Спосіб випробувань літальних апаратів з телеметричної системою реєстрації основних параметрів і пристрій для його здійснення

 

Пропонована група винаходів відноситься до військової техніки і може бути використана в комплексах полігонну відпрацювання літальних апаратів (ЛА) (керованих ракет або снарядів).

Випробування сучасних літальних апаратів - дорогий процес, що потребує значних матеріальних, часових затрат. Для оцінки застосовуваних при конструюванні ЛА технічних рішень необхідно отримувати достовірні і повні дані про функціонування ЛА і його блоків на всіх етапах випробувань ЛА.

Відомий спосіб випробувань ракети з телеметричної системою реєстрації її основних параметрів, у якому з функціональних блоків ракети зчитується телеметрична інформація, що надходить в бортовий телеметричний передавальний модуль (БТПМ), де перетворюється в цифровий двійковий код, з якого формуються інформаційні пакети в двійковому коді про кожному регистрируемом параметрі. У процесі польоту ракети БТПМ випромінює інформаційні пакети в двійковому коді про кожному регистрируемом параметрі. Цифрова послідовність кодів надходить через БТПМ, антенну систему по радіоканалу в наземний приймальний пункт (НПП) наземної апаратури телеметричної системи реєстрації, в якому �листопада, кл. МПК F42B 15/00 /1/.

При реалізації даного способу використовують наземну апаратуру телеметричної системи реєстрації, яка містить НВП з антеною, і ракету з телеметричної системою реєстрації її основних параметрів, що містить функціональні блоки, апаратуру управління, БТПМ, що складається з послідовно з'єднаних аналого-цифрового перетворювача, сигнального контролера і многолитерного радіопередавача, з'єднаного через пристрій комутації з антеною БТПМ, при цьому входи аналого-цифрового перетворювача з'єднані з виходами функціональних блоків і апаратури управління, а керуючий вхід многолитерного радіопередавача з'єднаний з одним із виходів апаратури керування /1/.

Дані відомі спосіб випробувань ракети з телеметричної системою реєстрації її основних параметрів і ракета з телеметричної системою реєстрації її основних параметрів забезпечує в режимі реального часу багатоканальну передачу інформації про параметри функціонування блоків ракети в процесі їх випробувань і відпрацювання. Однак при запусках ЛА на велику дальність при складному профілі траєкторії з-за обмеженого розкриття діаграми спрямованості антени НПП про�ьшению коефіцієнта передачі антени НЛП щодо антени БТПМ. Ці фактори обумовлюють багаторазове зменшення енергетики прийнятого НВП сигналу і спотворення телеметричної інформації до її повної втрати на деяких ділянках траєкторії ЛА, а також ускладнюють, а іноді роблять неможливим обґрунтований аналіз функціонування основних боків і вузлів ЛА в процесі його польоту.

Тому завданням пропонованої групи винаходів є усунення зазначених вище недоліків, а саме забезпечення НВП надійної безперебійної зв'язком з ЛА на всій траєкторії польоту при великих дальностях польоту і складних профілях траєкторії, стійкого прийому телеметричної інформації з борту ЛА на НПП, підвищення точності і достовірності результатів випробувань ЛА і проведення аналізу функціонування блоків ЛА.

У способі випробувань літальних апаратів з телеметричної системою реєстрації основних параметрів, що включає зчитування з функціональних блоків ЛА телеметричної інформації, перетворення її в двійковий код, з якого формують інформаційні пакети про кожному регистрируемом параметрі, випромінювання інформаційних пакетів в напрямку НВП наземної апаратури телеметричної системи реєстрації, приймання та обробку в НПП інформації в р�емную апаратуру телеметричної системи реєстрації координати положення антени НПП, а в процесі польоту на борту ЛА в реальному масштабі часу визначають поточні координати ЛА, включають їх в інформаційні пакети реєстрованих параметрів для передачі в НПП наземної апаратури телеметричної системи реєстрації, після прийому і обробки інформації в НПП розраховують направлення на ЛА щодо положення антени НПП, поєднують вісь діаграми спрямованості антени НВП з направленням на ЛА.

В системі випробувань літальних апаратів з телеметричної системою реєстрації основних параметрів, містить встановлені на ракеті апаратуру управління, функціональні блоки, БТПМ з антеною БТПМ, при цьому входи БТПМ з'єднані з виходами функціональних блоків і апаратури управління, а в наземної апаратури телеметричної системи реєстрації - НДІ з антеною НДІ, поставлена задача досягається тим, що в ЛА встановлена апаратура супутникової навігації, а наземна апаратура телеметричної системи реєстрації забезпечена послідовно з'єднаними пультом управління, обчислювачем і приводом наведення, вихід якого з'єднаний з антеною НПП, при цьому вихід апаратури супутникової навігації з'єднаний зі входом БТПМ, а другий вхід обчислювача - з виходоЕ телеметричної системою реєстрації основних параметрів перед пуском ЛА розраховують і вводять в наземну апаратуру телеметричної системи реєстрації координати положення антени НПП, а в процесі польоту на борту ЛА в реальному масштабі часу визначають поточні координати ЛА, включають їх в інформаційні пакети реєстрованих параметрів для передачі в НПП наземної апаратури телеметричної системи реєстрації, після прийому і обробки інформації в НПП розраховують направлення на ЛА щодо положення антени НПП, поєднують вісь діаграми спрямованості антени НВП з направленням на ЛА.

Для цього в ЛА встановлена апаратура супутникової навігації, а наземна апаратура телеметричної системи реєстрації забезпечена послідовно з'єднаними пультом управління, обчислювачем і приводом наведення, вихід якого з'єднаний з антеною НПП, при цьому вихід апаратури супутникової навігації з'єднаний зі входом БТПМ, а другий вхід обчислювача - з виходом НПП.

Результатом всіх операцій є стежить ДН антени НПП, яка протягом польоту ЛА спрямована на антену БТПМ, що забезпечує підвищений енергетичний запас радіоканалу і стійкий зв'язок ЛА з НПП на всій траєкторії польоту.

Дане технічне рішення пояснюється графічними матеріалами.

На кресленні схематично наведена блок-схема системи випробувань літальних апаратів з телитаний ЛА, де

1 - літальний апарат;

2 - функціональні блоки;

3 - апаратура управління;

4 - апаратура супутникової навігації;

5 - БТПМ;

6 - антена БТПМ;

7 - угруповання супутників навігаційної системи (СНС);

8 - наземна апаратура телеметричної системи реєстрації;

9 - НПП;

10 - антена НВП;

11 - привід наведення;

12 - обчислювач;

13 - пульт управління.

Перед пуском на задану дальність в пульті управління (13) визначають координати положення антени НПП (10) і вводять їх в оперативне запам'ятовуючий пристрій (ОЗП) обчислювача (12).

При випробуваннях ЛА на його борту з виходів функціональних блоків (2) сигнали, які містять інформацію про основні параметри ЛА (1), і керуючі сигнали апаратури керування (3) надходять на входи БТПМ (4). Апаратура супутникової навігації (4), приймаючи сигнали з угруповання СНР (7), в поточному масштабі часу визначає координати ЛА (1), які також надходять на вхід БТПМ (5). У блоці (5) за сигналами апаратури керування (3) згідно з алгоритмом керування ЛА телеметричні сигнали з виходів функціональних блоків (2) і координати ЛА з виходу апаратури супутникової навігації (4) перетворюються в двійковий код і формуються в информа9).

НПП (9) за допомогою антени НПП (10) приймає сигнали з борту ЛА (1), розшифровує надійшли поточні координати ЛА (1), дані про параметри функціональних блоків (2) і передає координати ЛА (1) в обчислювач (12). За зберігаються в ОЗП блоку (12) координатами положення антени НПП (10) і поточних координат ЛА (1) в вичислителе (12) розраховують направлення на ЛА щодо положення антени НПП (10). На виході обчислювача (12) формують пропорційний даному напрямку сигнал і подають його на вхід приводу наведення (11), сполученого з антеною НПП (10). Привід наведення (11) за надійшло сигналу розгортає антену НПП (10) таким чином, щоб вісь діаграми спрямованості антени НПП (10) поєдналася з розрахованим напрямком на ЛА (1). Результатом всіх операцій є стежить діаграма спрямованості антени НПП, вісь якої спрямована на ЛА(1).

НПП (9) за допомогою антени НПП (10) опрацьовує телеметричну інформацію про параметри функціональних блоків (2). Вісь діаграми спрямованості антени НПП (10) спрямована на ЛА (1), що забезпечує роботу антени НВП з коефіцієнтом спрямованої дії, близьким до максимального, отже, стійкість зв'язку між НПП (8) і БТПМ (4) на всей5), антена БТПМ (6), НПП (9), антена НПП (10) можуть бути виконані, наприклад, аналогічно блокам прототипу III.

Аналогічно блокам, використовуваним в патенті РФ №2247297, публікація 27.02.2005 р., кл. МПК F41G 5/00, 7/22 /2/, в якості апаратури супутникової навігації (4) може бути застосований, наприклад, прилад орієнтації системи GPS, як обчислювача (12) і пульта управління (13) може бути застосована, наприклад, малогабаритні ЕОМ типу «Багет».

Привід наведення (11) може бути виконаний, наприклад, як слідкуючий привід постійного струму. Л. В. Рабінович, Б. В. Петров, В. Р. Терсков та ін. Проекторование слідкуючих систем, під ред. К. В. Рабиновича, М., Машинобудування, 1969, стор 86-87, /3/.

Таким чином, використання запропонованих способу випробувань літальних апаратів з телеметричної системою реєстрації основних параметрів і пристрою для його здійснення дає змогу забезпечити НВП надійної безперебійної зв'язком з ЛА на всій траєкторії польоту і стійким прийомом телеметричної інформації з борту ЛА при великих дальностях польоту і складних профілях траєкторії, підвищити точність та достовірність результатів випробувань ЛА і проведення аналізу функціонування блоків ЛА.

1. Спосіб випробувань літальних апаратів (ЛА) з ттелеметрической інформації, перетворення її в двійковий код, з якого формують інформаційні пакети про кожному регистрируемом параметрі, випромінювання інформаційних пакетів в напрямку наземного приймального пункту (НПП) наземної апаратури телеметричної системи реєстрації, приймання та обробку в НПП інформації в режимі реального часу, що відрізняється тим, що перед пуском ЛА розраховують і вводять в наземну апаратуру телеметричної системи реєстрації координати положення антени НПП, а в процесі польоту на борту ЛА в реальному масштабі часу визначають поточні координати ЛА, включають їх в інформаційні пакети реєстрованих параметрів для передачі в НПП наземної апаратури телеметричної системи реєстрації, після прийому та обробки інформації в НПП розраховують направлення на ЛА щодо положення антени НПП, поєднують вісь діаграми спрямованості антени НВП з направленням на ЛА.

2. Система випробувань літальних апаратів з телеметричної системою реєстрації основних параметрів, містить встановлені на ЛА функціональні блоки, апаратуру керування, бортової телеметричний передавальний модуль (БТПМ) з антеною, а в наземної апаратури телеметричної системи реєстрації�атури управління, відрізняється тим, що в ЛА встановлена апаратура супутникової навігації, а наземна апаратура телеметричної системи реєстрації забезпечена послідовно з'єднаними пультом управління, обчислювачем і приводом наведення, вихід якого з'єднаний з антеною НПП, при цьому вихід апаратури супутникової навігації з'єднаний зі входом БТПМ, а другий вхід обчислювача - з виходом НПП.



 

Схожі патенти:

Ракета

Ракета // 2548957
Винахід відноситься до військової техніки і може бути використане в ракети класу «повітря-повітря». Ракета містить корпус у вигляді сполучених поділюваних стикувальним вузлом з розривним піротехнічним кріпленням послідовно розташованих герметичного головного відсіку з головкою самонаведення, інерціальній системою управління, бойовим спорядженням, системою активної теплозахисту і автономної рідинної або пастоподібному паливі руховою установкою, що містить паливо з окислювачем і набором РРД з поздовжнім соплом, чотирма РРД з поперечними соплами і чотирма РРД для створення моментів обертання головного відсіку, і рухового відсіку з аеродинамічними рулями, керманичами приводами, двухимпульсной твердопаливної руховою установкою, блоком визначення моменту запуску другого імпульсу, блоку поправок. Винахід дозволяє ефективно вражати висотні мети. 2 з.п. ф-ли, 4 іл.

Спосіб старту літального апарату (варіанти)

Винахід відноситься до реактивної техніки і може бути використане при старті літальних апаратів (ЛА). Розміщують ЛА в пускової установки (ПУ), або транспортно-пусковому склянці ПУ, або частково в ТПС ПУ із зовнішнім розташуванням реактивних сопел, або транспортно-пусковому контейнері (ТПК), або ТПК шахтної ПУ, закріплюють стартову рухову установку (СДУ) у носовій частині ЛА, частково висувають ЛА, запускають СДУ, формують тягу двома реактивними соплами, розташованими на бічній поверхні СДУ під кутом до поздовжньої осі ЛА, захищають в процесі розгону передню частину ЛА обтічником, закріпленим на СДУ, відокремлюють СДУ з допомогою сили тяги. Винахід дозволяє зменшити масу конструкції ЛА, стартову навантаження ПУ і спростити конструкцію ПУ. 3 н. і 4 з.п. ф-ли, 4 іл.

Керована ракета

Винахід відноситься до військової техніки і може бути використано в керованих ракетах. Керована ракета містить корпус, аеродинамічні крила і рулі, гаргрот, розміщений вздовж корпусу в розвалі рулів і крил. Розмах крил, в розвалі яких розміщений гаргрот, менше розмаху інших крил. Винахід дозволяє підвищити точність наведення на ціль. 1 іл.

Обертова крилата ракета

Винахід відноситься до військової техніки і може бути використане в крилатих ракетах. Обертова двоступенева крилата ракета (КР) з п'ятьма ступенями свободи просторового руху містить корпус, стабілізований по шостий ступеня свободи обертанням, у вигляді фігури обертання з крилами, рулями і активної аеродинамічній насадкою, одноканальну систему управління, рульовий привід, відокремлюваний стартовий прискорювач з аксіальним турбореактивним двигуном з газодинамічної насадкою, маршову щабель з n-канальною системою формування підйомної сили в режимі обертання і малогабаритним одноразовим турбореактивним двигуном зі складним повітрозабірником, головку самонаведення. Винахід дозволяє спростити управління і стабілізацію КР, знизити вага і габарити КР. 2 іл.

Керований снаряд

Винахід відноситься до ракетного озброєння, зокрема до області малогабаритних керованих снарядів. Керований снаряд виконаний за аеродинамічною схемою «качка». Снаряд з одноканальної системою управління і обертається по крену. Снаряд містить маршовий двигун, кермо в одній площині і стабілізатор з розташуванням нерухомих несучих поверхонь з Х-образної схемою відносно площини консолей керма. На головній частині корпусу керованого снаряда в площині, перпендикулярній площині консолей керма, встановлені пілони. Нерухомі консолі пілонів у поперечній площині розташовані під кутом 45...60 градусів відносно консолей стабілізатора. Консолі пілона за геометричною формою в плані виконані подібно консолей керма з співвідношенням площ пілона і керма 0,5...1,0. Відношення площ консолі пілона і консолі стабілізатора виконано як 0,05...0,1. Досягається підвищення ефективності управління, покращення балістичних і динамічних характеристик снаряда. 2 іл.

Керована ракета

Винахід відноситься до військової техніки і може бути використано в керованих ракетах. Керована ракета (УР) містить послідовно телескопічно сполучені радіальними гвинтами з гайками і конічними головками відсіки з тонкостінних циліндричних оболонок, маршовий двигун, бойову частину. Конічна головка містить циліндричну поверхню, взаємодіє з циліндричним отвором одного відсіку і конічний ділянку, що взаємодіє з конічним отвором другого відсіку. Вісь конічного отвору першого відсіку розташована з ексцентриситетом від осі циліндричного отвору другого відсіку. Винахід дозволяє підвищити ефективність УР. 2 з.п. ф-ли, 4 іл.

Блок системи управління реактивного снаряда, який запускається з трубчастої направляючої

Винахід відноситься до боєприпасів, зокрема до блоків системи управління для реактивних снарядів. Блок системи управління реактивного снаряда містить корпус з ожівальной частиною, розкладаються в польоті аеродинамічні рулі з приводами і блоком управління, змонтовані на ожівальной частини. Кожен кермо оснащений контрфорсом. Контрфорс розміщений перед передньою кромкою керма співвісно з віссю розкладання. Профіль передньої частини контрфорси конгруентна профілю ожівальной частині корпусу. Діаметр максимальної описаної окружності контрфорсів всіх рулів не перевищує калібру блоку. Осі розкладання рулів зміщені до осі блоку щодо його калібру на величину не менше 0,5 максимальної товщини керма біля кореневої хорди його раскладивающейся частини. Досягається підвищення точності стрільби снарядом. 2 з.п. ф-ли, 2 іл.

Керована ракета

Винахід відноситься до військової техніки і може бути використане в ракетному озброєнні. Керована ракета містить головний відсік, приєднаний до іншого відсіку гвинтами і елементом кріплення у вигляді кільця прямокутного перерізу з дугоподібними зачепами з внутрішньої циліндричної поверхні і виступами на торцевій поверхні. Торець приєднується відсіку містить дугоподібні виступи із зовнішнім діаметром, розмірами і кількістю, рівними діаметру, висотою і кількістю зачепів елемента кріплення. Розташування зачепів елемента кріплення в кутовому напрямку збігається з розташуванням виступів з різьбовими отворами під гвинти кріплення головного відсіку. Винахід дозволяє знизити довжину і масу ракети, підвищити надійність відсіку і бойову ефективність ракети. 2 з.п. ф-ли, 4 іл.

Ракетна частина зі стабілізатором реактивного снаряда

Винахід відноситься до ракетної техніки, зокрема до ракетних частин зі стабілізатором реактивних снарядів. Ракетна частина зі стабілізатором реактивного снаряда містить корпус з многосопловим блоком і розкривний стабілізатор з лопатями. Лопаті встановлені під нульовим кутом до поздовжньої осі корпусу. Лопаті стабілізатора виконані плоскими і мають несиметричне загострення передніх зі скосом кромок. Скіс розташований на поверхні лопаті, зверненої в напрямку, протилежному обертанню ракетної частини. Кут загострення в площині, перпендикулярній передніх кромок, знаходиться в межах β=10°...30°. Досягається підвищення надійності функціонування ракетної частини. 2 з.п. ф-ли, 2 іл.

Механізм утримання ракети в транспортно-пусковому контейнері

Винахід відноситься до галузі ракетної техніки і призначене для застосування в ракети, що запускаються з транспортно-пускового контейнера. Конструкція вузла механізму утримання являє собою кронштейн, на якому змонтовані упор, прапорець, тандер і зачіп, розміщений на осі обертання кронштейна передньої частини механізму утримання. У конструкції зачепа є вісь під кріплення тандера, службовця як скріплює елемент конструкції зачепа з прапорцем, за допомогою якого відбувається поджатие заднього торця ракети до упору механізму утримання. Конструкція прапорця має вісь обертання, закріплену на кронштейні. В зоні осі обертання під прапорці виконаний Т-подібний паз для фіксації тандера, з протилежного боку виконана майданчик з отворами для кріплення фіксуючої пластини. Фіксуюча пластина з'єднує прапорці двох вузлів механізму утримання. Досягається надійна фіксація при транспортуванні, а при пуску в момент перепалювання пластини - найменші обурення. 3 з.п. ф-ли; 4 іл.
Up!