движения ЛА, а выход сигнала закладки руля высоты _в - к с первому входу устройства 8 моделирования продольного движения ЛА. Управляющие входы имитатора 19 подстилающей поверхности и устройства 18 моделирования радиовысотомера, являющиеся управляющим входом имитатора 16, управляющий (12-й) вход устройства 27 выработки сигналов управления, второй вход устройства 8, шестой вход устройства 7 и одиннадцатый вход устройства 6, образующие управляющий вход имитатора 5 ЛА, а также управляющие входы имитатора 1 радиосигналов и радиолокационного визира подключены ко второму выходу таймера 10. Входы сигналов переключения режима имитатора 5 ЛА (12-й вход устройства 6 и 9-й вход устройства 7), а также переключателя 26 (4-й вход) подключены к первому выходу пульта 11 управления.

Имитатор 5 летательного аппарата предназначен для выработки информации о моделируемом положении ЛА в пространстве, его углах атаки и скольжения, угловых и линейных скоростях, параметрах относительного движения наблюдаемого объекта. Имитатор 5 летательного аппарата содержит устройство 6 моделирования кинематических связей, устройство 7 моделирования бокового движения ЛА и устройство 8 моделирования продольного движения ЛА. Имитатор 5 летательного аппарата представляет собой серийно выпускаемую вычислительную систему (например, PC/AT Р-200), на которой в реальном масштабе времени интегрируются системы дифференциальных уравнений, описывающих движение ЛА в пространстве относительно объекта наблюдения [1, с. 403-404, 473-474].

Алгоритм работы устройства 6 моделирования кинематических связей описывается следующей системой уравнений:

для задачи "бокового движения"





для задачи "продольного движения"





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

Структурная схема устройства 6 моделирования кинематических связей, реализующего указанный алгоритм, представлена на фиг. 2, где обозначено:

28 - таймер;

29, 30 - функциональные блоки;

31 - умножитель;

32 - функциональный блок;

33 - умножитель;

34 - функциональный блок;

35, 36 - умножители;

37 - сумматор;

38 - делитель;

39 - сумматор;

40 - делитель;

41 - интегратор;

42 - блок памяти;

43 - интегратор;

44 - функциональный блок;

45 - функциональный блок;

46, 47 - переключатели.

Выходы таймера 28 подключены к первым входам всех вычислительных блоков устройства 6 моделирования кинематических связей, а именно: первый выход - ко входам функциональных блоков 29, 30, 32, 34, второй - ко входам умножителей 31 и 33, третий - ко входу умножителя 36 и сумматора 37, четвертый - ко входу умножителя 35, пятый - ко входам сумматора 39 и интегратора 41, шестой - ко входам делителей 40 и 38, а седьмой - ко входам функциональных блоков 44 и 45. Вход таймера является одиннадцатым входом устройства 6 моделирования кинематических связей, пятый вход которого подключен ко второму входу блока 42 памяти, выход которого является первым выходом устройства 6. Третий вход блока 42 памяти подключен к выходу переключателя 46, третий вход которого подключен к третьему входу переключателя 47 и двенадцатому входу устройства 6. Второй вход переключателя 46 подключен к выходу интегратора 41 и третьему входу делителя 38, первый вход - к выходу интегратора 43 и второму входу делителя 40, выход которого через функциональный блок 44 подключен ко второму входу переключателя 47. Выход переключателя 47 является вторым входом устройства 6, а первый вход через последовательно соединенные функциональный блок 45 и делитель 38 подключен к третьему входу устройства 6. Десятый вход устройства 6 подключен к третьему входу сумматора 37, выход которого подключен ко второму входу интегратора 41, а второй вход - к выходу умножителя 33. Третий вход умножителя 33 через функциональный блок 34 подключен к девятому входу устройства 6, второй вход - к первому входу устройства 6 и второму входу умножителя 35. Выход умножителя 35 через сумматор 39 подключен ко второму входу интегратора 43, третий вход - к выходу умножителя 36, второй вход которого через функциональный блок 29 подключен ко второму входу устройства 6, а третий вход через функциональный блок 30 подключен к шестому входу устройства 6. Седьмой вход устройства 6 моделирования кинематических связей через умножитель 31 подключен к третьему входу сумматора 39, восьмой вход через функциональный блок 32 подключен к третьему входу умножителя 31, а четвертый вход - к третьему входу делителя 40.

Алгоритм работы устройства 7 моделирования бокового движения летательного аппарата описывается следующей системой уравнений:













_J= J_xJ_y-J²_xy, 2.7







= -, 2.11



где l - характерный размер; ,, - углы курса, крена и тангажа ЛА;

m_x^y и m_y^x, C_za, m_x, m_y - аэродинамические характеристики ЛА; _y,_x и _z - угловые скорости ЛА; J_xJ_y, J_xy - главные и центробежный моменты; ,_w - угол скольжения и составляющая угла скольжения от боковых порывов ветра; a_z - ускорение; - угол атаки; _н,_в и _э - угол закладки рулей направления, высоты и элеронов; a (y_g, T (y_g)) и (y_g, T (y_g)) - скорость звука и плотность воздуха, зависящие от распределения температуры воздуха по высоте и давления в точке местонахождения ЛА; S - характерная площадь; b_А - средняя аэродинамическая хорда; g - ускорение свободного падения; m - масса ЛА; P(y_g,V) и m_cek(y_g,V) - высотно-скоростная и дроссельная характеристики маршевого двигателя;



= (y_g,T(y_g)),



На фиг. 3, представляющей структурную схему устройства 7, приняты следующие обозначения:

48 - таймер;

49, 50, 51, 52, 53 - функциональные блоки;

54 - умножитель;

55, 56, 57, 58, 59 - функциональные блоки;

60 - умножитель;

61 - сумматор;

62 - функциональный блок;

63 - сумматор;

64, 65, 67 - функциональные блоки;

68,69 - интеграторы;

70, 71, 72 - сумматоры;

73, 74, 75 - умножители;

76 - функциональный блок;

77, 78 - сумматоры;

79, 80 - умножители;

81, 82 - интеграторы;

83 - переключатель.

Выходы таймера 48 подключены к первым входам всех вычислительных блоков устройства 7, как показано на фиг. 3, а вход таймера 48 является шестым входом устройства 7. Пятый вход устройства 7 моделирования бокового движения ЛА подключен ко второму входу функционального блока 57, третий вход которого подключен ко второму входу умножителей 54, 79 и 80, второму входу функционального блока 50, третьему входу функционального блока 65 и четвертому входу устройства 7. Выход блока 57 подключен к четвертому входу функционального блока 56, второй вход которого подключен к выходу функционального блока 51, третий вход, объединенный с третьим входом функционального блока 49 и шестым входом функционального блока 65, подключен к выходу функционального блока 76, а выход подключен к четвертому входу функционального блока 55. Второй и третий входы функционального блока 55 подключены к выходам функциональных блоков 49 и 50 соответственно, а выход - к шестому выходу устройства 7 и третьему входу умножителя 54. Выход умножителя 54 подключен ко второму входу сумматора 61, выход которого подключен через интегратор 66 ко второму входу функционального блока 76, третий и четвертый входы - к выходам функциональных блоков 62 и 67 соответственно, вторые входы которых объединены и подключены ко входу функционального блока 51, вторым входам функциональных блоков 58 и 59, четвертому входу функционального блока 65 и первому входу устройства 7 моделирования бокового движения ЛА. Седьмой вход устройства 7 подключен ко второму входу функционального блока 49 и третьим входам функциональных блоков 58 и 59, четвертые входы которых объединены и подключены к восьмому входу устройства 7. Первый выход устройства 7 подключен к выходу интегратора 68, третьим входам функционального блока 62 и сумматора 71, четвертому входу сумматора 70 и второму входу сумматора 72, выход которого через интегратор 81 подключен к пятому выходу устройства 7 моделирования бокового движения ЛА, пятому входу функционального блока 65 и второму входу функционального блока 64. Третий вход сумматора 72 подключен к выходу сумматора 63, третий вход которого подключен к выходу функционального блока 64 и третьему входу умножителя 73, а второй вход - к выходу умножителя 60, третий вход которого объединен со вторым входом умножителя 73, третьим входом функционального блока 67, вторыми входами сумматоров 70 и 71 и подключен к выходу интегратора 69, который служит вторым выходом устройства 7. Третий выход устройства 7 подключен к его второму входу, а третий вход через последовательно соединенные функциональный блок 52, умножитель 60 и сумматор 63 подключен к третьему входу сумматора 72, а также непосредственно к первому входу переключателя 83, второму входу функционального блока 65 и второму входу функционального блока 53, выход которого подключен к второму входу умножителя 74. Третий вход умножителя 74 подключен к выходу умножителя 73, а выход - ко второму входу интегратора 82, выход которого подключен ко второму входу переключателя 83 и седьмому входу функционального блока 65, выход которого через интегратор 75 подключен к седьмому выходу устройства 7. Девятый вход устройства 7 через переключатель 83 подключен к четвертому выходу устройства 7. Второй вход интегратора 69 подключен к выходу сумматора 78, второй вход которого через последовательно соединенные умножитель 79 и сумматор 70 подключен к выходу функционального блока 58, а также подключен и к третьему входу сумматора 77, выход которого подключен к второму входу интегратора 68. Второй вход сумматора 77 соединен с третьим входом сумматора 78 и через последовательно соединенные умножитель 80 и сумматор 71 подключен к выходу функционального блока 59.

Алгоритм работы устройства 8 моделирования продольного движения летательного аппарата может быть описан следующей системой уравнений:











C_xa = C_xa(M, C_ya), 3.6

C_ya= C_ya(M,,_в), 3.7





H = y_g -y_м, 3.10

= -+_w, 3.11

где _w - составляющая угла атаки от вертикальных порывов ветра; a_x и a_y - ускорения; C_xa, C_ya, m_z - аэродинамические характеристики ЛА; g - ускорение свободного падения; J_z - момент инерции ЛА; H - высота измеряемая радиовысотомером; y_м - текущая высота подстилающей поверхности под ЛА.

На фиг. 4 структурной схемы устройства 8 моделирования продольного движения ЛА приняты следующие обозначения:

84 - таймер;

85, 86 - функциональные блоки;

87 - умножитель;

88, 89 - интеграторы;

90 - функциональный блок;

91 - умножитель;

92 - квадратор;

93 - умножитель;

94 - интегратор;

95 - умножитель;

96 - функциональный блок;

97 - умножитель;

98 - интегратор;

99, 100 - функциональные блоки;

101 - сумматор;

102 - умножитель;

103 - функциональный блок;

104 - сумматор;

105 - функциональный блок;

106 - сумматор;

107 - умножитель;

108 - функциональный блок;

109 - интегратор;

110 - сумматор;

111 - функциональный блок.

Согласно фиг. 4 вход таймера 84 является вторым входом устройства 8, а его выходы являются первыми входами всех вычислительных блоков устройства 8. Первый вход устройства 8 подключен ко вторым входам функциональных блоков 85, 86. Выход функционального блока 85 через последовательно соединенные функциональный блок 90, умножитель 95 и сумматор 106 подключен к третьему входу сумматора 104, а через последовательно соединенные умножитель 91 и сумматор 101 подключен также к седьмому выходу устройства 8 моделирования продольного движения ЛА, который также соединен с третьим входом функционального блока 99. Третий вход сумматора 101 подключен к выходу умножителя 102. Второй вход умножителя 102 через умножитель 107 соединен с третьим входом сумматора 106, а третий вход подключен к выходу функционального блока 103, второй вход которого соединен с третьим входом функционального блока 86, выходом функционального блока 111 и через функциональный блок 108 - с третьим входом умножителя 107. Второй вход умножителя 107 через функциональный блок 96 соединен со вторыми входами квадратора 92, умножителей 93 и 97 и выходом интегратора 98, который служит четвертым выходом устройства 8 моделирования продольного движения ЛА. Шестой выход устройства 8 соединен с третьим входом функционального блока 96 и через интегратор 109 - с выходом умножителя 97, третий вход которого соединен с вторым входом функционального блока 99 и выходом функционального блока 100, второй вход которого подключен ко второму входу сумматора 110, и выходу интегратора 94, который служит пятым выходом устройства 8. Выход сумматора 110 через второй вход функционального блока 111 подключен также к первому выходу устройства 8. Выход интегратора 94 через последовательно соединенные функциональный блок 105 и сумматор 104 подключен также ко второму входу интегратора 98, выход которого через умножитель 93 соединен со вторым входом интегратора 94. Третий выход устройства 8 соединен с третьим входом сумматора 110 и выходом интегратора 89, второй вход которого соединен с выходом интегратора 88, который служит вторым выходом устройства 8. Второй вход интегратора 88 подключен к выходу умножителя 87, третий вход которого соединен с третьими входами умножителей 91 и 95 и выходом квадратора 92. Второй вход умножителя 87 через функциональный блок 86 соединен с первым входом устройства 8 моделирования продольного движения ЛА.

Пульт 11 управления, входящий в состав имитатора 9 пункта управления (см. фиг. 5), содержит кнопку 112 "Пуск", переключатель 113 "Режим", потенциометр 114 "Начальные условия" и задатчик 115 параметров, соединенные с источником питания. Выходы переключателя 113 и кнопки 112 являются первым и вторым выходами пульта 11 управления соответственно, а выход потенциометра 114 подключен к входу задатчика 115 параметров, выходы которого являются выходами пульта 11 управления. Задатчик 115 параметров представляет собой устройство, входным блоком которого является аналого-цифровой преобразователь, выход которого соединен со схемами памяти. В каждой схеме памяти записаны значения начальных или программных величин.

Имитатор 12 углового движения объекта наблюдения предназначен для воспроизведения углового перемещения объекта наблюдения и отраженного от него сигнала. Конструктивно имитатор 12 углового движения объекта наблюдения представляет собой каретку с антенным излучателем, соединенным с выходом имитатора 1 радиосигналов. Каретка движется по направляющей с помощью электромеханической следящей системы. Направляющая расположена на расстоянии, где обеспечивается плоский фронт волны в раскрыве антенны радиолокационного визира 21. В качестве антенного устройства используется рупорный излучатель.

Первый 13 и второй 15 имитаторы упругости предназначены для имитации изгибных колебаний корпуса ЛА. Они реализуют хорошо известные передаточные функции [1, 3], описывающие динамику ЛА с учетом упругих колебаний корпуса.

Динамические стенды 14 и 22 служат для имитации угловых движений ЛА по курсу, крену или тангажу. Поворот платформы стенда, где устанавливается реальная аппаратура исследуемой СУ ЛА, осуществляется стандартными следящими приводами. Динамический стенд 14 обеспечивает поворот платформы вокруг двух осей, а динамический стенд 22 - вокруг одной оси.

Имитатор 16 радиовысотомера представляет собой устройство, построенное на принципе измерения временного интервала, пропорционального высоте полета ЛА, без использования высокочастотных сигналов. Имитатор 16 РВ содержит последовательно соединенные преобразователь 17 и устройство 18 моделирования радиовысотомера, выход которого является выходом имитатора 16, а второй вход, соединенный со входом имитатора 19 подстилающей поверхности, является управляющим входом имитатора 16. Преобразователь 17 предназначен для формирования на его выходе импульса, ширина которого пропорциональна разности сигналов на его входах. Сигнал, поступающий на первый вход преобразователя 17, пропорционален сигналу y_g, вырабатываемому устройством 8 моделирования продольного движения ЛА, а сигнал y_м, поступающий на его второй вход, вырабатывается генератором случайных сигналов, который имитирует подстилающую поверхность. Таким образом, на выходе преобразователя 17 формируется сигнал высоты полета ЛА над подстилающей поверхностью (например, морем)

H=y_g-y_м. 4

В качестве преобразователя 17 может быть использован стандартный преобразователь код - "временной интервал", а имитатора 19 подстилающей поверхности - генератор случайных сигналов. Устройство 18 моделирования РВ является блоком измерения штатного высотомера (без высокочастотных блоков), входящего в состав исследуемой системы управления ЛА. Принцип его работы основан на измерении ширины импульса, поступающего на его вход, и преобразовании его в сигнал управления для устройства 27 выработки сигналов управления.

Радиолокационный визир 21 представляет собой приемопередающее устройство и входит в состав исследуемой СУ ЛА. Он содержит передатчик, подключенный выходом к входу антенны, кинематически связанной с приводом антенны, выход которой через последовательно соединенные приемник, устройство обработки сигналов подключен к устройству сопряжения [5, 6]. В устройстве обработки сигналов вычисляются углы визирования объекта наблюдения относительно строительной оси ЛА: _A - измеренный угол места, _A - измеренный угол азимута.

Датчики 23 угловых скоростей, измерители 24 углов и измерители 25 ускорений являются приборами исследуемой СУ ЛА. В качестве указанных устройств могут использоваться устройства, описанные, например, в [3].

В качестве переключателя 26 используется обычное реле, у которого четвертый вход является управляющим, первые и вторые входы соединены с нормально разомкнутыми контактами, а третий вход через нормально замкнутый контакт - с третьим выходом. Рулевые механизмы 20 являются реальными приводами исследуемого ЛА, приводящими в движение рули высоты, направления и элероны. Рулевые механизмы 20 представляют собой три идентичных стандартных авиационных электрогидравлических привода [7] . Каждый привод содержит усилитель мощности, выход которого соединен с входом электрогидропривода, например РА-46, шток его выходного гидроцилиндра соединен с потенциометрическим датчиком положения, сигнал с которого замыкает обратную связь привода, а также является выходным сигналом блока 20 рулевых механизмов, имитируя закладку рулей ЛА.

Устройство 27 выработки сигналов управления предназначено для формирования сигналов управления рулевыми 20 механизмами и является прибором исследуемой СУ ЛА. Устройство 27 выработки сигналов управления содержит три канала управления рулями высоты, направления и элеронами соответственно. Алгоритмы формирования законов управления для большинства беспилотных ЛА широко известны и имеют вид [3, с. 78, рис. 4.4]:







a"_z = n_zg, 5.4

a"_y = n_yg, 5.5

h = H - H_пр(t), 5.6

где K,K,T_z,K_h,T_h,K_sh,K_ny,K,K,T,K,K,T - передаточные коэффициенты; n_y, n_z - перегрузки; _пр,H_пр(t),₁ и ₁ - программные значения соответствующих параметров, определяющие закон движения ЛА; знаком (") - помечены сигналы, поступающие с реальной аппаратуры СУ.

где K_s,K_y,K_z - передаточные коэффициенты; _A0,₀ - суть _A и в момент начала наведения в "продольной задаче" на объект наблюдения; _пр и _уст - установочные значения параметров.

где K_s,K_y,K_y - передаточные коэффициенты; _A0 - малая константа (например, _A0= 0,5), ₀ - угол курса в момент "упреждения".

Структурная схема устройства 27 выработки сигналов управления представлена на фиг. 6, где обозначены:

116 - таймер;

117 - масштабный блок;

118 - сумматор;

119, 120 - функциональные блоки;

121 - сумматор;

122 - дифференциатор;

123, 124 - сумматоры;

125 - блок памяти;

126 - дифференциатор;

127 - интегратор;

128 - сумматор;

129 - функциональный блок;

130 - сумматор;

131 - дифференциатор;

132 - масштабный блок;

133 - сумматор;

134 - дифференциатор;

135 - сумматор;

136 - масштабный блок;

137, 138 - сумматоры.

Выходы таймера 116 подключены к первым входам всех блоков устройства 27 выработки сигналов управления, а вход - к двенадцатому входу устройства 27 выработки сигналов управления. Девятый вход устройства 27 через масштабный блок 117 подключен к второму входу сумматора 135, выход которого является третьим выходом устройства 27 выработки сигналов управления, а третий вход подключен к выходу сумматора 118, третий вход которого через функциональный блок 120 подключен к выходу функционального блока 119, а второй вход - к шестому входу функционального блока 119 и первому входу устройства 27 выработки сигналов управления. Седьмой, восемнадцатый, четырнадцатый, тринадцатый и четвертый входы устройства 27 подключены соответственно ко входам со второго по пятый и седьмому входу функционального блока 119, а пятнадцатый вход через масштабный блок 136 подключен к седьмому входу сумматора 135. Четвертый вход сумматора 135 подключен к выходу сумматора 121, третий вход которого подключен через дифференциатор 122 ко второму входу сумматора 121 и четвертому входу устройства 27 выработки сигналов управления. Одиннадцатый вход устройства 27 подключен через второй вход сумматора 123 ко второму входу сумматора 124, а через дифференциатор 126 - к третьему входу сумматора 124, выход которого подключен к пятому входу сумматора 135, шестой вход которого через интегратор 127 подключен к выходу сумматора 123. Третий вход сумматора 123 через блок 125 памяти подключен к шестнадцатому входу устройства 27 выработки сигналов управления, второй вход которого подключен ко второму входу сумматора 128 и второму входу (функционального блока 129. Выход функционального блока 129 подключен через сумматор 128 ко второму входу сумматора 137, третий вход которого подключен к выходу сумматора 130, второй вход которого соединен с шестым входом функционального блока 129 и подключен к пятому входу устройства 27 выработки сигналов управления, который через дифференциатор 131 подключен также к третьему входу сумматора 130. Входы с третьего по пятый функционального блока 129 подключены к восьмому, семнадцатому и восемнадцатому входам устройства 27 соответственно. Десятый вход устройства 27 через масштабный блок 132 подключен к четвертому входу сумматора 137, выход которого подключен к второму входу устройства 27. Третий вход устройства 27 через сумматор 138 подключен к его первому выходу, шестой вход подключен ко второму входу сумматора 133, а через дифференциатор 134 - к третьему входу сумматора 133, выход которого подключен к второму входу сумматора 138.

Предлагаемая система работает следующим образом.

Вначале в соответствии с программой проведения испытаний осуществляется настройка устройства.

Реальная аппаратура исследуемой СУ ЛА устанавливается на динамические стенды 22 и 14 и ориентируется таким образом, чтобы при решении "продольной" задачи первый и второй динамические стенды 14 и 22 обеспечивали поворот РЛВ 21 и измерителей 24 углов только по углу тангажа , а при решении "боковой" задачи динамический стенд 22 должен обеспечивать поворот РЛВ 21 по углу курса , а динамический стенд 14 - поворот измерителей углов 24 - по углам курса и крена .

Переключатель 113 "Режим" пульта 11 управления устанавливается в положение 1, что соответствует исследованию "продольной" задачи, или в положение 2, что соответствует исследованию "боковой" задачи. При этом срабатывает переключатель 26, настраивая структуру устройства к решению соответствующей задачи. При исследовании "продольной" задачи на входы имитатора 5 ЛА подаются нулевые сигналы по каналам рулем направления и элеронам _н и _э и происходит "замораживание" движения ЛА в боковой плоскости, а при исследовании "боковой" задачи нулевой сигнал подается по каналу руля высоты _в и происходит "замораживание" движения ЛА в вертикальной плоскости. В устройстве 6 моделирования кинематических связей срабатывают переключатели 46 и 47. При этом к первому выходу (управления имитатором 1 радиосигналов по сигналу дальности D) и второму выходу (управления имитатором 12 относительного углового движения объекта наблюдения) устройства 6 подключается соответствующая задача (боковая или продольная). В устройстве 7 моделирования бокового движения срабатывает переключатель 83 и при решении задачи в вертикальной плоскости по каналам управления стендами 14 и 22 с четвертого выхода устройства 7 подается сигнал тангажа , а при решении "боковой" задачи по каналам управления первым динамическим стендом 14 и первым приводом второго динамического стенда 22 подаются сигналы курса и крена , а с пятого выхода устройства 7 подается на второй привод динамического стенда 22 управляющий сигнал курса .

Выбирается тип решаемой задачи, для чего движок потенциометра 114 пульта 11 управления устанавливается в положение, соответствующее выбранной задаче. При этом с выходов ячеек памяти задатчика 115 параметров в устройство 27 выработки сигналов управления поступают сигналы, соответствующие программным параметрам траектории движения ЛА в алгоритмах (5), а в имитатор 5 ЛА - сигналы начальной установки дальности D₀ до объекта наблюдения и параметров относительного движения объекта наблюдения и ЛА в алгоритмах (1), что имитируется начальной взаимной установкой имитатора 12 углового движения объекта наблюдения и второго динамического стенда 22.

При нажатии кнопки 112 "Пуск" пульта 11 управления осуществляется запуск устройства. Вначале по сигналу с первого выхода таймера 10 поступает сигнал на разгон гироскопических приборов - датчиков 23 угловых скоростей и измерителей 24 углов (при этом вся аппаратура исследуемой СУ ЛА начинает функционировать в реальном режиме), после этого по сигналу со второго выхода таймера 10 в исходное (начальное) состояние устанавливаются имитатор 5 ЛА, имитатор 16 радиовысотомера, имитатор 12 углового движения объекта наблюдения, первый и второй динамические стенды 14 и 22, имитатор 1 радиосигналов и устройство 27 выработки сигналов управления и начинается процесс имитации полета ЛА и его сближения с объектом наблюдения в исследуемой плоскости.

В имитаторе 5 ЛА по исходным данным вырабатываются сигналы о положении ЛА в пространстве, его относительной скорости движения, а также о положении объекта наблюдения в пространстве в соответствии с алгоритмами (1) - (3). В соответствии с получаемым сигналом дальности между ЛА и объектом наблюдения имитатором 1 обеспечивается выработка радиосигнала, эквивалентного отраженному от объекта радиосигналу, который подается на вход имитатора углового движения объектов наблюдения.

По сигналу углового отклонения объекта наблюдения, поступающему из устройства 6 имитатора 5 ЛА, перемещается каретка с излучающим рупором антенны имитатора 12 углового движения объекта наблюдения. Этот сигнал поступает на антенну в носовой части РЛВ 21, расположенного на втором динамическом стенде 22, поворот платформы которого имитирует угловое движение корпуса ЛА, и осуществляется по сигналам управления, поступающим из устройства 7 моделирования бокового движения ЛА. Эти же сигналы поступают и на динамический стенд 14, имитируя угловое движение ЛА в вертикальной или боковой плоскости, которое воспринимается гироскопическими измерителями 24 углов. Сигналы, пропорциональные угловым скоростям и линейным ускорениям корпуса ЛА, поступают из устройств 7 и 8 моделирования бокового и продольного движения ЛА через имитаторы упругости 13 и 15 на датчики 23 и измерители 25. Сигнал, пропорциональный текущей высоте полета ЛА, поступает из устройства 8 моделирования продольного движения на вход имитатора 16 радиовысотомера, в котором вначале он суммируется с сигналом, имитирующим подстилающую поверхность. Затем в преобразователе 17 формируется импульс, ширина которого пропорциональна текущей высоте полета ЛА над подстилающей поверхностью. Этот сигнал поступает в низкочастотные блоки устройства 18 реального радиовысотомера исследуемой СУ и далее в устройство 27 выработки сигналов управления, куда также поступают сигналы со всех информационных датчиков системы управления: радиолокационного визира 21, датчиков 23 угловых скоростей, акселерометров 25 и измерителей 24 углов. В устройстве 27 выработки сигналов управления в соответствии с алгоритмами (5) вырабатываются управляющие сигналы силовыми приводами рулевых механизмов. Происходит отклонение исполнительного элемента (штока гидроцилиндра) и соответственно датчика, соединенного с ним. Сигнал, снимаемый с этого датчика, пропорционален углу закладки соответствующего руля и поступает на вход устройств 7 и 8 моделирования бокового или продольного движения ЛА, замыкая контур управления исследуемой СУ. Через время, соответствующее встрече ЛА и объекта наблюдения, по сигналу со второго выхода таймера 10 система останавливается, и испытателями фиксируется величина промаха, а также другие параметры, зависящие от программы испытаний, по которым делаются выводы о качестве системы, ее работоспособности и прогнозы на результаты натурных испытаний.

Предлагаемая комплексная испытательная система для прогнозирования результатов натурных испытаний сочетает основные достоинства натурных испытаний и математического моделирования и одновременно избавлена от присущих им недостатков. Основными достоинствами предлагаемой системы являются:

достоверность реакций реальной аппаратуры ЛА;

меньшая трудоемкость и стоимость по сравнению с натурными испытаниями;

возможность многократного (в сотни раз) увеличения объема испытаний реальной аппаратуры ЛА по сравнению с натурными экспериментами и получения объемов данных, достаточных для статистической обработки;

независимость от внешних условий (например, природных), управляемость и возможность обеспечения однородных условий проведения экспериментов, необходимых для корректного статистического моделирования;

возможность моделирования ситуаций, недоступных для натурных экспериментов.

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

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Лебедев А. А. , Чернобровкин А.С. Динамика полета. - М.: Оборонгиз, 1962, с. 403 и 404, 473 и 474.

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

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

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

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

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

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