способ управления временем прилета спускаемого аэробаллистического летательного аппарата в заданную точку земной поверхности

Формула изобретения

Способ управления временем прилета спускаемого аэробаллистического летательного аппарата (ЛА) в заданную точку земной поверхности, включающий формирование траектории спуска путем задания требуемого направления вектора конечной скорости ЛА в точке цели, отличающийся тем, что осуществляют прогноз ожидаемого времени прилета ЛА от заданной высоты над земной поверхностью до заданной точки земной поверхности с помощью бортового вычислителя, определяют отклонение ожидаемого времени прилета ЛА от его расчетного номинального значения и по найденному отклонению времени прилета корректируют требуемое направление конечной скорости ЛА в заданной точке земной поверхности из условия сведения прогнозируемого отклонения времени прилета ЛА к нулю.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области управления наведением летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для оперативного управления временем прилета спускаемого аэробаллистического ЛА в заданную точку земной поверхности (точку цели) путем изменения формы траектории спуска ЛА на земную поверхность с заданной высоты, при этом переход на более пологие траектории спуска ведет к увеличению времени прилета ЛА в точку прицеливания, а переход на более крутые траектории спуска ведет к соответствующему уменьшению времени прилета ЛА.

Известен способ формирования траекторий спускаемого аэробаллистического летательного аппарата в заданную точку земной поверхности (точку цели) - навесных, настильных, подлетных с заданного направления и др. (см.[1], [2]), заключающийся в том, что задают требуемое направление вектора конечной скорости ЛА в точке цели, осуществляют построение целевой системы координат, связанной с заданным направлением конечной скорости, формируют программы требуемых ускорений ЛА в проекциях на картинную плоскость наведения, нормальную к направлению конечной скорости, находят закон терминального управления спускаемым ЛА из динамических уравнений движения ЛА с определением его действительных параметров движения с помощью бортовой навигационно-измерительной системы.

Недостаток известного способа заключается в том, что формирование различных траекторий спускаемого аппарата осуществляется без учета возможных вариаций времени прилета ЛА в точку прицеливания, которое может изменяться в значительных пределах как за счет атмосферных и иных возмущений, воздействующих на спускаемый аппарат на предыдущих этапах полета, так и вследствие изменения самих траекторий спуска, формируемых в рамках известного способа управления.

Задачей изобретения является обеспечение возможности управления временем прилета аэробаллистического ЛА в точку цели. В частном случае управление временем будет заключаться в поддержании заданного значения времени прилета ЛА в условиях воздействия возмущающих факторов, оказывающих влияние на время полета ЛА по траектории спуска (случайные вариации параметров атмосферы, отклонения аэробаллистических характеристик ЛА от их номинальных значений и др.). В более общем случае управление временем будет заключаться в оперативном изменении заданного времени прилета ЛА в точку цели непосредственно в ходе полета.

Необходимость управления временем прилета ЛА в точку цели существует во многих ситуациях применения аэробаллистических ЛА. В частности, при полете группы однотипных аэробаллистических ЛА, направляемых в одну или близко расположенные точки цели, возникает необходимость точной синхронизации моментов прилета ЛА в общую или индивидуальные точки цели (см. [1], с.435-439). При управлении пилотируемыми спускаемыми аппаратами типа «Шаттл» или «Буран» необходимость оперативного изменения времени прилета ЛА в точку посадки может быть вызвана метеорологическими факторами.

На фиг.1 показаны плоские траектории спуска ЛА из начальной точки О в точку цели Ц, формируемые в рамках известного способа управления полетом ЛА. Пунктиром показана номинальная (расчетная) траектория спуска, которой соответствует заданная конечная скорость ЛА в точке Ц, обозначенная как , и расчетное время прилета ЛА в точку Ц, которое обозначим как . Здесь же показаны оси целевой системы координат Х _ц и Y_ц, связанные с вектором заданной конечной скорости, при этом ось Х_ц направлена по вектору , а ось Y_ц ей перпендикулярна. Угол (называемый в баллистике углом бросания) определяет направление вектора конечной скорости в точке цели и тем самым форму траектории ЛА на предыдущем этапе полета.

На фиг.1 показаны два других угла и , задание которых определяет две другие траектории спуска, отмеченные цифрами 1 и 2.

Таким образом, угол бросания _ц является в известном способе параметром управления формой траектории спуска, выбранное значение которого фиксируется в алгоритмах наведения ЛА в точку цели или согласно способу управления, описанному в [2], изменяется в алгоритмах наведения по заданной программе.

Изменение угла _ц по сравнению с его номинальным расчетным значением и соответствующее этому изменение формы траектории спуска приводят к изменению времени полета ЛА от точки О до точки прицеливания Ц. Это обстоятельство положено в основу заявляемого способа управления временем прилета ЛА в точку прицеливания.

Обозначим через и время прилета ЛА в точку Ц при движении по траекториям, отмеченным на фиг.1 цифрами 1 и 2. При движении по первой траектории, более пологой, время прилета в точку Ц больше, чем при движении по номинальной расчетной траектории, . При движении по второй траектории, более крутой, время прилета в точку Ц меньше, чем при движении по номинальной расчетной траектории, . Из изложенного следует, что выбором нужного значения угла _ц с последующей фиксацией его значения в алгоритмах наведения может быть обеспечено требуемое значение времени прилета ЛА в точку цели.

Таким образом, в заявляемом способе угол _ц является параметром управления временем прилета ЛА в точку цели.

Между значениями угла _ц и значениями времени Т_ц прилета ЛА в точку цели при движении из начальной точки О существует однозначная функциональная зависимость, точный вид которой может быть установлен математическим моделированием управляемого движения ЛА по алгоритмам наведения в соответствии со способом управления, изложенным в [1].

В качестве примера на фиг.2 представлена кривая, характеризующая вид такой зависимости. Данная кривая получена моделированием движения гипотетического высокоскоростного аэробаллистического ЛА с характеристиками, приведенными в [1], с.419, при спуске в заданную точку земной поверхности с начальной высоты 30 км. В окрестности номинального значения угла бросания (в данном примере , ) расчетная кривая может быть аппроксимирована квадратичной зависимостью вида

где отклонение времени прилета ЛА в точку Ц, вызванное изменением угла бросания . Значения коэффициентов C₁ и С₂ зависимости (1) определяются для номинальных условий полета ЛА перед его пуском и вводятся в составе данных полетного задания в бортовую аппаратуру управления. Зависимость (1) или подобная ей более точная зависимость может быть использована в бортовых алгоритмах управления для расчета требуемого изменения угла _ц в алгоритмах управления, компенсирующего отклонение времени прилета Т_ц, чем и будет обеспечено управляемое изменение времени прилета ЛА в точку цели.

В соответствии с изложенным заявляемый способ управления временем прилета ЛА в заданную точку цели сводится к следующему.

1. В процессе полета ЛА на некоторой заданной высоте над земной поверхностью (точка О на фиг.1) осуществляют прогноз ожидаемого времени полета ЛА от заданной высоты до точки цели по полным или упрощенным уравнениям движения ЛА с помощью бортового вычислителя.

2. Определяют отклонение ожидаемого времени прилета ЛА в точку

цели от его расчетного номинального значения , где - расчетное значение времени прилета ЛА, вводимое в память бортовой системы управления ЛА перед его пуском, и Т_ц - время прилета, найденное путем прогноза.

3. С помощью зависимости вида (1) или другой, более точной зависимости, находят требуемое изменение угла бросания _ц, соответствующее отклонению времени Т_ц, после чего определяют измененное значение угла бросания .

4. Найденное измененное значение угла _ц фиксируют в бортовых алгоритмах управления полетом ЛА, чем достигается изменение заданного направления конечной скорости ЛА в точке цели, влекущее соответствующее изменение формы траектории ЛА при подлете к точке цели и сведение прогнозируемого отклонения времени прилета ЛА к нулю. После фиксации значения угла _ц в бортовых алгоритмах управление полетом ЛА осуществляется в соответствии с известным способом.

В случаях, когда необходимо осуществить оперативное программное изменение времени прилета непосредственно в процессе спуска ЛА (например, вследствие неблагоприятных метеоусловий в точке посадки пилотируемого ЛА), требуемую вариацию времени прилета определяют непосредственно по формуле , где - расчетное значение времени прилета, хранящееся в памяти бортовой системы управления, Т_ц - измененное время прилета. После этого реализация заявляемого способа управления временем сводится к выполнению действий, описанных выше в пп.3, 4.

Источники информации

1. Системы управления летательными аппаратами: Учебник для вузов / Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. М.: Машиностроение, 2003 г. (с.405-420).

2. Патент № 2296940, приоритет от 11 ноября 2005 г.