Результат интеллектуальной деятельности: Способ определения коэффициента затухания сигналов в канале радиосвязи с гиперзвуковым летательным аппаратом и установка для его реализации

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для исследования функционирования систем радиосвязи с гиперзвуковым летательным аппаратом (ГЗЛА) с воспроизведением на ракетном рельсовом треке аэротермодинамических нагрузок близких к натурным при полете на гиперзвуковых скоростях.

Затухание сигналов (электромагнитных волн) в канале радиосвязи с ГЗЛА состоит из затуханий вследствие распространения в свободном пространстве и влияния аэротермодинамических нагрузок на обтекатели антенн.

Затухание сигналов включает в себя:

- уменьшение мощности сигналов вследствие прохождения через плазменную оболочку, образующуюся у раскрыва антенны ГЗЛА;

- уменьшение мощности сигналов вследствие уменьшения коэффициента усиления антенны ГЗЛА из-за необратимого изменения радиотехнических и механических характеристик материала теплозащитного покрытия антенны ГЗЛА во время и после воздействия аэротермодинамических нагрузок, приводящих к плавлению, обгару, коксованию и уноса части теплозащитного материала.

На участке траектории полета ГЗЛА, где на антенну воздействуют интенсивные аэротермодинамические нагрузки, затухание сигналов в канале радиосвязи определяется одновременным уменьшением мощности сигналов вследствие затухания при прохождении через плазменную оболочку и вследствие уменьшения коэффициента усиления антенны ГЗЛА. При уменьшении интенсивности аэротермодинамических нагрузок, когда плазменная оболочка перестает вносить затухание в проходящие через нее сигналы, затухание определяется только уменьшением коэффициента усиления антенны ГЗЛА.

Теоретический расчет коэффициента затухания сигнала в канале радиосвязи с ГЗЛА в настоящее время не обеспечивает необходимой точностью, так как недостаточно изучена физическая модель распространения электромагнитных волн в нестационарной, турбулентной многослойной низкотемпературной плазме.

Известен способ [патент RU №2525844 «Способ теплорадиотехнических испытаний радиопрозрачных обтекателей летательных аппаратов», авторы: Дергачев Александр Анатольевич (RU), Сливко Сергей Александрович (RU), Бобров Александр Викторович (RU), Шехтман Михаил Аронович (RU), Шило Владимир Константинович (RU), МПК: G01S 7/40, опубликовано 20.08.2014 Бюл. №23]. Данное техническое решение позволяет проводить оценку изменения теплорадиотехнических характеристик испытываемого объекта (радиопрозрачный обтекатель) в процессе изменения температуры в условиях высокотемпературного нагревания.

Для данного технического решения характерно то, что при испытании учитываются только тепловые воздействия (аэродинамический нагрев) на устройства приема-передачи сигналов, но не учитываются скоростной напор и линейные перегрузки.

Известен способ [RU №2626406 «Способ тепловых испытаний радиопрозрачных обтекателей», авторы: Райлян Василий Семенович (RU), Русин Михаил Юрьевич (RU), Фокин Василий Иванович (RU), Шадрин Александр Петрович (RU), Крылов Виталий Петрович (RU), МПК: G01S 7/40, опубликовано 27.07.2017 Бюл. №21].

Способ позволяет проводить тепловые испытания радиопрозрачных обтекателей, включающий нагрев наружной поверхности обтекателя, имитирующий тепловое воздействие нестационарного встречного потока воздуха в полете, и измерение радиотехнических характеристик обтекателя для оценки влияния внешних воздействий, а именно аэродинамического нагрева, на радиотехнические характеристики радиопрозрачных обтекателей.

Сущность способа заключается в том, что температурное поле на наружной поверхности обтекателя летательного аппарата создается за счет фокусировки на поверхности с помощью параболических рефлекторов излучения от отдельных линейных инфракрасных излучателей, которые расположены вдоль фокусных линий рефлекторов.

Недостатком данного технического решения является то, что предложенный способ испытаний радиопрозрачных обтекателей позволяет имитировать только аэродинамический нагрев.

Известен способ [патент RU №2587687 «Способ определения потерь в обтекателе», авторы: Самбуров Н.В., Рыбаков Д.Ю., МПК: G01R 29/00, опубликовано 20.06.2015 Бюл. №17]. В данном способе проводится серия из N измерений уровня сигнала E_0j падающей плоской электромагнитной волны в диапазоне длин волн λ₀±Δλ на выходе измерительной антенны без обтекателя и серия из N измерений уровня E_i сигнала на выходе антенны с установленным обтекателем (измерительная антенна замещается системой антенна-обтекатель) с последующей математической обработкой результатов. Причем вариация фазы производится за счет вариации несущей длины волны падающей электромагнитной волны. Недостатком данного способа измерений радиотехнических характеристик является то, что при наземных исследованиях не моделируется воздействие интенсивных аэротермодинамических нагрузок на антенные обтекатели.

Известен способ [патент SU №1840140 «Способ определения постоянной времени АРУ приемников радиотелеметрических систем», авторы: Сафронов Леонид Константинович (RU), МПК: H03G 3/22, опубликовано: 10.07.2006 Бюл. №19].

Способ реализуется следующим образом. На ракетную каретку устанавливают передатчик и антенну, причем антенну - на башмак ракетной каретки, затем ракетную каретку перемещают с постоянной скоростью V₁, на которой обеспечивается устойчивая работа радиоканала вне зависимости от пассивных ретрансляторов, вдоль ракетного стенда и одновременно измеряют максимальную частоту спектра сигнала АРУ посредством анализатора спектра, а затем вычисляют постоянную времени АРУ для реальной скорости движения ракетной каретки V₂.

Недостатком данного технического решения является отсутствие воспроизведения на ракетном рельсовом треке интенсивных аэротермодинамических воздействий на радиотелеметрическую систему с целью проверки функционирования ее работы.

Известен способ [патент RU №2701212 «Способ определения коэффициента дополнительного затухания сигналов в канале радиосвязи с летательным аппаратом», авторы: Вохмин Алексей Романович (RU), Ковалев Максим Владимирович (RU), Шрамко Сергей Анатольевич (RU), МПК: G01R 29/00, опубликовано 25.09.2019 Бюл. №27], заключающийся в передаче радиосигнала с передающего устройства летательного аппарата на стороннее приемное устройство при воздействии аэротермодинамических нагрузок на летательный аппарат и его антенну, далее регистрируются времена прихода сигналов, на основании которых строится временная диаграмма, производится расчет мощности сигнала на входе приемного устройства в соответствующие моменты времени без учета дополнительного затухания, фактическая мощность сигнала принимается равной чувствительности приемного устройства и определяется коэффициент дополнительного затухания.

Недостатком данного способа измерения коэффициента дополнительного затухания сигналов в канале радиосвязи с ГЗЛА являются:

- применимость только в натурных испытаниях с аэротермодинамическим воздействием;

- определение коэффициента дополнительного затухания сигналов в канале радиосвязи может быть осуществлено лишь после того, как интенсивность аэротермодинамических нагрузок, воздействующих на ГЗЛА, уменьшится до значений, при которых начинается прием сигналов, а этот момент идентифицировать практически невозможно.

Данное техническое решение является наиболее близким аналогом к заявленному изобретению и может выступать в качестве прототипа.

Технической задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является создание способа и установки для его реализации, обеспечивающих проведение наземных испытаний функционирования радиосвязи ГЗЛА в условиях максимально приближенным к натурным при одновременном воспроизведении аэродинамического нагрева, скоростного напора и линейных перегрузок при гиперзвуковых скоростях полета. Тепловое и скоростное воздействие на приемную антенну ГЗЛА воспроизводится потоком подогретого воздуха с помощью устройства нагрева воздушного потока непосредственно при движении имитатора ГЗЛА с приемной антенной с перегрузкой близкой к натурной.

Технический результат заключается в повышении достоверности и точности проведенных измерений радиотехнических характеристик радиоаппаратуры ГЗЛА в наземных испытаниях при моделировании условий максимально приближенных к натурным, при этом одновременно обеспечивается снижение трудоемкости и трудозатрат проведения испытаний.

Указанный технический результат достигается при реализации способа определения коэффициента затухания сигналов в канале радиосвязи с гиперзвуковым летательным аппаратом (ГЗЛА) на ракетном рельсовом треке, отличающегося тем, что на ракетную тележку устанавливается имитатор ГЗЛА с размещенной на нем приемной антенной, которую подвергают воздействию аэротермодинамических нагрузок при движении ракетной тележки по ракетному рельсовому треку при помощи устройства нагрева воздушного потока, в результате действия которого создается поток подогретого воздуха, при этом определяют коэффициент затухания сигналов в канале радиосвязи сравнением мощности сигнала приемной антенны имитатора ГЗЛА с мощностью сигнала на второй приемной антенне, расположенной вне зоны воздействия аэротермодинамических нагрузок, при этом принимаемые сигналы излучаются с помощью сторонней передающей антенны.

В предпочтительном варианте осуществления способа сигналы от передающей антенны последовательно принимаются приемными антеннами с разделением по времени.

Предлагаемый способ реализуется с помощью установки для определения коэффициента затухания сигналов в канале радиосвязи с гиперзвуковым летательным аппаратом (ГЗЛА) на ракетном рельсовом треке.

Установка для определения коэффициента затухания сигналов в канале радиосвязи с гиперзвуковым летательным аппаратом (ГЗЛА) на ракетном рельсовом треке, представляющая собой ракетную тележку, совершающую движение по ракетному рельсовому треку, на которой установлен имитатор ГЗЛА, отличающаяся тем, что соосно с имитатором ГЗЛА установлено устройство нагрева воздушного потока до заданной температуры с регулированием скорости и температуры потока, включающее входное сопло, в которое поступает атмосферный воздух и выходное сопло, направленное на приемную антенну имитатора ГЗЛА, при этом установка дополнительно содержит вторую приемную антенну, которая устанавливается вне зоны действия потока подогретого воздуха, создаваемого устройством нагрева воздушного потока.

В предпочтительном варианте выполнения установки устройство нагрева воздушного потока выполнено на базе прямоточного воздушно-реактивного двигателя;

В другом предпочтительном варианте выполнения установки имитатор ГЗЛА включает в себя контрольно-измерительную аппаратуру, представляющую собой датчики давления, температуры, перегрузки, и общее приемное устройство.

В другом предпочтительном варианте выполнения установки приемные антенны подключены к общему приемному устройству, обеспечивающего прием сигналов от обеих антенн со смещением по времени приема, достаточным для регистрации мощности приходящих сигналов.

В другом предпочтительном варианте выполнения установки приемная антенна без воздействия аэротермодинамических нагрузок установлена в плоскости приемной антенны имитатора ГЗЛА на расстоянии, на котором обеспечивается идентичность приходящих сигналов к данным приемным антеннам от передающей антенны.

Данная установка, включающая в себя ракетную тележку, совершающую движение по ракетному рельсовому треку, установленный на ней имитатор ГЗЛА с приемной антенной, устройство нагрева воздушного потока и дополнительную приемную антенну, представляет собой сборочную единицу, составные части которой соединены между собой, а также жестко зафиксированы, и характеризуется конструктивным и функциональным единством.

Далее изобретение будет описано со ссылками на чертежи.

На фиг. 1. представлена схема установки для испытания функционирования радиосвязи гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЗЛА), где 1 - ракетный рельсовый трек; 2 -тележка с разгонным двигателем; 3 - «башмаки»; 4 - стыковочный узел; 5 - ракетная тележка; 6 - отбойная стенка, 7 - имитатор ГЗЛА; 8 - устройство нагрева воздушного потока; 9 - сопло на входе; 10 - сопло на выходе; 11 - форсунки; 12 - нагнетатель; 13 - контрольно-измерительная аппаратура (датчики давления, температуры, перегрузки); 14 -общее приемное устройство; 15 - приемная антенна на имитаторе ГЗЛА (в потоке подогретого воздуха); 16 - приемная антенна (вне потока подогретого воздуха); 17 - стойка; 18 - передающая антенна.

На фиг. 2 представлены графики зависимости температуры торможения за соплом устройства подогрева воздушного потока T_w*, числа маха M_w, соответствующего T_w* и перегрузки объекта испытаний n_w от времени движения ракетной тележки по треку τ при проведении испытаний ГЗЛА с подогревом воздушного потока до 3000 К.

На фиг. 3 представлена временная диаграмма приема сигналов в канале радиосвязи с ГЗЛА, зарегистрированная приемными антеннами, где N₁ - мощность сигнала приемной антенны без воздействия аэротермодинамических нагрузок, N₂ - мощность сигнала приемной антенны с воздействием аэротермодинамических нагрузок.

Определение коэффициента затухания сигнала в канале радиосвязи с ГЗЛА при воздействии аэротермодинамических нагрузок по данному изобретению производится следующим образом (фиг. 1).

Ракетная тележка (5) установлена на рельсовые направляющие ракетного рельсового трека (1) с помощью башмаков (3), которые обеспечивают ее фиксацию к рельсовым направляющим, и состыкована с помощью узла (4) с тележкой разгонного двигателя (2).

На ракетную тележку (5), совершающую движение по ракетному рельсовому треку (1), установлен имитатор ГЗЛА (7) с приемной антенной (15) в зоне действия потока подогретого воздуха, создаваемого устройством нагрева воздушного потока (8) до заданной температуры с регулированием скорости и температуры потока, выполненное на базе прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающее в себя форсунки (11) для подачи топлива в набегающий поток, нагнетатель (12), осуществляющий перемещение потока, входное сопло (9), в которое поступает атмосферный воздух и выходное сопло (10), направленное на приемную антенну (15) имитатора ГЗЛА (7), размещенного в канале движения потока подогретого воздуха, при этом имитатор ГЗЛА (7) включает в себя контрольно-измерительную аппаратуру (13) и общее приемное устройство (14).

Вторая приемная антенна (16) размещена на ракетной тележке (5) вне зоны действия аэротермодинамических нагрузок в плоскости приемной антенны имитатора ГЗЛА (15) на расстоянии, при котором обеспечивается идентичность приходящих сигналов к обеим приемным антеннам (15, 16) от передающей антенны (18).

Передающая антенна (18), размещенная на стойке (17), непрерывно излучает сигналы на заданной частоте в направлении приемных антенн (15, 16), в процессе движения ракетной тележки (5) по ракетному рельсовому треку (1). Приемные антенны (15,16) последовательно принимают сигналы, причем обе антенны подключены к общему приемному устройству (14), обеспечивающее прием сигналов от обеих антенн со смещением по времени приема, достаточным для регистрации мощности приходящих сигналов.

Отбойная стенка (6) служит для отвода высокотемпературной струи разгонного двигателя от элементов ракетного рельсового трека (1).

Заявляемый способ позволяет определить коэффициент затухания сигнала в канале радиосвязи с ГЗЛА в наземных условиях на ракетном рельсовом треке по отношению мощности сигнала приемной антенны с воздействием аэротермодинамических нагрузок к мощности сигнала приемной антенны без воздействия аэротермодинамических нагрузок.

На фиг. 2 представлен график изменения параметров движения ракетной тележки и потока подогретого воздуха, воспроизводящего аэротермодинамические нагрузки, близкие к натурным при полете на гиперзвуковых скоростях. Передача сигналов от передающей антенны осуществляется непрерывно в процессе эксперимента, регистрация на приемном устройстве осуществляется от обеих антенн последовательно через промежуток времени, достаточный для определения мощности сигнала.

В результате определяется временная диаграмма приема сигналов в канале радиосвязи с ГЗЛА (фиг. 3).

По результатам измерения находится коэффициент затухания по отношению мощности сигнала N₂ к мощности N₁, свидетельствующий о степени влияния аэротермодинамических нагрузок на функционирование радиоаппаратуры ГЗЛА.