Динамика и управление беспилотного планирующего крылатого летательного аппарата крестообразной схемы

Введение

В настоящее время беспилотные планирующие крылатые летательные аппараты (БПК ЛА), запускаемые с воздушных носителей (обычно самолетов-носителей), используются довольно часто и широко. Применение таких ЛА возмож­но как в гражданских целях, так и в военных. Существуют различные варианты аэродинами­ческих компоновок БПК ЛА, однако до настоя­щего момента эти аэродинамические схемы не имели развитых крыльев большого удлинения. Необходимо отметить, что БПК ЛА рассматри­ваемого типа обычно не обладают маршевой силовой установкой на борту, что существенно усложняет вопросы, связанные с управлением такими ЛА.

Применение крыла большого удлинения на беспилотных летательных аппаратах (БЛА) рассматриваемого типа обусловлено возрас­тающими требованиями по дальности поле­та. Действительно, в большинстве случаев дальность автономного полета БПК ЛА игра­ет существенную роль, повышая вероятность сохранности носителя [1, 2]. Например, заданная точка интереса (ТИ) может быть защищена средствами ПВО противника, или очаг лесного пожара находится ближе к центру возгорания, а чтобы до него добраться, пилоту необходимо справляться с дополнительной психофизиче­ской нагрузкой [3].

Как уже было отмечено, существуют раз­личные схемы аэродинамических компоновок БПК ЛА рассматриваемого типа. Все они тра­диционно имеют Х-образный вид [3].

Аэродинамический облик

Рассмотрены несколько гипотетических аэро­динамических схем БПК ЛА. Первая аэроди­намическая схема (далее - вариант 1) - БПК ЛА, выполненный по нормальной аэродина­мической схеме с Х-образным крылом и цель­ноповоротными рулями в хвостовой части. На данный момент эта схема является стандарт­ной в России для создания БПК ЛА (рис. 1).

БПК ЛА, выполненный по аэродинами­ческой схеме с установленными Х-образным раскрывающимся крылом и хвостовым опе­рением, представляет собой второй вариант аэродинамической схемы (далее - вариант 2), которая до настоящего времени в России не использовалась (рис. 2). В работе представ­лены три модификации данного варианта с различными удлинениями крыла: «малое», «среднее» и «большое» (далее - варианты 2а, 2б и 2в соответственно). Рассмотрена только конфигурация с раскрытым крылом, соответ­ственно задача отделения от самолета-носите­ля и полета в условиях интерференции от него не исследуется.

Исследование баллистических характеристик БПК ЛА

Для БПК ЛА рассматриваемых схем построе­на математическая модель движения, на базе которой проведено моделирование запуска БПК ЛА с фиксированными нулевыми откло­нениями рулевых поверхностей. Математиче­ская модель пространственного движения ЛА стандартна и приведена в работах [2, 4]. Вы­полнено моделирование нескольких вариан­тов компоновок БПК ЛА для двух начальных высотно-скоростных режимов - с малых и с больших высот.

Результаты моделирования баллистиче­ского полета различных вариантов БПК ЛА в вертикальной плоскости представлены на рис. 3. Максимальные относительные дальности бал­листического полета рассмотренных вариантов БПК ЛА (за 100 % взята дальность полета пер­вого варианта БПК ЛА) следующие:

• старт с малых высот: вариант 1 - 100 %, вариант 2а - 97 %, вариант 2б - 128 %, вари­ант 2в - 73 %;
• старт с больших высот: вариант 1 - 100 %, вариант 2а - 111 %, вариант 2б - 128 %, вари­ант 2в - 86 %.

Моделирование показало, что при по­лете по баллистике (отклонения рулей в ка­налах тангажа, рыскания и крена отсутству­ют, δ_Β= δ _н= δ_κρ = 0°) с малых и больших высот максимальная дальность полета БПК ЛА до­стигается при среднем относительном удлине­нии крыла (вариант 2б), при этом превышение дальности в сравнении с компоновкой БПК ЛА в варианте 1 составляет 28 %.

Система управления БПК ЛА может быть условно разделена на две подсистемы: стабилизации и наведения.

Система стабилизации перегрузок и углового положения БПК ЛА

Структура системы стабилизации, реализо­ванная ПИД-регуляторами, разработана как единая для всех полетных конфигураций (сложенное крыло и раскрытое крыло).

Продольный канал:

Здесь Δδ_Β , Δδ_Η, Δδ_κρ - отклонения рулей соответственно в каналах тангажа, рыскания и крена, град;

 - коэффициенты усиления;

Δθ, Δγ - приращения по углам тангажа и крена, град;

Δω_z, Δω_y, Δω_x - приращения угловых скоро­стей в каналах тангажа, рысканья и крена, град/с;

Δ0_γπρ, γ_ynp - заданные значения углов тан­гажа и крена (рассчитывается в системе управ­ления), град;

Δθ_тек, 1_тек - текущие значения углов тан­гажа и крена, град;

∆n_z - приращение боковой перегрузки.

В рассматриваемой задаче предполагает­ся, что управление осуществляется рулевыми поверхностями хвостового оперения.

Система стабилизации БПК ЛА являет­ся адаптивной и построена с учетом принципа адаптации коэффициентов усиления к теку­щим высотно-скоростным параметрам полета БПК ЛА. Коэффициенты усиления подбира­ются для различных высотно-скоростных ре­жимов полета по методике, описанной в рабо­тах [1, 2]. Текущие значения коэффициентов вычисляются с помощью методов линейной интерполяции.

Система наведения

Задача системы наведения - формирование управляющих сигналов в систему стабилиза­ции для выполнения той или иной задачи. Для увеличения эффективности применения БПК ЛА требуется максимизация дальности его ав­тономного полета. При этом существует также и необходимость доставки полезной нагрузки в заданную точку. Для выполнения этих двух задач одновременно предлагается условно раз­делить систему наведения БПК ЛА на две под­системы: отвечающую за автономный планиру­ющий полет на максимально возможную даль­ность и за доставку БПК ЛА в заданную точку.

На рис. 4 представлена схема работы системы наведения в зависимости от профиля полета БПК ЛА.

Предлагаемая система организации управления является принципиально новой для ЛА рассматриваемого типа. Необходимо подчеркнуть, что БПК ЛА, в отличие, напри­мер, от ракет, не обладает силовой установкой, что вызывает существенные сложности в орга­низации управления особенно при его форми­ровании для планирования на максимальную дальность.

Планирование на максимальную даль­ность. Интуитивно ясно, что достижение максимальной дальности возможно при полете БПК ЛА с максимальным аэродинамическим качеством.

Зависимость угла тангажа от максималь­ного значения аэродинамического качества K_max вычисляется из уравнений движения ЛА при снижении, приведенных в работе [4]. Вве­дем коэффициент усиления K_tet для формиро­вания управляющего сигнала, тогда его значе­ние будет вычисляться следующим образом:

Значение  K_max известно для различных высотно-скоростных режимов полета по ре­зультатам продувок в аэродинамической трубе или расчетов аэродинамических характери­стик. Для текущего режима полета это значе­ние находится путем интерполяции.

Наведение в заданную точку. Дальность до цели D_м, абсолютное значение горизонталь­ной дальности до цели D_{rop м}, земная скорость V_м и скорость горизонтального сближения с целью V_{rop м} будем вычислять через следующие параметры: координаты БПК ЛА - X_{g м},Y_{g м}, Z_{g м}, координаты цели - , составляющие скорости БПК ЛА - V_xм,V_yм,V_zм :

Для самонаведения БПК ЛА будем ис­пользовать метод пропорционального сбли­жения [1-3, 5].

Наведение по углу наклона траектории

Как уже было указано, для проектирования полета на максимальную дальность в насто­ящей работе использован метод, основанный на стабилизации угла наклона траектории. При полете БПК ЛА в любой момент време­ни может быть рассчитан угол наклона линии визирования цели φ _лв:

где D_rop - значение горизонтальной дально­сти до цели;

D - значение наклонной дальности до цели (рис. 5).

Для увеличения эффективности приме­нения БПК ЛА в ряде случаев необходимо мак­симизировать угол подхода к конечной точке траектории. Для реализации функций наведения и максимизации конечного угла подхода в продольном канале предложено использовать описанную выше систему стабилизации угло­вого положения БПК ЛА.

В определенный момент времени взаим­ное положение БПК ЛА и цели составит угол наклона линии визирования цели, соответству­ющий φ_гρ - граничному значению, заданному в зависимости от задачи, которая поставлена перед БПК ЛА. Таким обзором, после преодо­ления этого момента времени управляющий сигнал по углу наклона траектории

θ_упр = ^_ ϕ_лв ·

Использование данного алгоритма по­зволяет достаточно точно навести БПК ЛА на конечную точку траектории и при этом обеспе­чить подход к ней с требуемым углом наклона траектории.

Результаты моделирования

С помощью описанной математической моде­ли проведены моделирование полета БПК ЛА рассматриваемых вариантов и сравнительный анализ их летно-технических характеристик. Для наглядности моделирование проведено с одинаковыми начальными условиями.

Типовые результаты моделирования и характер траектории полета рассматриваемых ЛА представлены на рис. 6, 7.

Результаты моделирования для БПК ЛА всех рассматриваемых конфигураций схожи с представленным результатом.

Заключение

В работе было исследовано влияние различ­ных факторов на динамику и управление БПК ЛА крестообразной схемы. Для этого выпол­нены следующие действия:

• построена математическая модель про­странственного движения БПК ЛА;
• спроектирован облик системы стабилиза­ции перегрузок и углового положения БПК ЛА;
• спроектирован облик системы наведе­ния БПК ЛА на цель.

Представленная система наведения, в отличие от используемых в настоящее время, состоит из двух подсистем, отвечающих за планирование БПК ЛА на максимальную дальность на первом этапе полета и наведение не­посредственно на точку цели на втором, заклю­чительном этапе полета. Применение такой системы управления является новым для БПК ЛА и существенно увеличивает летно-техни­ческие характеристики таких изделий.