УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ

Полезная модель относится к области управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использована для уменьшения вероятности поражения беспилотного летательного аппарата на активном участке траектории его полета средствами как противоздушной, так и противоракетной обороны.
Известно устройство для уменьшения вероятности поражения летательного аппарата средствами противовоздушной обороны, являющееся технической реализацией известного способа уменьшения вероятности поражения летательного аппарата средствами противовоздушной обороны [1], которое содержит реактивную двигательную установку, жестко соединенную с корпусом летательного аппарата, систему управления вектором тяги, генератор случайных управляющих сигналов, подключаемый к входу системы управления вектором тяги в интервалы времени полета летательного аппарата на участках траектории, где возможен обстрел средствами ПВО. За счет упреждающего маневра летательного аппарата по случайной спиралеобразной траектории исключается возможность экстраполяции параметров его движения, что уменьшает вероятность поражения летательного аппарата средствами ПВО.
Недостаток известного устройства для уменьшения вероятности поражения летательного аппарата средствами противовоздушной обороны состоит в том, что при выполнении маскирующих маневренных движений летательного аппарата по случайной траектории сохраняются демаскирующие признаки работы реактивной двигательной установки летательного аппарата и требуется большой расход топлива. Вычислительные возможности современных ЭВМ, входящих в состав средств ПВО, могут обеспечить условия успешного прогнозирования траектории полета летательного аппарата.
Наиболее близким к заявляемому известным техническим решением является устройство для управления летательным аппаратом, содержащее блок стабилизации полета летательного аппарата во всех точках активного участка траектории его полета, программного разворота по углу тангажа, включения и выключения двигателей, разделения и сброса отработанных ступеней летательного аппарата, измеритель фазовых координат и счетно-решающий блок, выходы которого соединены с соответствующими входами блока стабилизации, а также содержит блоки контроля аварийности, локализации параметров аварийности и памяти фазовых координат, выходы счетно-решающего блока соединены с соответствующими входами блока локализации параметров, входы счетно-решающего блока соединены с выходом блока контроля аварийности и памяти фазовых координат, выход блока локализации параметров соединен с соответствующим входом блока управления двигательной установки [2]. За счет автоматического контроля аварийных режимов работы системы управления (стабилизации полета) и режимов работы двигательной установки летательного аппарата с последующей локализацией параметров аварийности в случае их появления обеспечивается надежный, точный и безопасный полет беспилотного летательного аппарата по заданной траектории.
Недостаток прототипа состоит в том, что при работе реактивной двигательной установки летательного аппарата на активном участке траектории его полета образуется демаскирующее инфракрасное пятно, которое может использоваться в качестве точки прицеливания для средств противовоздушной или противоракетной обороны противника при экстраполяции движения этой точки.
Целью полезной модели является повышение разведывательной защищенности полета беспилотного летательного аппарата на активном участке траектории его полета за счет повышения маневренности летательного аппарата в интервалах времени разделения его ступеней, когда отключаются реактивные двигатели ступеней летательного аппарата и пропадает демаскирующее инфракрасное пятно.
Сущность полезной модели состоит в том, что, кроме известных и общих отличительных признаков, а именно: блока стабилизации полета летательного аппарата во всех точках активного участка траектории его полета, программного разворота по углу тангажа, включения и выключения двигателей, разделения и сброса отработанных ступеней летательного аппарата, измерителя фазовых координат и счетно-решающего блока, выходы которого соединены с соответствующими входами блока стабилизации полета, предлагаемое устройство для управления беспилотным летательным аппаратом дополнительно содержит вычислитель частных производных параметров траектории полета, блок запоминания параметров траектории полета и их частных производных и элемент сравнения, выход которого подключен к входу счетно-решающего блока, а входы элемента сравнения соединены с выходом блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных и с одним выходом вычислителя частных производных параметров траектории полета, другой выход которого подключен к одному входу блока запоминания параметров траектории полета, другой вход которого соединен с входом вычислителя частных производных параметров траектории полета и с выходом измерителя фазовых координат блока стабилизации полета летательного аппарата во всех точках активного участка траектории его полета.
Новизна полезной модели заключается в том, что предлагаемое устройство для управления летательным аппаратом дополнительно содержит вычислитель частных производных параметров траектории полета, блок запоминания параметров траектории полета и их частных производных и элемент сравнения, выход которого подключен к входу счетно-решающего блока, а входы элемента сравнения соединены с выходом блока запоминания параметров траектории полета и их частных производных и с одним выходом вычислителя частных производных параметров траектории полета, другой выход которого подключен к одному входу блока запоминания параметров траектории полета, другой вход которого соединен с входом вычислителя частных производных параметров траектории полета и с выходом измерителя фазовых координат блока стабилизации полета летательного аппарата во всех точках активного участка траектории его полета, что обеспечивает повышение разведывательной защищенности полета беспилотного летательного аппарата на активном участке траектории его полета за счет повышения маневренности при разделении ступеней беспилотного летательного аппарата.
Функциональная схема предлагаемого устройства для управления беспилотным летательным аппаратом изображена на чертеже, где обозначено: 1 - приборный отсек беспилотного летательного аппарата с измерителем фазовых координат 1.1 и счетно-решающим блоком (бортовой ЭВМ) 1.2; 2, 3 и 4 - третья, вторая и первая ступени беспилотного летательного аппарата соответственно; 5 - элемент сравнения; 6 - блок запоминания параметров траектории полета; 7 - вычислитель частных производных параметров траектории полета; 8 - блок стабилизации полета летательного аппарата во всех точках активного участка траектории его полета, программного разворота по углу тангажа, включения и выключения двигателей, разделения и сброса отработанных ступеней летательного аппарата.
В исходном положении приборный отсек 1 беспилотного летательного аппарата с блоком измерений фазовых координат 1.1 и с расчетно-решающим блоком (бортовой ЭВМ) 1.2 в составе третьей 2, второй 3 и первой 4 ступеней беспилотного летательного аппарата включены в один замкнутый контур автоматического управления, который составлен из последовательно соединенных между собой элемента сравнения 5, блока запоминания параметров траектории полета 6 и вычислителя частных производных параметров траектории полета 7. В другой замкнутый контур автоматического управления включен блок стабилизации полета летательного аппарата во всех точках активного участка траектории его полета, программного разворота по углу тангажа, включения и выключения двигателей, разделения и сброса отработанных ступеней летательного аппарата 8.
Предлагаемое устройство работает следующим образом. С помощью известного блока 8 осуществляется стабилизация полета летательного аппарата во всех точках активного участка траектории его полета, программный разворот по углу тангажа, включение и выключение двигательных установок, разделение и сброс отработанных ступеней летательного аппарата. В процессе полета беспилотного летательного аппарата по заданной траектории на ее активном участке с разделением и сбросом отработанных ступеней средства ПВО и ПРО отслеживают и прогнозируют путем экстраполяции дальнейший полет летательного аппарата по баллистической траектории с последующим его уничтожением.
Для уменьшения вероятности обнаружения беспилотного летательного аппарата средствами ПВО и ПРО предлагается повысить разведывательную защищенность траектории его полета на активном участке, когда работает реактивный двигатель, путем повышения маневренности. Работа реактивного двигателя беспилотного летательного аппарата является основным демаскирующим признаком траектории его полета на активном участке. Выполнение маневренных действий позволяет затруднить экстраполяцию траектории полета маневрирующего беспилотного летательного аппарата средствами ПВО и ПРО. Однако для выполнения маневренных движений требуется дополнительный расход топлива и соблюдение требований недопустимости чрезмерных перегрузок, что технически трудно выполнимо, так как увеличение расхода топлива приводит к уменьшению веса полезного груза, доставляемого летательным аппаратом, например к уменьшению веса боевого заряда, а возможные большие перегрузки требуют увеличения прочности корпуса летательного аппарата, которое приводит к увеличению его веса и, как следствие, к уменьшению веса доставляемого полезного груза.
i
В предлагаемом устройстве повышение маневренности беспилотного летательного аппарата достигается без дополнительного расхода топлива и без увеличения перегрузок, а за счет регулирования временной паузы τ включения (запуска) реактивных двигателей при разделении ступеней беспилотного летательного аппарата, используя математическое выражение:
pi
где τ - максимальная временная пауза включения реактивного двигателя последующих ступеней летательного аппарата с учетом возможных максимальных возмущений на активном участке траектории его полета;
i
- расчетное значение частной баллистической производной изменения длительности паузы τ в зависимости от времени работы реактивного двигателя i-й ступени летательного аппарата, которое определяется с помощью вычислителя частных производных параметров траектории полета 7;
i
- расчетное значение частной баллистической производной изменения длительности паузы τ в зависимости от изменения действительной скорости движения центра массы летательного аппарата, которое определяется с помощью вычислителя частных производных параметров траектории полета 7;
Гi
Δt - отклонение времени работы реактивного двигателя i-й ступени летательного аппарата от расчетного значения;
ki
ΔV - отклонение действительной скорости движения центра массы летательного аппарата i-й ступени от расчетного значения на момент окончания работы ее реактивного двигателя.
Гi
ki
В свою очередь отклонения Δt и ΔV определяются по формулам:
Гi
где t - фактическое время работы реактивного двигателя i-й ступени летательного аппарата;
Гpi
t - расчетное время работы реактивного двигателя i-й ступени летательного аппарата, которое определяется с помощью счетно-решающего блока 1.2 и хранится (запоминается) в блоке запоминания 6;
ki
V - фактическая скорость движения центра массы летательного аппарата на момент окончания работы реактивного двигателя i-й ступени летательного аппарата, которая определяется с помощью измерителя фазовых координат 1.1;
kpi
V - расчетная скорость движения центра массы летательного аппарата на момент окончания работы реактивного двигателя i-й ступени летательного аппарата, которая определяется с помощью счетно-решающего блока 1.2.
Время включения реактивного двигателя последующей i-й ступени летательного аппарата будет определяться как
мрi
где τ - расчетная временная пауза, соответствующая воздействию гравитационных сил, необходимых для построения заданной траектории полета беспилотного летательного аппарата.
мрi
Эта расчетная временная пауза τ определяется с помощью счетно-решающего блока 1.2 для каждой i-й ступени летательного аппарата согласно выражению:
где  - частные баллистические производные на расчетный момент времени траектории движения летательного аппарата в режиме "пауза" определяются с помощью вычислителя частных производных параметров траектории полета 7, которые предназначены для обеспечения необходимого изменения времени движения центра массы летательного аппарата;
i
i
ΔH, ΔL расчетные точки включения реактивного двигателя последующей i-й ступени, которые учитывают высоту и дальность полета, и рассчитываются с помощью счетно-решающего блока 1.2.
m
В предлагаемом устройстве гравитационный импульс Δτ рассчитывается с учетом больших для компенсации возмущающих факторов пассивного участка траектории по формуле:
Пi
где Δτ - расчетная пауза, обеспечивающая стабилизацию пассивного участка траектории полета при разделении каждой i-й ступени;
- частные баллистические производные на расчетный момент полета летательного аппарата в режиме "пауза" от времени, коэффициента лобового сопротивления и массы летательного аппарата соответственно, которые рассчитываются с помощью вычислителя частных производных параметров траектории полета 7;
i
Xi
i
Δρ, ΔC, ΔM - отклонения плотности окружающей среды, коэффициента лобового сопротивления и массы летательного аппарата соответственно от расчетных значений.
С учетом выражений (3), (6) и (7), время включения реактивного двигателя последующей i-й ступени будет равно:
Таким образом, реализуя математическое выражение (8) с помощью счетно-решающего блока 1.2, измерителя фазовых координат 1.1 и вычислителя частных производных параметров траектории полета 7 в замкнутой системе стабилизации 8, обеспечивается компенсация возмущений при маневрировании полетом летательного аппарата за счет реализации алгоритма управления беспилотного летательного аппарата с управляемыми паузами задержки включения реактивных двигателей в интервалы времени разделения ступеней. Так как действия возмущений и их компенсация посредством управляемой задержки (8) включения реактивных двигателей при разделении ступеней являются случайными, то экстраполировать траекторию полета летательного аппарата средствами ПВО и ПРО крайне затруднительно. Инфракрасное пятно работающего реактивного двигателя как демаскирующий признак полета летательного аппарата пропадает при его отключении., что обеспечивает высокую разведывательную защищенность траектории полета летательного аппарата на активном участке этой траектории полета.
L
Z
i
Пi
Для коррекции траектории полета в плоскости прицеливания возникает необходимость в вычислении поправок к расчетным значениям функционалов управления дальностью Ф и направлением полета Ф, обусловленных вариациями пауз Δτ и τ включения реактивных двигателей:
L
Z
где  - частные баллистические производные изменения расчетного значения функционала управления дальностью Фи функционала управления направлением Ф полета от длительности временной паузы (8) запуска реактивного двигателя при разделении ступеней.
Скорректированные значения функционалов (9) и (10) вычисляются в счетно-решающем блоке 1.2 по формулам:
Функционал управления боковым движением (или направлением полета) отрабатывается системой стабилизации 8 во время работы реактивного двигателя каждой последующей ступени летательного аппарата, формируя вектор реактивной тяги, модуль которого не вызывает чрезмерных перегрузок.
Промышленная осуществимость полезной модели обосновывается тем, что в ней использованы известные в аналоге и прототипе узлы и блоки по своему прямому функциональному назначению. В организации-заявителе разработана модель устройства для управления беспилотным летательным аппаратом в 2010 году.
Положительный эффект от использования полезной модели состоит в том, что повышается не менее чем на 40…50% разведывательная защищенность полета беспилотного летательного аппарата на активном участке траектории его полета за счет повышения маневренности летательного аппарата в интервалах времени разделения его ступеней, когда отключаются реактивные двигатели ступеней летательного аппарата и пропадает демаскирующее инфракрасное пятно.
Источники информации:
1. Заявка 95101418/02 RU на изобретение «Способ уменьшения вероятности поражения летательного аппарата средствами противовоздушной обороны», МПК F42B 10/00, В64С 19/00, приоритет 25.01.1995 г., заявители, авторы и патентообладатели: Долин В.Д., Ковальчук В.А. и др., (аналог).
2. Заявка 96108285/28 RU на изобретение «Устройство для управления летательным аппаратом», МПК В64С 19/00, приоритет: 23.04.1996 г., заявитель: войсковая часть 10939, авторы: Курев В.Д., Доценко Ю.Н., Спиридонов В.В., (прототип).