Способ формирования команд управления на рулевой привод системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата Российский патент 2021 года по МПК F42B10/60 F42B15/01 

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 [патент RU 2148780, опубликован 10.05.2000]. Данный способ не обеспечивает пространственную устойчивость летательного аппарата.

Известен способ формирования команд управления на рулевой привод, предназначенный для управления летательным аппаратом нормальной аэродинамической схемы с четырьмя аэродинамическими рулями (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 команд 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 канале крена системы стабилизации (третий канал управления) при отклонении аэродинамических рулей в продольных каналах управления (первый и второй каналы управления) системы стабилизации. 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 системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата записывают в бортовую цифровую вычислительную машину функцию аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля в зависимости от числа Маха М, пространственного угла атаки α_п, угла аэродинамического крена ϕ_п и угла отклонения аэродинамического руля δ:

определяют углы атаки в продольных каналах управления α_у, α_z и пространственный угол атаки α_п, определяют число Маха и канальные команды управления δ_I, δ_II, δ_э в трех каналах управления, которые соответствуют углам отклонения аэродинамических рулей в каналах управления, в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена ϕ_п

по полученным значениям числа Маха М, пространственного угла атаки α_п, угла аэродинамического крена ϕ_п и команд управления в двух продольных каналах δ_I, δ_II с помощью функции аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля c_n(δ) в бортовой аппаратуре вычисляют значения аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения каждого аэродинамического руля c_n1(δ_I), c_n2(δ_II), c_n3(δ_I), c_n4(δ_II), подставляя вместо δ значения δ_I, и δ_II, формируют из канальных команд управления δ_I, δ_II, δ_э команды управления для подачи на рулевой привод летательного аппарата δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ для отклонения каждого аэродинамического руля по следующим математическим зависимостям:

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_п - пространственный угол атаки,

OXYZ - связанная система координат,

V - вектор скорости,

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

M_x - момент в канале крена,

M_y - момент в продольном канале.

Во время полета осесимметричного летательного аппарата для создания управляющего момента в продольном канале M_y два его аэродинамических руля №2 и №4 отклоняются на угол, равный канальной команде δ_II. При этом из-за разности дополнительных нормальных сил на руле №2 и №4 возникает дополнительный аэродинамический момент в канале крена M_x. Идентичное возникновение дополнительного аэродинамического момента в канале крена M_x также происходит и в случае отклонения двух аэродинамических рулей №1 и №3 на угол, равный канальной команде δ_I для создания управляющего момента в продольном канале вокруг оси OZ связанной системы координат.

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 моментов в канале крена системы стабилизации при отклонении аэродинамических рулей в продольных каналах управления. При этом происходит ухудшение стабилизации и возникновение колебаний летательного аппарата.

Заявляемый способ позволяет уменьшить влияния дополнительных аэродинамических моментов в канале крена системы стабилизации при отклонении аэродинамических рулей в продольных каналах управления и обеспечить пространственную устойчивость системы стабилизации и уменьшить колебания осесимметричного летательного аппарата. Это достигается за счет увеличения углов отклонения верхних рулей и уменьшения углов отклонения нижних рулей при управлении в продольных каналах.

Для формирования команд управления на рулевой привод системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата записывают в бортовую цифровую вычислительную машину функцию аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля в зависимости от числа Маха М, пространственного угла атаки α_п, угла аэродинамического крена ϕ_п и угла отклонения аэродинамического руля δ:

c_n(δ) - функция аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля от четырех аргументов, может быть представлена в виде аппроксимированной функции, системы (совокупности) функций или в виде многомерного массива значений коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля.

В полете в бортовой аппаратуре системы стабилизации непрерывно определяют углы атаки (α_у, α_z) в продольных каналах управления. Углы атаки в продольных каналах управления могут быть определены известными специалистам методами: с помощью датчиков измерения углов атаки (например, как описано в патенте RU 2272984 С1, 27.03.2006) или расчетом (например, как описано в книге Мизрохи В.Я. Проектирование управления зенитных ракет/Учебно-научное издание - М.: Изд-во ООО «Экслибрис-Пресс», 2010, с. 26-27).

Непрерывно определяют в цифровой форме высоту и скорость полета летательного аппарата, по их значениям и табличным значениям стандартной атмосферы (см. Таблицу стандартной атмосферы. ГОСТ 4401-81) определяют значения массовой плотности воздуха и скорости звука. По значениям скорости полета ракеты и скорости звука определяют число Маха.

Кроме того, бортовая аппаратура системы стабилизации определяет в цифровом виде команды управления в трех каналах управления, которые соответствуют углам отклонения аэродинамических рулей в 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_y, α_z в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена (ϕ_п)

По полученным значения числа Маха М, пространственного угла атаки α_п, угла аэродинамического крена ϕ_п и команд управления в двух продольных каналах δ_I, δ_II согласно функции аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля c_n(δ) в бортовой аппаратуре вычисляют значения аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения каждого аэродинамического руля c_n1(δ_I), c_n2(δ_II), c_n3(δ_I), c_n4(δ_II), подставляя вместо δ значения δ_I и δ_II.

Из полученных канальных команд управления δ_I, δ_II, δ_э и значений аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля для каждого аэродинамического руля c_n1(δ_I), c_n2(δ_II), c_n3(δ_I), c_n4(δ_II) в бортовой аппаратуре системы стабилизации в цифровом виде 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 вычисленных значений аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения одного аэродинамического руля для каждого руля c_n1(δ_I), c_n2(δ_II), c_n3(δ_I), c_n4(δ_II), 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 значения углов отклонения нижних аэродинамических рулей и увеличивает значения углов отклонения верхних аэродинамических рулей пропорционально расчетным значениям аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения руля при управлении в продольных каналах.

Заявляемый способ является промышленно 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 80% от максимального уровня линейных ускорений, режим 2-50% 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 на 20% и более 50%). В одинаковых условиях это достигается за счет уменьшения несимметрии сил, действующих на каждый из четырех аэродинамических рулей при управлении в продольных каналах.

Предлагаемый способ формирования команд на рулевой привод в продольных каналах управления системы стабилизации может применяться в осесимметричных 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.

Изобретение относится к способу формирования команд управления на рулевой привод системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата. Для формирования команд управления определяют углы атаки в двух продольных каналах управления и пространственный угол атаки, число Маха и канальные команды управления в трех каналах управления, которые соответствуют углам отклонения аэродинамических рулей в каналах управления, по полученным данным вычисляют угол аэродинамического крена определенным образом, а также с помощью функции аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля, параметрами которой являются число Маха, пространственный угол атаки, угол аэродинамического крена и угол отклонения аэродинамического руля, вычисляют значения аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения каждого из четырех аэродинамических рулей определенным образом, формируют из трех канальных команд управления команды управления для подачи на каждый из четырех рулевых приводов летательного аппарата для отклонения каждого аэродинамического руля по определенным математическим зависимостям. Обеспечивается улучшение стабилизации летательного аппарата за счет снижения влияния аэродинамической перекрестной связи и уменьшение колебаний летательного аппарата. 17 ил.

Способ формирования команд управления на рулевой привод системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата, заключающийся в том, что записывают в бортовую цифровую вычислительную машину функцию аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля в зависимости от числа Маха М, пространственного угла атаки α_п, угла аэродинамического крена ϕ_п и угла отклонения аэродинамического руля δ:

определяют углы атаки в продольных каналах управления α_у, α_z и пространственный угол атаки α_п, определяют число Маха и канальные команды управления δ_I, δ_II, δ_э в трех каналах управления, которые соответствуют углам отклонения аэродинамических рулей в каналах управления, в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена ϕ_п

по полученным значениям числа Маха М, пространственного угла атаки α_п, угла аэродинамического крена ϕ_п и команд управления в двух продольных каналах δ_I, δ_II с помощью функции аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля c_n(δ) в бортовой аппаратуре вычисляют значения аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения каждого аэродинамического руля c_n1(δ_I), c_n2(δ_II), c_n3(δ_I), c_n4(δ_II), подставляя вместо δ значения δ_I, и δ_II, формируют из канальных команд управления δ_I, δ_II, δ_э команды управления для подачи на рулевой привод летательного аппарата δ_I, δ₂, δ₃, δ₄ для отклонения каждого аэродинамического руля по следующим математическим зависимостям: