ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ ГРУЗОВ ПРИ КАТАПУЛЬТИРОВАНИИ

Техническое решение относится к области организации и проведения испытаний сложных дорогостоящих объектов, в основном военного назначения, и может быть использовано для изучения и оперативного анализа параметров их пространственного движения, состояния и качества работы систем управления объекта, в том числе для принятия решения о дальнейшей целесообразности их применения. Преимущественно, оно касается организации автоматизированных рабочих мест для обеспечения объективного контроля параметров отделения авиационных грузов (ракеты) при их принудительном катапультировании с пускового устройства, то есть процессов, характеризующихся большим числом различного рода механических воздействий и возмущений, препятствующих координированному движению грузов.
Решение также может быть использовано для аналогичных задач и в других областях человеческой деятельности, например при моделировании процессов, изучении и контроле пространственного положения грузов, перевозимых на автомобильном или морском транспорте, при оценке надежности и эффективности их закрепления, при проведении работ по испытаниям для сертификации продукции, в том числе военного назначения.
Известны и широко применяются аналоги настоящего решения -различные способы определения параметров движения и соответствующие средства контроля пространственного перемещения технических объектов и оценки их состояния как в процессе так и после передвижения оборудования. В особенности
это касается принудительного отделения различных грузов, например при их координированном сбросе с вертолетов или аэростатов, при работе грузоподъемных механизмов (кранов или лесовозных погрузчиков) и в других широко известных случаях. В частности, это может быть технический комплекс, содержащий пульт оператора для управления процессом испытаний, имитаторы подвески грузов или их моделей, блоки установки требуемых параметров движения объекта и измерительные модули, соединенные, например, через устройство обработки и анализа данных с блоком отображения результатов контроля. [«High-Accuracy position control system for underground Slurry walls» на стр. 715-724 в материалах 8-го международного конгресса ISARC, г. Штутгарт, 1991 г].
Основными недостатками подобных, на примере указанной, технических систем для испытаний и контроля параметров пространственного движения объектов, являются их ограниченные функциональные возможности. Системы позволяют с достаточной точностью контролировать лишь нединамичные процессы перемещения и отделения грузов, что и определяет их рациональные области применения, в основном такие, как строительство. То есть обеспечить высококачественного (точного) определения и контроля параметров отделения боевых грузов в военной авиации они не в состоянии.
При этом, известны испытательные установки и системы контроля параметров силового нагружения и движения различных элементов систем авиационного вооружения, работа которых также основана на предварительном задании оператором с пульта требуемых параметров перемещения изделия, его последующем катапультировании или аварийном сбросе с пускового устройства, и замерах, в частности с помощью датчиков тензоизмерительной аппаратуры, действующих усилий и текущих координат объекта в функции времени. При последующем анализе измерений и сравнении полученных зависимостей с
требуемыми параметрами движения изделия, принимают решение о возможности его боевой эксплуатации или необходимости проведения дополнительных конструкторских работ и модернизации.
Такой испытательный комплекс - прототип, применительно к системам авиационного вооружения, как правило, содержит пульт оператора, механический имитатор узлов подвески носителя, с которыми соединена катапультная установка с отделяемым грузом, на котором крепится измерительный модуль. Он, совместно с блоком задания требуемых параметров движения объекта соединен через устройство обработки и анализа данных, содержащее логические устройства, с блоком отображения результатов контроля, например электронным монитором. [Ищенко В.В. Испытания установок вооружения летательных аппаратов: Учебник - М.: Изд-во МАИ, 1999. - 88с.: ил].
К основным техническим недостаткам отмеченного испытательного комплекса следует отнести его недостаточно широкие функциональные возможности по автоматизации процесса измерений и контролю за параметрами отделения авиационной ракеты от катапультной установки, ограниченные начальным этапом ее движения, когда имеет место наличие физического контакта изделия и пускового устройства. При его отделении проводная связь неизбежно рвется и дальнейший контроль за движением становится невозможным.
Его средства также малоэффективны для объективного, контроля быстротекущих процессов вращения военных грузов (в частности ракет) в процессе их принудительного боевого отделения (например отстрела с помощью пиропатронов) или аварийного сброса, что следует из практической невозможности прямого непрерывного наблюдения и фиксирования текущих фазовых координат (положения) ракеты.
В то же время, для обеспечения требуемой безопасности самолета-носителя и исключения столкновения с ним изделия в процессе его отделения, как правило, требуется организовывать большие объемы исследований. В частности, при проведении приемо-сдаточных испытаний, после климатических испытаний на воздействие низких температур (до -60 град С), после проведения статических нагружений, повторно-статических и прочностных испытаний. Поэтому, при отработке процессов отделения авиационных ракет, ввиду большой стоимости этих отделяемых грузов, в большинстве случаев используют для сокращения затрат их габаритно-весовые макеты.
у
z
удоп
удоп
zдоп
zдоп
Основные методические недостатки прототипа можно устранить, если при изучении (испытаниях) процесса отделения ракеты (груза) или ее габаритно-весового макета от катапультной установки непрерывно измерять ускорение груза - n [g] и его угловую скорость тангажа - ω [Град/Сек], интегрировать их сигналы и контролировать параметры отделения ракеты путем сравнения полученных результатов с допустимыми по условиям применения значениями ускорения n, вертикальной V, и угловой ω скоростей перемещения, угла тангажа φ.
Целью заявляемого технического предложения является расширение функциональных возможностей и повышение точности контроля параметров отделения авиационного груза (ракеты) при катапультировании.
Решение поставленной задачи обеспечивается тем, что в известный испытательный комплекс для определения параметров движения авиационных грузов при катапультировании, содержащий пульт оператора, механический имитатор узлов подвески носителя, с которыми соединена катапультная установка с отделяемым грузом, на котором крепится измерительный модуль, соединенный, совместно с блоком ввода требуемых параметров движения груза, через устройство обработки и анализа данных, с блоком отображения результатов, дополнительно включены соединенные с катапультной установкой сигнализатор наличия груза, подключенный к блоку отображения результатов, и фиксирующая электрочека, связанная с пультом оператора, а также подключенный к измерительному модулю, содержащему датчики текущих ускорения и угловой
скорости отделяемого груза, соответственно соединенные через первый и второй усилители блока согласования и масштабирования сигналов, с входящими в устройство обработки и анализа данных первым и вторым элементами сравнения и, через первый и второй интеграторы, подключенные к выходу фиксирующей электрочеки, с третьим и четвертым элементами сравнения, которые параллельно соединены с соответствующими выходами задатчиков допустимых ускорения, вертикальной и угловой скоростей перемещения и угла тангажа груза блока ввода требуемых параметров движения.
Кроме того, с целью повышения точности измерения параметров движения отделяемого груза и объективности получаемых результатов, измерительный модуль установлен вблизи центра масс груза и связан совместно с блоком согласования и масштабирования сигналов с пультом оператора.
На фиг.1 для пояснения принципа работы рассматриваемого испытательного комплекса для определения параметров движения авиационных грузов при катапультировании, приведена его блок-схема.
Рисунок на фиг.2 иллюстрирует предпочтительное размещение на корпусе отделяемого груза измерительного модуля, контролируемые параметры ее движения при работе системы и схему его подключения к пульту оператора совместно с блоком согласования и масштабирования сигналов.
На фиг.3 показаны типовые графические зависимости параметров свободного движения отделяемого груза (авиационной ракеты) при его катапультировании, наблюдаемые и фиксируемые блоком отображения результатов.
Испытательный комплекс для определения параметров движения авиационных грузов при катапультировании содержит пульт оператора 1, механический имитатор 2 узлов подвески носителя, с которыми соединена катапультная установка 3 с отделяемым грузом 4, на котором крепится измерительный модуль 5, соединенный, совместно с блоком б ввода требуемых параметров движения груза 4, через устройство 7 обработки и анализа данных, с блоком 8 отображения результатов, включены соединенные с катапультной установкой 3 сигнализатор 9 наличия груза 4, подключенный к блоку 8 отображения результатов, и фиксирующая электрочека 10, связанная с пультом 1 оператора, а также подключенный к измерительному модулю 5, содержащему датчики текущих ускорения 11 и угловой скорости 12 груза 4, соединенные через первый 13 и второй 14 усилители блока 15 согласования и масштабирования сигналов, соответственно с,
входящими в устройство 7 обработки и анализа данных, первым 16 и вторым 17 элементами сравнения и, через первый 18 и второй 19 интеграторы, подключенные к выходу фиксирующей электрочеки 10, с третьим 20 и четвертым 21 элементами сравнения, которые параллельно соединены с соответствующими выходами задатчиков допустимых ускорения 22. вертикальной 23, угловой 24 скоростей перемещения и угла тангажа 25 груза 4, входящих в блок б ввода требуемых параметров движения.
Кроме того, измерительный модуль установлен вблизи центра масс груза и связан совместно с блоком согласования и масштабирования сигналов с пультом оператора.
Испытательный комплекс для определения параметров движения авиационных грузов при катапультировании функционирует следующим образом:
удоп
удоп
zдоп
zдоп
Предварительно, при разработке катапультной установки 3 и отделяемого авиационного груза 4 (ракеты), расчетным путем или экспериментально, например в процессе проведения их приемо-сдаточных испытаний, определяют допустимые (предельные) параметры ее отделения n, V, ω и φ и заносят их значения в техническую документацию изделия (груза 4).
При подготовке к работе испытательного комплекса для определения параметров движения отделяемых авиационных грузов при катапультировании, на узлы подвески механического имитатора 2 носителя стандартным образом подвешивают катапультную установку 3, к ней отделяемый груз 4, на нем крепится измерительный модуль 5. Затем фиксирующую чеку 10 катапультной установки 3 соединяют с пультом 1 оператора и дополнительно оснащают ее сигнализатором 9 наличия груза 4 и подключают его к блоку 8 отображения результатов. Далее, согласно вышеизложенным данным и фиг.1, монтируются остальные электрические соединения комплекса.
Затем, при подготовке исходной информации для испытаний, оператор с пульта 1, посредством задатчиков 22-25 блока 6, вводит в память испытательного
удоп
удоп
zдоп
zдоп
комплекса величины n, V, ω и φ допустимых значений отделяемых параметров груза 4. При испытаниях, оператор по сигналу «Пуск» с пульта 1 разблокирует фиксирующую электрочеку 10, при этом автоматически производится катапультирование или аварийный сброс груза 4, например с помощью пиротехнического привода установки 3, датчиками линейных ускорений (ДЛУ) 11 и угловых скоростей (ДУС) 12 измерительного модуля 5 фиксируют соответствующие им сигналы, преобразуют их в усилителях 13 и 14 блока 15 согласования и масштабирования, соответственно, как
1
1
где X - значение напряжения с ДЛУ; m - масштабирующий коэффициент.
2
2
y
Х - значение напряжения с ДУС; m - масштабирующий коэффициент. получая истинные текущие значения этих параметров. При этом, по команде с фиксирующей электрочеки 10, включаются соответствующие интеграторы 18 и 19 устройства 7, и определяются вертикальная скорость V перемещения ракеты или макета как
z
и угловое перемещение φ ее тангажа, соответственно
2
где g - ускорение свободного падения (9,8м/с).
Затем, на элементах 16, 17 и 20, 21 устройства 7 обработки и анализа данных производят сравнения соответствующих параметров с допустимыми, установленными задатчиками с 22 по 25 блока 6. Полученные результаты, как и текущие значения контролируемых параметров движения груза 4 отображают на
экране блока 8. После анализа этих результатов принимают решение о возможности боевой эксплуатации изделий или необходимости проведения дополнительных конструкторских работ и их модернизации.
Кроме того, для повышения достоверности испытаний за счет уменьшения влияния на результаты шумов предварительных усилителей (при их наличии) датчиков 11, 12 измерительного модуля 5 и усилителей 13, 14 блока 15 согласования и масштабирования сигналов, оператор с пульта 1 включает их только непосредственно перед разблокированием фиксирующей электрочеки 10.
Таким образом, заявленное решение является достаточно эффективным инструментом изучения процессов катапультирования авиационных отделяемых грузов различного назначения, в частности контроля параметров отделения авиационных ракет от пусковых устройств, обеспечивая расширение функциональных возможностей комплекса по анализу этих процессов, увеличению точности оценки эффективности дальнейшей эксплуатации грузов, в полной мере и оперативно решает поставленную задачу. Обеспечиваемая комплексом достаточно высокая автоматизация подготовки испытаний и обработки их результатов позволяет на 30% сократить трудозатраты на их проведение и документирование.