Результат интеллектуальной деятельности: Способ формирования команд управления на рулевой привод в канале крена системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности, к осесимметричным ракетам нормальной аэродинамической схемы с трехканальной системой стабилизации, на которых применяется рулевой привод с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями.

При разработке осесимметричных ракет нормальной аэродинамической схемы с трехканальной системой стабилизации уделяется особое внимание устойчивости пространственного движения. Несмотря на то, что ракеты являются симметричными относительно продольной оси, в полете развивается пространственное движение ракет. Одной из основных причин пространственное движения является возникновение аэродинамических перекрестных связей при управлении ракетой трехканальной системой стабилизации рулевым приводом с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями. Аэродинамические перекрестные связи в определенных режимах полета приводят к возникновению колебаний ракеты.

Из уровня техники известны различные способы формирования команд управления на рулевой привод.

Так, известен способ формирования команд управления на рулевой привод, включающий формирование сигналов с обратной связью по угловой скорости, по боковому линейному ускорению и по углу атаки ракеты и последующую обработку полученных сигналов, [патент RU 2374602, опубликован 27.11.2009]. Данный способ недостаточно обеспечивает пространственную устойчивость летательного аппарата.

Известен способ формирования команд управления на рулевой привод, включающий формирование команд управления и подачу их на рулевой привод ракеты. Данный способ не обеспечивает пространственную устойчивость летательного аппарата, [патент RU 2148780, опубликован 10.05.2000].

Известен способ формирования команд управления на рулевой привод, предназначенный для управления летательным аппаратом нормальной аэродинамической схемы с четырьмя аэродинамическими рулями (книга Мизрохи В.Я. Проектирование управления зенитных ракет/Учебно-научное издание - М: Изд-во ООО «Экслибрис-Пресс», 2010, с. 142-145). Способ включает определение углов атаки в продольных каналах управления α_у, α_z и канальных команд управления δ_I, δ_II, δ_э для стабилизации летательного аппарата в трех каналах управления, формирование из канальных команд управления δ_I, δ_II, δ_э команд управления на рулевой привод летательного аппарата δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ для отклонения каждого аэродинамического руля, подачу команды управления δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ на рулевой привод по информационным или электрическим линиям связи. Описанный способ недостаточно обеспечивает устойчивость ракеты при возникающей аэродинамической перекрестной связи.

Известные из указанных патентов способы не решают техническую проблему, стоящую в области управления ракет, а именно - обеспечение их устойчивости в условиях максимального влияния дополнительных сил и моментов в продольных каналах системы стабилизации (первый и второй каналы управления) при отклонении аэродинамических рулей в канале крена системы стабилизации (третий канал управления). Возникающая при этом аэродинамическая перекрестная связь может приводить к ухудшению стабилизации и возникновению колебаний летательного аппарата. Причиной возникновения перекрестной связи является возрастающая с увеличением угла атаки несимметрия сил, действующих на каждый из четырех рулей вследствие экранирования корпусом летательного аппарата верхнего руля и увеличения эффективности нижнего руля.

Заявляемый способ направлен на решение этой проблемы.

Техническим результатом настоящего изобретения является улучшение стабилизации летательного аппарата за счет снижения влияния аэродинамической перекрестной связи и уменьшение колебаний летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается за счет того, что для осуществления способа формирования команд управления на рулевой привод в канале крена системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата определяют углы атаки в продольных каналах управления α_у, α_z и канальные команды управления δ_I, δ_II, δ_э в трех каналах управления, в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена ϕ_п

с учетом угла аэродинамического крена формируют из канальных команд управления δ_I, δ_II, δ_э команды управления на рулевой привод летательного аппарата δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ для отклонения каждого аэродинамического руля по следующим математическим зависимостям:

δ₄=δ_II-δ_э⋅[1+cos(2ϕ_п)],

и подают команды управления δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ на рулевой привод.

Реализация заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:

Фиг. 1 - Схема возникновения аэродинамической перекрестной связи.

Фиг. 2 - Значения δ_I от времени полета, режим 1.

Фиг. 3 - Значения δ_II от времени полета, режим 1.

Фиг. 4 - Значения δ_э от времени полета, режим 1.

Фиг. 5 - Значения проекции угловой скорости в первом продольном канале управления от времени полета, режим 1.

Фиг. 6 - Значения проекции угловой скорости во втором продольном канале управления от времени полета, режим 1.

Фиг. 7 - Значения проекции угловой скорости в канале крена от времени полета, режим 1.

Фиг. 8 - Значения проекции линейного ускорения в первом продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 1.

Фиг. 9 - Значения проекции линейного ускорения во втором продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 1.

Фиг. 10 - Значения δ_I от времени полета, режим 2.

Фиг. 11 - Значения δ_II от времени полета, режим 2.

Фиг. 12 - Значения δ_э от времени полета, режим 2.

Фиг. 13 - Значения проекции угловой скорости в первом продольном канале управления от времени полета, режим 2.

Фиг. 14 - Значения проекции угловой скорости во втором продольном канале управления от времени полета, режим 2.

Фиг. 15 - Значения проекции угловой скорости в канале крена от времени полета, режим 2.

Фиг. 16 - Значения проекции линейного ускорения в первом продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 2.

Фиг. 17 - Значения проекции линейного ускорения во втором продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 2.

Режим полета осесимметричного летательного аппарата, при котором возникает аэродинамическая перекрестная связь, можно описать следующими величинами, показанными на фиг. 1:

δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ - углы отклонения аэродинамических рулей,

α - угол атаки,

OXYZ - оси связанной системы координат,

V - вектор скорости,

Y₁, Y₃ - дополнительные нормальные силы от отклонения аэродинамических рулей №1 и №3,

Z₂, Z₄ - дополнительные нормальные силы от отклонения аэродинамических рулей №2 и №4,

М_х - момент в канале крена,

М_у - момент в продольном канале.

В режиме полета осесимметричного летательного аппарата четыре его аэродинамических руля отклонены на угол, равный канальной команде δ_э для создания управляющего момента в канале крена М_х. При этом, из-за разности дополнительных нормальных сил на руле №2 и №4 возникает дополнительная продольная сила и, как следствие, дополнительный аэродинамический момент в продольном канале управления М_у.

Таким образом, команды, подаваемые на рулевой привод, формируют такое сочетание углов отклонения аэродинамических рулей, при котором возникают эффекты взаимовлияния каналов управления системы стабилизации из-за аэродинамических перекрестных связей, в частности возникновение дополнительных аэродинамических сил и моментов в продольных каналах системы стабилизации при отклонении аэродинамических рулей в канале крена. При этом происходит ухудшение стабилизации и возникновение колебаний летательного аппарата.

Заявляемый способ позволяет уменьшить влияния дополнительных аэродинамических сил и моментов в продольных каналах системы стабилизации при отклонении аэродинамических рулей в канале крена и обеспечить пространственную устойчивость системы стабилизации и уменьшить колебания осесимметричного летательного аппарата. Это достигается за счет уменьшения участия двух аэродинамических рулей в управлении каналом крена и увеличения значения двух других аэродинамических рулей при управлении в канале крена при режимах полета летательного аппарата близких к схеме «+».

Для формирования команд управления на рулевой привод в канале крена системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата бортовая аппаратура системы стабилизации определяет углы атаки (α_у, α_z) в продольных каналах управления. Углы атаки в продольных каналах управления могут быть определены с помощью датчиков измерения углов атаки или расчетом.

Кроме того, бортовая аппаратура системы стабилизации определяет команды управления в трех каналах управления: в двух продольных каналах - δ_I, δ_II и в канале крена - δ_э.

Далее, исходя из полученных значений углов атаки в продольных каналах управления α_у, α_z в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена (ϕ_п)

Из полученных канальных команд управления δ_I, δ_II, δ_э в бортовой аппаратуре системы стабилизации формируют команды управления на рулевой привод летательного аппарата δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ для отклонения каждого аэродинамического руля. Формирование команд управления на рулевой привод для отклонения каждого аэродинамического руля осуществляют с учетом вычисленного угла аэродинамического крена (ϕ_п) по следующим математическим зависимостям:

После этого подают с помощью бортовой аппаратуры системы стабилизации команды управления δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ на рулевой привод летательного аппарата по информационным или электрическим линиям связи.

Заявляемый способ формирования команд управления δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ уменьшает участие двух противолежащих аэродинамических рулей в управлении каналом крена, при этом увеличивает значения двух других аэродинамических рулей при управлении в канале крена в определенных режимах полета.

Заявляемый способ является промышленным-применимым. На фиг. 2÷17 графических материалов представлены результаты имитационного математического моделирования для двух режимов полета летательного аппарата, отличающихся разным уровнем линейных ускорений в продольных каналах управления: режим 1 соответствует максимальному уровню линейных ускорений, режим 2 соответствует 30% от максимального уровня линейных ускорений. На фиг. 2÷17 утолщенной линией представлены результаты моделирования заявляемого способа формирования сигналов управления на рулевой привод, тонкой линией - результаты моделирования известного способа (описанного в книге Мизрохи В.Я. Проектирование управления зенитных ракет).

На фиг. 2-17 графических материалов видно, что степень влияния аэродинамической перекрестной связи и уровень колебаний в случае использования заявляемого способа значительно ниже в сравнении с известным способом (так, для приведенных режимов, показанных на фиг.2÷17, уровень колебаний уменьшился более чем на 50%). В одинаковых условиях это достигается за счет уменьшения несимметрии сил, действующих на каждый из четырех аэродинамических рулей при управлении в канале крена.

Предлагаемый способ формирования команд на рулевой привод в канале крена системы стабилизации может применяться в осесиметричных летательных аппаратах с трехканальной системой стабилизации и рулевым приводом с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями. Проведенное в рамках осуществления способа имитационное математическое моделирование режимов полета летательного аппарата подтвердило улучшение стабилизации и уменьшение колебаний летательного аппарата за счет снижения влияния аэродинамической перекрестной связи.