xn----8sbccoat3acurs.xn--p1aiмоисеев-бпла.рф/images/files/_-__c_.pdf2 УДК...

1

Посвящается 110-летию со дня рождения выдающегося советского

авиаконструктор а Михаила Леонтьевича Миля

В.С. МОИСЕЕВ

БЕСПИЛОТНЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ

Казань

2019

совр

емен

ная

ве

рто

ле

тна

я

беспилотная

техника

2

УДК 629.7:623.746.-519

ББК 39.54:39.56

М 74

Редактор серии:

В.С. Моисеев – заслуженный деятель науки и техники Республики

Татарстан, д-р техн. наук, профессор.

Моисеев В.С.

М 74 Беспилотные вертолеты. Современное состояние и перспективы

развития. – Казань: Редакционно-издательский центр «Школа»,

2019. 596 с. (Серия «Современная беспилотная вертолетная тех-

ника»).

ISBN 978-5-907130-86-9

Первая монография предлагаемой серии посвящена постановке

актуальной в настоящее время проблеме создания и применения бес-

пилотной вертолетной техники для решения широкого круга военных

и гражданских задач.

В рамках решения этой проблемы, следуя системному подходу,

рассмотрены современное состояние и перспективы развития назем-

ного и бортовых комплексов беспилотных вертолетов, тактики при-

менения вертолетов различного назначения, конструкции, методов

предварительного проектирования и расчета на прочность наиболее

распространенных одновинтовых беспилотных вертолетов, а также

вопросы аэродинамики и динамики полетов таких вертолетов по тре-

буемым траекториям. Особое внимание уделено методам формирова-

ния программного управления движением беспилотных вертолетов

по таким траекториям.

Книга предназначена для студентов и аспирантов соответст-

вующих направлений обучения и специалистов организаций-

разработчиков беспилотной вертолетной техники.

УДК 629.7:623.746.-519

ББК 39.54:39.56

ISBN 978-5-907130-86-9 © Моисеев В.С., 2019

3

СОДЕРЖАНИЕ

ПРЕДИСЛОВИЕ РЕДАКТОРА СЕРИИ ................................................ 7

ВВЕДЕНИЕ ................................................................................................. 9

Глава 1. СОВРЕМЕННЫЕ БЕСПИЛОТНЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ ............ 12

1.1. Зарубежные беспилотные вертолеты .......................................... 13

1.2. Отечественные беспилотные вертолеты ..................................... 25

1.3. Классификация беспилотной вертолетной техники .................. 45

1.4. Прогнозирование потребной численности и

среднемесячного выпуска отечественных беспилотных

вертолетов ...................................................................................... 52

1.5. Основные проблемы теории и практики отечественной

беспилотной вертолетной техники .............................................. 59

Глава 2. БЕСПИЛОТНЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ ОДНОВИНТОВОЙ

СХЕМЫ ................................................................................................. 69

2.1. Конструкция одновинтовых беспилотных вертолетов ............. 70

2.2. Типовой корпус беспилотного вертолета ................................... 84

2.3. Проблемы создания электрифицированного беспилотного

вертолета ......................................................................................... 87

Глава 3. СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ БЕСПИЛОТНЫХ

ВЕРТОЛЕТОВ ....................................................................................... 97

3.1. Турбовальные двигатели .............................................................. 98

3.2. Поршневые двигатели ................................................................. 102

3.3. Топливные системы силовых установок .................................. 116

3.4. Электрические двигатели ........................................................... 119

3.5. Применение твердотоплиных ракетных двигателей в

силовых установках перспективных беспилотных

вертолетов .................................................................................... 128

Глава 4. КОМПЛЕКСЫ БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ

БЕСПИЛОТНЫХ ВЕРТОЛЕТОВ ..................................................... 137

4.1. Структура комплексов бортового оборудования

беспилотных вертолетов ............................................................. 137

4.2. Комплекс средств энергетического оборудования


4.3. Основные потребители бортовой энергии ................................ 156

4

4.4. Комплекс бортового радиоэлектронного оборудования


4.5. Комплекс управления полетом и бортовым оборудованием

беспилотного вертолета .............................................................. 168

Глава 5. КОМПЛЕКСЫ ЦЕЛЕВОГО ОБОРУДОВАНИЯ

БЕСПИЛОТНЫХ ВЕРТОЛЕТОВ .................................................... 182

5.1. Бортовые оптико-электронные системы ................................... 182

5.2. Бортовые радиолокационные системы ..................................... 194

5.3. Аппаратура ретрансляции радиосигналов ................................ 203

5.4. Аппаратура радиоэлектронного и оптикоэлектронного

противодействия .......................................................................... 207

5.5. Целевое оборудование имитационных беспилотных

вертолетов .................................................................................... 211

5.6. Целевое оборудование боевых беспилотных вертолетов ....... 214

5.7. Целевое оборудование беспилотных вертолетов двойного

назначения .................................................................................... 217

Глава 6. ТАКТИКА ПРИМЕНЕНИЯ ИНФОРМАЦИОННЫХ


6.1. Оптико-электронная разведка и наблюдение наземных и

надводных объектов .................................................................... 223

6.2. Оптико-электронная разведка целей и наведение

управляемых артиллерийских снарядов ................................... 235

6.3. Радиолокационная разведка наземной (надводной)

обстановки .................................................................................... 240

6.4. Радиотехническая разведка наземной обстановки .................. 247

6.5. Подавление работы наземных, надводных и воздушных

объектов ........................................................................................ 253

6.6. Ретрансляция связи воздушных и наземных объектов ........... 258

Глава 7. ТАКТИКА ИМИТАЦИИ БЕСПИЛОТНЫМИ

ВЕРТОЛЕТАМИ СРЕДСТВ ВОЗДУШНОГО НАПАДЕНИЯ ... 265

7.1. Применение учебных БВ-АЛЦ .................................................. 268

7.2. Применение боевых БВ-АЛЦ .................................................... 287

5

Глава 8. ТАКТИКА ПРИМЕНЕНИЯ БОЕВЫХ


8.1. Ударные беспилотные вертолеты .............................................. 293

8.2. Беспилотные вертолеты-истребители ....................................... 304

Глава 9. ТАКТИКА ПРИМЕНЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫХ

ВЕРТОЛЕТОВ ДВОЙНОГО НАЗНАЧЕНИЯ ............................... 308

9.1. Применение вспомогательных беспилотных вертолетов

военного назначения ................................................................... 308

9.2. Применение беспилотных вертолетов гражданского

назначения .................................................................................... 316

Глава 10. ОРГАНИЗАЦИОННЫЕ ВОПРОСЫ ПРИМЕНЕНИЯ

БЕСПИЛОТНОЙ ВЕРТОЛЕТНОЙ ТЕХНИКИ ............................ 330

10.1. Структура и функции беспилотного вертолетного

комплекса ..................................................................................... 330

10.2. Организация перспективных беспилотных вертолетных

подразделений .............................................................................. 336

10.3. Логистика беспилотных вертолетных подразделений ........ 344

Глава 11. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ И

КОНСТРУИРОВАНИЕ БЕСПИЛОТНЫХ ВЕРТОЛЕТОВ ......... 356

11.1. Основные стадии и этапы проектирования беспилотного

вертолета ....................................................................................... 356

11.2. Статистические зависимости для «завязки» проекта


11.3. Определение параметров типового корпуса беспилотного

вертолета ....................................................................................... 364

11.4. Определение параметров несущего и рулевого винтов,

крыла и оперения вертолета ....................................................... 376

11.5. Расчет лобового аэродинамического сопротивления

корпуса вертолета ........................................................................ 379

11.6. Расчет потребной мощности вертолета и связанных с ней

параметров винтовой системы ................................................... 383

11.7. Расчет массовых характеристик и центровки


11.8. Конструирование беспилотного вертолета ........................... 394

11.9. Конструкционные материалы беспилотной вертолетной

техники ......................................................................................... 411

6

Глава 12. ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА

БЕСПИЛОТНОГО ВЕРТОЛЕТА ..................................................... 422

12.1. Характеристики воздушной среды эксплуатации


12.2. Учет ветровых возмущений при эксплуатации


12.3. Аэродинамика винтовой системы беспилотного

вертолета ....................................................................................... 457

12.4. Общие аэродинамические характеристики беспилотного

вертолета ....................................................................................... 473

Глава 13. ПРИКЛАДНЫЕ МОДЕЛИ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА


13.1. Эксплуатационные системы координат беспилотных

вертолетов .................................................................................... 482

13.2. Общая математическая модель пространственного

движения беспилотного вертолета ............................................ 486

13.3. Частные модели движения беспилотного вертолета ........... 495

13.4. Модели вертикального взлета и посадки беспилотного

вертолета ....................................................................................... 501

13.5. Динамика полета беспилотного вертолета в неспокойной

атмосфере ..................................................................................... 508

Глава 14. УПРАВЛЕНИЕ БЕСПИЛОТНЫМИ ВЕРТОЛЕТАМИ .. 514

14.1. Общая задача управления беспилотными вертолетами ...... 514

14.2. Наземный комплекс управления беспилотными

вертолетами .................................................................................. 520

14.3. Методы формирования требуемых скоростей и

траекторий движения беспилотных вертолетов ...................... 530

14.4. Формирование косвенного программного управления

движением беспилотного вертолета .......................................... 556

14.5. Формирование прямого программного управления

беспилотным вертолетом ............................................................ 566

ЗАКЛЮЧЕНИЕ ...................................................................................... 583

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ .................................................................... 584

7

ПРЕДИСЛОВИЕ РЕДАКТОРА СЕРИИ

Беспилотная вертолетная техника является актуальным

направлением развития авиационной науки и техники. На ее

эффективность указывалось в ряде отечественных и зарубеж-

ных работ по беспилотным летательным аппаратам.

Как показывает практика, развитие отечественного беспи-

лотного авиастроения находится на стадиях разработки и час-

тичного внедрения весьма незначительного числа образцов.

Кроме этого следует отметить повсеместное увлечение у

нас в стране и за рубежом беспилотными ЛА разнообразных

самолетных схем и практически полное отсутствие литерату-

ры по теории, разработке и применению беспилотных верто-

летов для решения военных и гражданских задач. Этот суще-

ственный пробел предполагается начать устранять путем из-

дания книг серии «Современная беспилотная вертолетная

техника», в которой будут рассмотрены следующие вопросы:

современное состояние и перспективы развития тео-

рии и практики беспилотной вертолетной техники;

силовые установки и бортовые комплексы беспилот-

ных вертолетов;

применение беспилотных вертолетов при решении

военных и гражданских задач;

предварительное проектирование и конструирование

беспилотных вертолетов;

аэродинамика, динамика полета и управление беспи-

лотными вертолетами.

Материал первой книги этой серии сформирован на осно-

ве обзоров литературы соответствующих предметных облас-

тей, фундаментальных, но малодоступных работ в области

8

беспилотной вертолетной техники и собственных исследова-

ний автора.

Редактор надеется, что предлагаемая серия будет полезна

разработчикам беспилотной вертолетной техники и послужит

толчком для более глубокого развития теоретических основ и

практических методов создания и применения беспилотных

вертолетов различного назначения.

Материал книг серии может использоваться как введение

в рассматриваемую проблему студентами и аспирантами, ко-

торые желают специализироваться в области разработки и

применения перспективных беспилотных вертолетов.

С опубликованными книгами серии можно ознакомиться

в научно-технических библиотеках страны и скачать их тек-

сты, размещенные на сайте «Моисеев-БПЛА.рф».

Все замечания и предложения по участию в опубликова-

нии материалов по проведенным исследованиям и разработ-

кам в области беспилотной вертолетной техники можно на-

правлять по адресу электронной почты [email protected]

Моисееву Виктору Сергеевичу.

9

ВВЕДЕНИЕ

Беспилотная вертолетная техника является в настоящее

время перспективным направлением развития мировой авиа-

ционной науки и техники.

К несомненным основным достоинствам беспилотных

вертолетов относятся:

преимущества перед беспилотными самолетами при

скорости 150-200 км/ч и радиусе действия порядка 100-300 км;

объемный фюзеляж, где можно разместить большой

объем бортового и целевого оборудования:

возможность взлета и посадки в городской, горной,

лесистой и пересеченной местности;

использование в составе малых и средних кораблей;

детализация результатов разведки и мониторинга пу-

тем зависания над объектами наблюдения;

лазерный подсвет целей при применении высокоточ-

ного оружия.

Основными недостатками такого вида авиационной тех-

ники являются относительная сложность конструкции и ме-

тодов управления беспилотными вертолетами.

Еще один существенный недостаток состоит в отсутствии

на сегодняшний день общепризнанной теории и практических

методик создания и применения беспилотных вертолетов для

решения широкого круга военных и гражданских задач.

На малое внимание к проблемам беспилотной вертолет-

ной техники указывают такие факты как практическое отсут-

ствие в аналитическом обзоре по беспилотным авиационным

системам XXI века, подготовленном Гос НИИ АС упомина-

ний о перспективах развития этого вида беспилотной авиаци-

онной техники. Аналогично, в перспективных планах иссле-

10

дований и разработок по вертолетной технике, опубликован-

ных к 100-летию создания ЦАГИ, такая беспилотная техника

не рассматривается.

К настоящему времени в мире разработано порядка сотни

образцов зарубежных и отечественных беспилотных вертоле-

тов различных схем.

Вместе с тем можно констатировать тот факт, что в нашей

стране наряду с такими известными организациями как ОКБ

Миля, ОКБ Камова и Московский авиационный институт

разработкой этого вида перспективной авиационной техники

занимаются ряд ОАО и ООО машиностроительной, приборо-

строительной, радиоэлектронной и других отраслей промыш-

ленности, которые не имеют достаточного опыта создания

этого вида техники.

Для таких организаций и студентов технических вузов

данная книга будет введением в теорию и практику создания

и применения перспективных образцов беспилотной верто-

летной техники.

На наш взгляд, в будущей теории беспилотной вертолет-

ной техники значительное внимание должно быть уделено

обработке статистических данных по отечественным и зару-

бежным образцам, а также широкому применению математи-

ческих моделей и современных численных методов для реше-

ния задач разработки и эксплуатации беспилотных вертолетов

различного назначения.

При этом следует отметить полное отсутствие отечест-

венной литературы по комплексному изложению современ-

ных сведений по конструкции, бортовым комплексам, приме-

нению, проектированию, аэродинамике, динамике полета и

управлению беспилотными вертолетами.

11

Материал предлагаемой книги можно рассматривать как

введение в теорию создания и практику применения совре-

менной беспилотной вертолетной техники.

Автор благодарит к.т.н. Моисееву Л.Т. за ценные указания

и подготовку рукописи к изданию. Особую благодарность хо-

чется выразить коллективу РИЦ «Школа» за большой труд по

публикации этой и других книг автора.

12

Глава 1. СОВРЕМЕННЫЕ


Создание любого изделия авиационной техники начинает-

ся с поиска и изучения зарубежных и отечественных образ-

цов-аналогов с целью выбора из них прототипов разрабаты-

ваемого летательного аппарата (ЛА).

В данной главе представлен краткий обзор развития и со-

временного состояния зарубежной и отечественной беспи-

лотной вертолетной техники. Приводятся их летно-

технические характеристики, типы и параметры силовых ус-

тановок, конструктивные особенности, состав наземного,

бортового и целевого оборудования и возможные области

применения разработанных беспилотных вертолетов. Обзор

выполнен на основе материалов работ [1-4].

В главе также приводится предварительный прогноз по-

требной численности беспилотных вертолетов до 2025 года и

формируются основные проблемы теории и практики отече-

ственной беспилотной вертолетной техники.

В работах [1-3] для этого вида авиационной техники были

использованы понятия БЛА вертолетного типа (БЛА ВТ), бес-

пилотная вертолетная платформа (БВП) [12], дистанционно пи-

лотируемый вертолет (ДПВ), винтокрылый дистанционно пи-

лотируемый ЛА (ВК ДПЛА), которые в данной работе пред-

лагается обобщить понятием «беспилотный вертолет (БВ)».

Отметим, что первой отечественной публикацией по зару-

бежной беспилотной вертолетной технике была подробная

статья, опубликованная в журнале [4], а термин «беспилот-

ный вертолет» был введен в работе [5]. В этой монографии

впервые были указаны преимущества практического приме-

нения БВ перед БЛА самолетных схем.

13

1.1. Зарубежные беспилотные вертолеты

В апреле 2010 г армия США обнародовала программу

развития БЛА на ближайшие 25 лет. Документ предусматри-

вает конвертацию существующего парка армейских вертоле-

тов на беспилотные летательные аппараты «с возможностью

пилотирования человеком». Согласно требованиям армии,

новые БЛА «должны быть автономными настолько, насколь-

ко возможно». В частности, они должны самостоятельно

осуществлять полеты по заданному маршруту, а также осу-

ществлять взлет и посадку в полностью автоматическом ре-

жиме. По оценке военного командования, переоборудование

вертолетного парка позволит сэкономить значительные фи-

нансовые и материальные средства оборонного бюджета

США.

В рамках этой концепции компания Sikorsky занимается

разработкой беспилотной версии вертолета UH-60М. Демон-

страционную модель беспилотного вертолета (БВ) Blackhawk

предполагалось создать к 2015 г. Такой вертолет будет стоить

$17 млн., что на 2 млн. дороже пилотируемого варианта, но

руководство компании уверено, что будущих заказчиков рост

стоимости не остановит, поскольку позволит сэкономить на

летном составе. Эта компания уже имеет опыт создания бес-

пилотных вертолетов. В частности БВ Cypher был создан в

начале 1990-х гг., а на базе этой разработки позже была соз-

дана модификация Cypher II Dragon Warrior.

Фирма Northrop Grumman в мае 2010 г. предложила мо-

дифицировать в беспилотный вариант вертолет Bell 407. Пер-

вый опытный вертолет, использующий автоматическую сис-

тему управления от БЛА вертолетной схемы MQ-8B Fire Scout,

компания планировала поднять в воздух в конце того года.

14

Разработку беспилотного вертолета RQ/I MQ-8 Fire Scout

(Рис. 1.1) компания Schweitzer (USA) начала в 2000 г. на базе

вертолета Schweizer 330.

Рис. 1.1.

Планировалось, что именно этот аппарат станет основой

беспилотной авиации американских ВМС. Эти вертолеты

также планировалось вооружить ракетами класса Hellfire. По-

сле выполнения боевой операции БВ должны были оценить

нанесенный ущерб. Нормальный взлетный вес вертолета со-

ставляет 1157 кг. Однако после испытаний опытных образцов

министерство обороны США в январе 2002 г. прекратило фи-

нансирование дальнейшей разработки этого БВ.

Совместный проект компании Kaman Aerospace и концер-

на Lockheed Martin – беспилотная модификация вертолета

К-Мах (Рис. 1.2), успешно продемонстрировала свои возмож-

ности при транспортировке грузов и тушении лесных пожаров.

Конструкция беспилотного вертолета К-Мах создана

фирмой Kaman Aerospace. Компания Lockheed Martin разра-

ботала систему управления БВ, которая «полностью совмес-

тима с интерфейсами, принятыми в американской армии для

управления существующими БЛА».

15

Рис. 1.2.

В первой версии эта система требует непосредственного

визуального контроля над самыми сложными этапами полета

(взлет и посадка) со стороны оператора управления БВ, но

позволяет выполнять автоматический полет по маршруту и

быстро корректировать его в соответствии с поступающей

информацией о появлении неожиданных опасностей и «мерт-

вых» зон.

Разработанный вертолет К-Мах имеет максимальный

взлетный вес 5400 кг, способен развивать скорость 185 км/ч и

поднимать 2700 кг груза. Дальность полета составляет 490 км.

В июне 2007 г. компания Boeing успешно осуществила

первый полет беспилотного вертолета А-160Т Hummingbird,

предназначенного для войск специального назначения. Для

этого вертолета определено пять альтернативных целевых на-

грузок, включая оптико-электронное/ИК-оборудование и раз-

личные РЛС. Вертолет сможет нести целевую нагрузку мас-

сой до 454 кг или находиться в воздухе до 20 ч с целевой на-

грузкой 136 кг, причем планируется увеличить продолжи-

тельность полета до 24 ч, а впоследствии – до 36. Максималь-

16

ный взлетный вес А-160Т составляет 1800-2270 кг. В полетах

с большой продолжительностью беспилотный вертолет

А-160Т может лететь со скоростью до 260 км/ч, действовать

на высотах до 7600-9100 м и находиться в режиме висения в

течение нескольких часов на высоте 4570 м.

В рамках концепции Fire-X компания Boeing предусмат-

ривает продемонстрировать возможности транспортного

обеспечения ВМС США с использованием БВ. Такой БВ бу-

дет способен нести 567 кг полезной нагрузки (1200 кг на внеш-

ней подвеске) и находиться в воздухе до 8 ч. Оснащенный ав-

томатической системой управления от БВ Fire Scout он смо-

жет выполнять как задачи разведки, обнаружения и наблюде-

ния, так и использоваться как ударный БВ.

Первой известной разработкой беспилотной вертолетной

техники можно считать создание в начале 60-х годов прошло-

го века фирмой Gyrodyne (США) БВ QH-50 для борьбы с под-

водными лодками (Рис. 1.3). Несколько модификаций этого

вертолета были приняты на вооружение ВМС США.

Рис. 1.3.

17

Вертолет взлетал с палубы корабля, сбрасывал торпеды в

заданном районе и возвращался. Из 750 аппаратов, принятых

ВМС, 362 разбились из-за различных дефектов, в частности

самопроизвольного отключения аппаратуры управления.

В ФРГ проводится работа по созданию системы AAMIS

(AirbomeMinefieldReconnaissance), предназначенной для раз-

ведки дистанционно устанавливаемых минных полей. В ее

составе предполагается использовать БВ «Camcopter» с дви-

гателем «Minarelli» мощностью 11,2 кВт (15 л.с.) и запасом

топлива 12,5 л. Вертолет оборудован цветной видеокамерой с

высокой разрешающей способностью и системой передачи

данных на наземный пункт управления в реальном масштабе

времени.

Фирмой «Доронье» для оснащения корветов ВМС ФРГ в

1998 г. была начата разработка БЛА вертолетного типа «Си-

мос», основными задачами которого являлись:

разведка целей;

ретрансляция радиосигналов;

постановка помех с целью обеспечения боевых опе-

раций корабельных ударных групп;

поддержка действий специальных подразделений в

прибрежной зоне (разведка минных полей и другие задачи).

Этот БВ оснащен двумя соосными воздушными винтами,

приводимыми в движение от одного турбовального двигателя

«Роллс-Ройс» 250-С20В мощностью 336 кВт (450 л.с.). Взлет

и посадка вертолета осуществляются в автоматическом ре-

жиме. В состав его разведывательного целевого оборудования

планировалось включить многорежимную РЛС слежения за

поверхностью моря дальностью действия 70 км, и оптикоэлек-

18

тронную аппаратуру наблюдения. Дополнительно на аппарате

может применяться система поиска и обнаружения мин.

Наиболее известным иностранным образцом беспилотной

вертолетной техники является вертолет Camcopter S-100, соз-

данный австрийской фирмой Schiebel.

Разработка первого образца этого БВ с вертикальным взле-

том, предназначенного для наблюдения, целеуказания, мини-

рования и топографической съемки, была начата в начале

1990-х гг. В 1996 г. был подписан контракт на поставку одного

БВ в США. Серийный выпуск БВ был начат в 1998 г. Вертолет

при максимальной взлетной массе 66 кг мог летать с макси-

мальной скоростью 102 км/ч и находиться в воздухе до 6 ч.

В 2003 г. фирма Schiebel начала проектировать новый ва-

риант беспилотного вертолета Camcopter S-100, способный

нести полезную нагрузку весом до 50 кг. (Рис. 1.4).

Рис. 1.4.

В ходе полета БВ передает видеоизображение высокого

разрешения. Навигация этого вертолета осуществляется с по-

мощью спутниковой системы GPS. Стоимость БВ составляет

около 1 млн. евро.

19

В августе 2011 г. в США на выставке Международной ас-

социации беспилотных систем (AUVSI) был продемонстри-

рован разведывательный БВ Skeldar V-200M, предназначен-

ный для обеспечения боевых действий надводных кораблей.

Этот вертолет одновинтовой схемы имеет следующие за-

явленные летно-технические характеристики (ЛТХ):

габариты, м ………………………………... 4,01,31,2;

диаметр несущего винта, м ………………. 4,7;

максимальная взлетная масса, кг ……....... 200;

максимальная масса полезной нагрузки, кг ... 40;

максимальная масса топлива, кг ………… 55;

максимальная продолжительность полета, ч ... 5;

максимальная скорость, км/ч …………….. 130;

динамический поток, м …………………... 4500;

номинальная мощность двигателя, л.с. …. 55;

максимальное время подготовки к взлету, мин ... 15;

боевой радиус действия, км ……………… 150.

Вертолет оснащен системой автоматической посадки на

корабль при волнении моря до 4 баллов. На борту каждого

эсминца предполагается размесить до 6 таких БВ.

Модульная аппаратура целевой нагрузки включает в себя:

оптико-электронную аппаратуру с телевизионным и теплови-

зионным каналами, приемник системы опознавания AIS, ап-

паратуру радиоэлектронной разведки (РР) и борьбы (РЭБ),

лазерный целеуказатель-дальномер, РЛС с синтезированной

апертурой и ретрансляционную аппаратуру.

В работе [2] приводятся дополнительные данные об упо-

мянутом выше высокоскоростном БВ А160Т компании

Boeing, предназначенного для транспортировки грузов, веде-

нию разведки (наблюдения) и ракетных ударов.

20

Вертолет оснащен турбовальным двигателем PW207D

мощностью 426,5 кВт и четырехлопастным несущим винтом

диаметром 11 м. На этом БВ был установлен мировой рекорд

по продолжительности автономного полета БЛА массой 500-

2500 кг, которая составила 18 ч. 41 мин. 28 с.

Для выполнения ударных задач БВ А160Т имеет снимае-

мые крылья для подвески 8 управляемых ракет. Для размеще-

ния груза массой 454 кг во внешнем контейнере используется

подфюзеляжная управляемая шарнирная конструкция.

Корпусом морской пехоты США объявлены 2 контракта

по разработкам грузового БВ для автономного пополнения

запасов баз передовых подразделений без передвижения кон-

воев по автомобильным дорогам противника. Такие вертоле-

ты должны иметь грузоподъемность до 340 кг при высоте по-

лета 3050-9150 м.

Корабельный БВ FireX фирмы Bell создается на базе пи-

лотируемого вертолета Bell 407 путем увеличения его проч-

ности для применения в морском варианте. Вертолет FireX

будет одновинтовым образцом с вертикальным взлетом и по-

садкой, обеспечивающим транспортировку грузов внутри

корпуса массой 1362 кг и на вертикальной подвеске – 1180 кг.

Оперативный потолок его полетов будет равен 6100 м, про-

должительность полета – 14 ч., но при нагрузке массой 567,5 кг

полет может продолжаться только 8 ч.

В работе [3] рассматриваемый вид беспилотной техники

назван винтокрылыми дистанционно пилотируемыми ЛА (ВК

ДПЛА). В ней отмечается, что в настоящее время из-за слож-

ности конструкции их применяют значительно реже, чем

ДПЛА самолетных схем.

21

Проведенный авторами анализ образцов зарубежных ВК

ДПЛА указывает на то, что большинство из них построено по

двухвинтовой сосной схеме, имеющей следующие достоинства:

отсутствие рулевого винта;

увеличение на 4-5% КПД несущей системы вертолета;

меньший диаметр несущих винтов;

лучшая весовая отдача;

минимальные значения возмущающих моментов по

курсу и крену.

В отмеченной выше работе отмечаются и существенные

недостатки такой схемы:

большое значение лобового сопротивления за счет не-

сущей колонки, приводящее к уменьшению скорости полета;

более сложная конструкция несущей системы, тре-

бующей наличия верхнего и нижнего автоматов перекоса;

высокая сложность главного редуктора и бортовой

аппаратуры управления полетом.

В связи с этими недостатками можно отметить значитель-

ный объем в мировой практике разработок одновинтовых вер-

толетов. В Табл. 1.1 приведены проектные и летно-технические

характеристики и параметры некоторых ВК ДПЛА [3].

В этой таблице использованы следующие обозначения:

m0 и mпи – взлетная масса и масса полезной нагрузки БВ; ОВ –

один несущий винт (НВ); СНВ – соосные НВ; Dнв – диаметр

НВ; Fом – площадь, ометаемая НВ; р – удельная нагрузка на

ометаемую площадь; Vкр – крейсерская скорость; Н – макси-

мальная высота полета; Тп – время полета; R – радиус действия

БВ; Nду – мощность двигательной установки (ДУ) вертолета.

Таблица 1.1

Наименование (страна)

m0, кг

mпн, кг пн

Схема Dнв, м

Fом, м2

р, кгс/м

2

Vкр, км/ч

Н, км

Тп, ч

R, км

Тип ДУ, мощность,

л.с.

М0/Nду, кг/л.с.

«Спрайт» (Великобритания)

40 6

0,15 СНВ 1,6

1,9 21

110 3,0 2,5 32 ПД 27

2,87

«Vigilant» (Франция)

40 8

0,2 ОВ 1,83

2,5 16

97 1,8 1,0 30 ПД 12

3,3

«Мидгет-2» (Швеция)

50 15 0,3

ОВ 1,8 2,4 2,0

120 –– 3,0 50 ПД 18

2,78

«Сокол» (Россия)

120 26

0,21 СНВ 3,0

6,7 17,9

120 2,0 1,5 70 ПД 40

3,0

«Уайдей» (Великобритания)

125 25 0,2

СНВ 2,13 3,4 37

185 –– 1,0 50 ПД

218 3,47

«CL-22T» (Канада)

240 40

0,16 СНВ 2,8

5,8 41

130 3,0 2,0 36 ГТД 50

4,8

«CL-327» (Канада)

350 100

0,285 СНВ 4,0

11,9 29,4

157 5,5 6,2 100 ТРД 150

2,33

«CL-427» (Канада)

340 68 0,2

СНВ 4,0 11,9 28,6

140 5,5 8,0 –– ТРД 150

2,26

«RPH» (Япония)

300 100 0,33

ОВ 4,8 17,2 17,5

100 –– 1,0 –– ПД 83

3,6

«Пегас» (США)

1030 455 0,44

СНВ 6,6 32,4 31,7

100 3,3 6,5 –– ТРД 340

3,0

«Хеллстар» (Израиль)

1100 205 0,18

СНВ 6,0 26,8 41

185 3,0 5,0 –– ГТД 420

2,6

«Do-34» (Германия)

425 140 0,33

ОВ 3,0 6,7 60

–– 0,3 24 –– ГТД 420

1,0

22

23

Отметим одну из последних разработок зарубежной бес-

пилотной вертолетной техники.

В октябре 2018 г. в КНР прошли испытания беспилотного

вертолета AV500W по применению ракет FT-8D класса «воз-

дух–земля». При этом ракета поразила наземную мишень с

расстояния в 4,5 км.

Вертолет, представленный на Рис. 1.5, предназначен для

выполнения задач связанных с разведкой местности, выпол-

нения наблюдательных и патрульных полѐтов, осуществления

мониторинговых и поисковых миссий, проведения аэрофото-

съемки, контроля за пожароопасной обстановкой, перевозки

небольших грузов, а также решения ударных боевых задач.

Рис. 1.5

Вертолет имеет следующие характеристики:

максимальная взлетная масса, кг … 470;

полезная нагрузка, кг ……………… 160;

длина, м …………………………….. 7;

крейсерская скорость, км/ч ……….. 170;

радиус действия, км ……………….. 200;

практический потолок, м …………. 4000;

время полета на крейсерской ско-

рости

разведывательный, час ………… 8;

ударный, час ……………………. 4;

24

время полета на максимальной ско-

рости

разведывательный, час ………… 4;

ударный, час ……………………. 2;

вооружение ударной версии ……… 4 ракеты класса

«воздух–земля» с

радиолокацион-

ным наведением

или высокоточ-

ные управляемые

бомбы с лазер-

ным наведением

массой 6 и 10 кг.,

или пулеметное

вооружение;

дальность поражения ракетами, км ... 5;

целевое оборудование …………….. оптико-электрон-

ная аппаратура

наблюдения на

гиростабилизи-

рованном подве-

се с системой

распознавания и

сопровождения

целей; РЛС с

синтезированной

апертурой на

внешней подвес-

ке, система

ретрансляции

данных.

В работе [6] приведены краткие исторические и теорети-

ческие сведения по вертолетостроению, описания зарубеж-

ных конструкций, методики изготовления и испытаний спор-

25

тивных дистанционно пилотируемых одновинтовых вертоле-

тов, а также содержание пилотажных соревнований междуна-

родного уровня.

1.2. Отечественные беспилотные вертолеты

В СССР в 60-х годах прошлого века ОКБ Камова проек-

тировало вариант беспилотного вертолета корабельного бази-

рования, предназначенного для доставки к цели противоло-

дочного оружия (малогабаритной самонаводящейся торпеды

или глубинной бомбы). В 70-х годах разрабатывалась разве-

дывательная вертолетная платформа, размещенная на авто-

мобильном шасси повышенной проходимости, связанная с

ним кабелем и предназначенная для сухопутных войск.

Проектирование дистанционнно-пилотируемого вертоле-

та Ка-37 по заказу южнокорейской фирмы DHI началось в

ОКБ им. Камова в 1991 г. Первый испытательный полет

Ка-37 совершил в марте 1993 г.

Этот вертолет (Рис. 1.6) предполагалось использовать для

аэрофотосъемки, обработки сельскохозяйственных полей хи-

микатами, в качестве передатчика (ретранслятора) телевизи-

онного и радиосигнала, для оказания первой помощи при ли-

квидации аварий и катастроф в труднодоступных и опасных

для человека местах.

Фюзеляж Ка-37 имеет модульную конструкцию. Соосная

схема БВ имеет двухлопастные винты, оперение двухкилевое,

шасси полозкового типа. Силовая установка БВ состоит из

двух поршневых двигателей П-037. Система автоматического

управления обеспечивала полет по заданной траектории с ог-

раниченным участием оператора, который может в любой

момент полета вмешаться в управление, подавая радиокоман-

ды с наземного пульта дистанционного управления.

26

Рис. 1.6.

Для перевозки вертолета и пульта управления на автомо-

биле был создан специальный транспортный контейнер.

Взлетный вес Ка-37 составлял 250 кг, максимальная скорость

110 км/ч, радиус действия – 20 км. В 1996 г. этот БВ модерни-

зировали, установив на нем двигатель Р-033 мощностью 60 л.с.

Продолжил линию Ка-37 малоразмерный и малозаметный

БВ Ка-137. Этот аппарат должен осуществлять загоризонт-

ную разведку с последующей передачей координат на ко-

мандные пункты управления в режиме реального времени в

интересах Военно-морского Флота и Сухопутных войск. В

качестве целевой нагрузки предусматривались телевизионная

и тепловизионная камеры, радиолокатор, аппаратура ретранс-

ляции сигналов, а также любые датчики и грузы общей мас-

сой до 80 кг.

Вертолет Ка-137 может управляться с земли оператором

или совершать полет автоматически по заданной программе.

Фюзеляж БВ сферической формы («шарик»). Хвостовое опе-

рение отсутствует, что позволяет БВ Ка-137 перемещаться в

любом направлении во всем диапазоне скоростей без ограни-

чения. Это особенно важно в условиях турбулентного состоя-

ния атмосферы и при большой скорости ветра различного на-

27

правления. Отсек для целевого оборудования расположен в

нижней части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем.

Максимальный взлетный вес – 280 кг, максимальная скорость

– 175 км/ч, практическая дальность – 530 км. Силовая уста-

новка включала поршневой двигатель Hirht 2706 R05 мощно-

стью 65 л.с.

В состав мобильного беспилотного вертолетного ком-

плекса МБВК-137 входят от двух до пяти БВ, передвижной

пункт управления ППУ-137, транспортно-эксплуатационная

машина, кран для погрузки и выгрузки вертолетов, а также

сменные комплекты целевого бортового оборудования.

В аэромобильном варианте БВ доставляется к месту раз-

вертывания на внешней подвеске вертолета Ка-32, на борту

которого расположен также пункт управления и эксплуата-

ции. Проектирование Ка-137 начато в 1994 г., первый полет

выполнен в 1999 г. В начале 2007 г. на выставке UVS-TECH

представлен проект модернизированного варианта этого ком-

плекса.

В последние годы ОАО «Вертолеты России» демонстри-

ровали значительное число образцов беспилотных вертолетов

различного назначения. Обильное количество проектов гово-

рит о том, что ни у гражданских, ни у военных заказчиков

еще не сложились определенные требования к таким ЛА и

кругу решаемых ими задач.

ОАО «Камов» предлагало беспилотный вертолет Ка-

126БВ соосной схемы с двухдвигательной газотурбинной си-

ловой установкой на базе многоцелевого вертолета Ка-226.

Максимальная взлетная масса беспилотной образца –

3500 кг, дальность полета – до 1600 км.

28

По мнению разработчиков, вертолетный беспилотный

комплекс на базе пилотируемого 5-7-местного вертолета

Ка-115 будет интересен для ВМФ из-за малых габаритов за

счет соосной несущей схемы и высоких летных характери-

стик по дальности и массе полезной нагрузки.

Беспилотный вертолет Ка-115 будет иметь массу до 1500

кг, радиус действия – до 500-600 км и массу полезной нагруз-

ки – 120-150 кг.

Еще одной разработкой ОАО «Камов» стал легкий беспи-

лотный вертолет «Роллер» соосной схемы. Максимальная

взлетная масса этого БВ –300 кг, дальность полета – 200 км.

Беспилотный сверхмалый вертолет взлетной массой менее

4 кг разрабатывается Инженерным инновационным центром

ОАО «Вертолеты России».

Вертолет выполнен по четырехвинтовой схеме, с двухло-

пастными несущими винтами постоянного шага, фюзеляжем

в форме креста и электрической силовой установкой. Расчет-

ная полезная нагрузка – 300 г, радиус действия – 5 км.

На выставке UVS-TECH-2010 различные компании пред-

ставили немало таких «игрушек». Прогресс в области элек-

троники позволяет оснастить эти аппараты вполне эффектив-

ными разведывательными комплексами. В этой области за-

метных успехов добилось ФГУП «НИИ прикладной механики

им. академика В.И. Кузнецова», создавшее микроБЛА верто-

летного типа «Пустельга», весящий всего 300 г. Этот БВ,

управляемый одним человеком с помощью оборудования,

размещенного в небольшом чемоданчике, вобрал в себя по-

следние достижения в области микромеханики и микросис-

темной техники. В частности, в его конструкции использованы

микромеханические чувствительные элементы и интегриро-

ванная бесплатформенная инерциальная система управления.

29

Корпус этого БВ, выполненный из композиционных мате-

риалов, обладает крайне низкой радиолокационной заметно-

стью, а использование для привода четырех несущих воздуш-

ных винтов электродвигателей, питающихся от аккумулятор-

ной батареи, делает его полет практически бесшумным. На

удалении более 50 м аппарат является невидимым для невоо-

руженного глаза.

В отличие от ОАО «Камов», другое известное ОАО «МВЗ

имени М.Л. Миля» приступило к работам по беспилотной те-

матике сравнительно недавно.

Тяжелый беспилотный вертолет среднего радиуса дейст-

вия Ми-34БП (В34БП), представленный на Рис. 1.7, разраба-

тывался на базе легкого многоцелевого вертолета Ми-34.

Рис. 1.7

Максимальная взлетная масса базовой модели БВ – 1450 кг,

дальность полета – 360 км. Варианты Ми-34БП1 и Ми-34БП2

отличаются типом силовой установки, скоростью и дально-

стью полета, потолком и массой полезной нагрузки. На вер-

толете Ми-34БП1 предусматривалась установка поршневого,

а на БВ Ми-34БП2 – газотурбинного двигателя АИ-450.

30

Вертолеты Ми-34БП1 / Ми-34БП2 имеют следующие ЛТХ:

Взлетная масса (максимальная), кг ……………... 1450 / 1450

Двигатель …………………………………………. ПД М-9В/

ГТД АИ-450

или ARRIUS

Взлетная мощность, л.с ………………………….. 380 / 450

Максимальная скорость, км/час ………………… 225 / 265

Крейсерская скорость, км/час …………………… 195 / 220

Статический потолок, м …………………………. 1550 / 4350

Вес пустого вертолета, кг ………………………... 920 / 790

Практический потолок, м ………………………... 4200 / 6000

Максимальная целевая нагрузка при полной

заправке топливом, кг …………………………....

360 / 520

Максимальная дальность полета, км …………… 620 / 980

Продолжительность полета, час ………………… 3,5-4 / 5,5

Разработчики предполагают, прежде всего, гражданское

применение этого беспилотного вертолета. Потенциальными

заказчиками Ми-34БП могут стать нефте- и газодобывающие

компании. Очевидно, что возможно применение БВ и в инте-

ресах силовых ведомств.

На выставке UVS-TECH 2008 ОАО «МВЗ им. М.Л. Миля»

впервые продемонстрировало сверхлегкий аппарат сверхма-

лого радиуса действия. Аппарат предназначен для отработки

аэродинамики и принципов управления БВ с малыми несу-

щими винтами. В качестве силовой установки использован

электрический двигатель. Вертолетная платформа имеет кре-

стообразный корпус с четырьмя несущими винтами.

Новый проект беспилотного вертолета, разработанный в

этом ОАО, получил название «Многоцелевой роботизирован-

ный вертолетный комплекс (МРВК)». Комплекс имеет взлет-

ную массу до 3000 кг.

31

Беспилотный вариант сверхлегкого вертолета «Актай» с

роторным поршневым двигателем (ПД) проектировался в

ОАО «Казанский вертолетный завод». Этот вариант вертоле-

та имеет следующие ЛТХ:

Длина вертолета, м.……………………….. 9,8;

Высота вертолета, м. ……………………... 3,62;

Диаметр несущего винта, м.……………… 8,2;

Максимальный взлетный вес, кг.………… 1150;

Масса пустого вертолета, кг.……………... 850;

Силовая установка ………………………... ПД ВА3-4265;

Взлетная мощность, л.с.…………………... 280;

Крейсерская скорость, км/ч.……………… 155;

Максимальная скорость полета, км/ч.…… 190;

Максимальная дальность полета, км.……. 400;

Максимальная высота полета, м.………… 3800.

Беспилотный вертолет «Патруль» разрабатывался ОАО

«Кумертауское авиационное производственное предприятие»

на базе сверхлегкого пилотируемого вертолета «Орленок» со-

осной схемы с поршневым двигателем мощностью 100 л.с.

Максимальная взлетная масса БВ – до 500 кг, дальность поле-

та – 1000 км.

На IV Международном форуме «Беспилотные многоцеле-

вые комплексы» (UVS-TECH-2010), который прошел в рам-

ках выставки «Технологии в машиностроении-2010» в г. Жу-

ковском, холдинг «Вертолеты России» представил два новых

перспективных БЛА вертолетного типа – «Коршун» и Ка-135.

Эти образцы созданы в рамках программы ОАО «Вертолеты

России» по созданию широкого модельного ряда беспилот-

ных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки

трех классов:

большой дальности (более 400 км),

средней (до 400 км),

32

малой (до 100 км).

Беспилотный вертолетный комплекс средней дальности

«Коршун» (Рис. 1.8) массой 500 кг имеет радиус действия 300

км, полезную нагрузку 150 кг и максимальную скорость 170

км/ч.

Рис. 1.8

Заявлено, что настройка образца БВ на различные приме-

нения будет заключаться в смене алгоритмов управления.

«Вертолеты России» в рамках этой программы планируют

создать универсальную вертолетную платформу модульного

типа со сменной полезной нагрузкой. На ней будет смонтиро-

ван интерфейсный блок, который позволит увязать ее борт с

различными вариантами оборудования. Таким образом, пред-

полагается решить проблему многофункциональности и гиб-

кости применения беспилотных вертолетов.

Специалисты холдинга сделали акцент на вариантах для

коммерческого применения БВ (мониторинг, работа в усло-

виях техногенных и природных катаклизмов, перевозка гру-

зов и др.). Разработчики готовы предложить Заказчику и во-

33

енные варианты, которые смогут решать разведывательные,

ударные и транспортные задачи, а также применяться в спе-

циальных операциях таких, как радиоэлектронная борьба, хи-

мическая, бактериологическая и радиационная разведка и др.

Для этих целей принципиально важно создать универ-

сальную конструкцию, которая сможет с равным успехом ис-

пользоваться как на суше, так и на море. С этой точки зрения

соосная схема БВ оказалась предпочтительней, поскольку по-

зволяет снизить негативное влияние ветра при взлете и по-

садке. Система автоматического управления вертолета такой

схемы несколько проще, так как отсутствует рулевой винт и

проще реализованные в САУ алгоритмы управления. Соос-

ные вертолеты более маневренные, у них лучше характери-

стики по высотности. В системе управления такого унифици-

рованного БВ предполагается использовать опыт разработок

компании «Транзас» для БЛА самолетной схемы «Дозор-100».

Бортовая часть этой системы может быть унифицирована, в

частности вычислитель, датчики, ряд систем можно исполь-

зовать для нескольких различных БВ. Наземную часть систе-

мы, включая радиолинии и наземные командные пункты,

планируется сделать единой.

Грузовой вариант БВ «Коршун» может быть использован

при боевых действиях в отрыве от основных сил, когда, ис-

пользуя несколько беспилотных вертолетов, можно доставить

сотни килограммов грузов, а обратным рейсом эвакуировать

раненных.

В классе аппаратов малой дальности холдинг «Вертолеты

России» представил БВ Ка-135 соосной схемы с поршневым

двигателем и трехстоечным шасси, массой 300 кг, с радиусом

действия до 100 км, полезной нагрузкой до 100 кг и макси-

34

мальной скоростью 170 км/ч. Этот образец может быть ис-

пользована для спецподразделений и десантников, для кото-

рых важны малые габариты и мобильность.

На третьем форуме «Беспилотные многоцелевые ком-

плексы-2009» специалисты холдинга «Вертолеты России»

оценили российский рынок беспилотных вертолетов в не-

сколько тысяч машин, отметив при этом, что «беспилотный

вертолет гораздо сложнее создать, чем беспилотный самолет».

Однако до практического использования беспилотных вер-

толетов, созданных в этом холдинге, дело еще не дошло, пока

в этой области лидируют другие отечественные компании.

ФСБ и Минобороны РФ, например, уже провели совмест-

ные испытания БЛА вертолетного типа «Ворон» (Рис. 1.9),

разработанного в Московском авиационном институте, кото-

рый предназначен для решения задач разведки и наблюдения.

Рис. 1.9

Вертолет имеет относительно небольшие размеры, позво-

ляющие перевозить его в багажном отделении легкового ав-

томобиля. Время подготовки к полету составляет не более

20 мин. Конструкция БВ выполнена по одновинтовой схеме с

35

двухлопастным несущим винтом со стабилизирующим уст-

ройством типа Hiller и рулевым винтом. На вертолете уста-

новлен одноцилиндровый поршневой двигатель ZDZ 80 RV-J 9

(Чехия) мощностью 9 л.с. Шум от выхлопа двигателя гасится

глушителем.

В стандартном варианте вертолет имеет ручную (радио-

командную) систему управления для обеспечения полета вер-

толета в пределах прямой видимости оператора до 250 м.

Для выполнения сложных работ, связанных со значитель-

ным удалением вертолета от оператора, на БВ устанавливает-

ся САУ на базе бортового компьютера и навигационной сис-

темы, интегрированной с системой GPS.

В качестве целевого оборудования на БВ «Ворон» могут

быть установлены видеокамера, инфракрасная камера и ла-

зерный целеуказатель-дальномер (ЛЦД) на гиростабилизиро-

ванной платформе общим весом до 16 кг. При взлетном весе

40 кг БВ «Ворон» может развивать скорость до 150 км/ч. Про-

должительность полета – до 2,5 ч.

Основные технические характеристики беспилотного вер-

толетного комплекса воздушной разведки (КВР) «Ворон-300»

приведены в Табл. 1.2.

Таблица 1.2

Общая масса комплекса «Ворон 300» в контейнерах не

более, кг. 125

Максимальный взлетный вес вертолета не более, кг. 45

Максимальный полный вес полезной нагрузки не бо-

лее, кг. 15

Максимальный вес ЛЦД не более, кг 5

Масса оборудования НПДУ не более, кг 30

Габариты транспортного контейнера, ДШВ, м 2,50,70,9

Условия работы КВР представлены в Табл. 1.3.

36

Таблица 1.3

Диапазон температур окружающего воздуха, С –30…+40

Максимальная влажность окружающей среды при

температуре +250К, 98%

Диапазон температур окружающего воздуха при экс-

плуатации оборудования НПДУ, С +10…+40

Максимальная влажность окружающей среды при

температуре +25С без воздействия атмосферных

осадков при эксплуатации оборудования НПДУ, %

80

Параметры эксплуатации КВР приведены в Табл. 1.4.

Таблица 1.4

Дальность обнаружения человека в дневных и

ночных условиях применения, м 500

Дальность передачи видеоинформации и теле-

метрической информации с борта БВ на НПДУ в

реальном масштабе времени при условии прямой

радиовидимости, км.

20

Длительность непрерывной работы БВ от борто-

вой системы электроснабжения, час. 2

Ветровая нагрузка у земли, м/с 10

Барометрическая высота применения, м 3000

Время развертывания КВР из транспортного по-

ложения, лето/зима, не более, минут 10/20

Состав топливной смеси двигателя БВ Бензин АИ-95,

масло. 40:1

Электропитание НПДУ и зарядных устройств =12В/6А;

~220В/1А/50Гц

В Табл. 1.5 представлены основные конструктивные ха-

рактеристики БВ «Ворон-300».

Таблица 1.5

Диаметр несущего винта, м 2,6

Длина вертолета, м 2,4

Высота вертолета, м 0,78

Ширина вертолета, м 0,6

37

Параметры двигателя вертолета представлены в Табл. 1.6.

Таблица 1.6

Максимальная мощность, л.с. 14

Охлаждение воздушное принудительное

Запуск двигателя внешний электростартер

Массовые характеристики вертолета приведены в Табл. 1.7.

Таблица 1.7

Максимальная взлетная масса, кг 45

Масса полезной нагрузки и топлива, кг 15

Масса пустого вертолета, кг 26

Запас топлива, кг 4

Летные характеристики вертолета даны в Табл. 1.8.

Таблица 1.8

Максимальная горизонтальная скорость (автопилот/ручное

управление), км/ч 60/80

Статический потолок, м 3000

Практический потолок, барометрический (ограничение по

карбюратору двигателя), м 3500

Назначенный радиус действия, км 30

Максимальная продолжительность полета, ч 1,2

Среднеквадратичная ошибка отклонения от заданного

маршрута полета не более, м 25

ООО «Беспилотные системы», созданное на базе ОАО

«Ижмаш» и недавно вошедшее в состав концерна радио-

строения «Вега», последовательно развивает семейство БЛА

вертолетного типа с общим названием ZALA 421.

Вертолет ZALA 421-02 предназначен для решения раз-

личных задач наземной и морской разведки, обнаружения це-

лей, выдачи целеуказания, обеспечения релейной связи и т.п.

Аппарат разработан по классической вертолетной схеме с ру-

левым винтом, шасси – трехточечное. Был построен опытный

образец этого БВ и проведены испытания.

38

Летом 2010 г. ООО «Беспилотные системы» по договору с

«Газпромом» провело опытную эксплуатацию комплекса

беспилотного воздушного мониторинга с БВ ZALA-421-16

(мониторинг газопроводов с целью обнаружения утечек, не-

проектной глубины залегания, несанкционированных врезок

и др.). Летные испытания вертолета ZALA-421-16 были ус-

пешно завершены. Комплекс готов к продажам и началу экс-

плуатации. Были получены заказы на поставку по два-три БВ

каждому Заказчику.

Конструкция этого БВ массой 15 кг позволяет находиться

в воздухе в течение шести часов на скорости от 50 до 130 км/ч,

обеспечивая передачу информации в реальном времени на

дальности до 70 км. Тип старта БВ – с катапульты. Масса по-

лезной нагрузки – 3 кг. Ресурс корпуса БВ составляет не ме-

нее 100 посадок. Имеется резервная навигационная система

для работы в сложных условиях радиоэлектронного противо-

действия.

БВ ZALA 421-21 предназначен для бесшумного наблюде-

ния местности в течение 25 мин с высоты от 10 до 1000 м при

удаленности 5 км от наземной станции управления. В качест-

ве силовой установки используются электродвигатели с пита-

нием от бортовых аккумуляторов. Предусмотрены несколько

вариантов управления БВ оператором, в том числе в режиме

«зависания». Кроме этого, он также может продолжать на-

блюдение за целью после совершения посадки для экономии

энергии. Вес полезной нагрузки составляет 0,5 кг, продолжи-

тельность полета – 25 мин на удалении до 5 км.

39

Рис. 1.10

БВ ZALA 421-06 (Рис. 1.10) предназначен для решения

задач в опасных для человека зонах. Он способен находиться

в воздухе до 3 ч и удаляться от пункта управления на рас-

стояние до 40 км. Вертолет оснащен оптической и инфра-

красной камерами. В качестве дополнительной нагрузки мо-

гут быть использованы датчики радиации и химических газов.

Вес полезной нагрузки этого БВ составляет 3,5 кг. Передача

данных с вертолета на станцию управления происходит по

зашифрованному цифровому каналу в режиме реального вре-

мени. Существует модификация БВ ZALA 421-06Е, отличи-

тельной особенностью которой является использование элек-

тродвигателя.

В 2008 г. были проведены испытания вертолета корабель-

ного базирования ZALA 421-06 на судне ледового класса. За

время испытаний БВ выполнили 10 полетов. Максимальная

скорость ветра во время этих полетов достигала 22 м/с. Зада-

чей первого этапа испытаний было установить возможность

использования беспилотного вертолета ZALA 421-06 в соста-

40

ве ледокола для проведения ледовой разведки и поиска объ-

ектов на воде как в светлое, так и в темное время суток. Для

этих задач БВ ZALA 421-06 был оборудован цветной камерой

дневного наблюдения с оптическим увеличением 10 и сис-

темой стабилизации изображения для полетов в светлое время

суток, а также тепловизором для полетов ночью. Испытания

проводились во время стоянки ледокола и при его движении.

Как сообщил генеральный директор ООО «Беспилотные

системы» Александр Захаров, разработанные малоразмерные

дистанционно управляемые вертолеты уже поступают на воо-

ружение Центра авиации органов внутренних дел России. Ко

времени опубликования этого сообщения было произведено

около десятка БВ ZALA 421-06.

В конце 2009 г. компания «Беспилотные системы» выиг-

рала два лота в конкурсе на поставку комплекса с беспилот-

ными самолетами ZALA 421-04М и комплекса с беспилотны-

ми вертолетами ZALA 421-06 в пограничную службу ФСБ

России. Во всех поставляемых комплексах используется ин-

тегрированная система ZANET, позволяющая транслировать

визуальную телеметрическую информацию с любого БЛА

ZALA на удаленные терминалы, а также передавать управле-

ние беспилотным летательным аппаратом с одной станции

управления на другую. При этом все БЛА, совместимые с

ZANET, и их текущие задачи отображаются на общей карте

действий, создавая, таким образом, единое информационное

пространство для централизованного управления их группи-

ровкой. Система ZANET становится особенно актуальной при

наличии нескольких БЛА разных ведомств, работающих в

одном регионе для решения общих задач безопасности.

41

ОАО «НПП «Радар ММС», традиционно специализи-

рующееся на создании систем управления противокорабель-

ными ракетами, решило сделать ставку на широкую линейку

БЛА вертолетного типа от легких малоразмерных БВ до вер-

толетов среднего класса.

Так, аппарат ДПВ-450-Б с двухлопастными несущим и

рулевым винтами имеет взлетную массу 450 кг и способен

выполнять полет продолжительностью до трех часов на высо-

те до 2500 м. Радиус действия этого БВ составляет 150 км.

Это предприятие разработало также ряд БЛА вертолетно-

го типа серии ДПВ с взлетным весом от 6 до 50 кг и дально-

стью полета 10-15 км для использования в мониторинговых

комплексах.

Такой комплекс на базе малогабаритных БВ предназначен

для оперативного мониторинга с воздуха больших площадей

и протяженных участков земной, водной и ледовой поверхно-

сти в труднодоступной местности в целях обеспечения поис-

ково-спасательных работ, проведения ледовой разведки, оп-

ределения очагов пожаров, аварийных участков ЛЭП и тру-

бопроводов, мест затопления, несанкционированной вырубки

леса, скопления косяков рыбы, патрулирования городских и

запретных территорий, экологического мониторинга местно-

сти и др. В его состав входят: несколько однотипных беспи-

лотных радиоуправляемых вертолетов семейства ДПВ раз-

личных модификаций с двухлопастным несущим винтом с

серволопатками и рулевым винтом; пункт дистанционного

управления в составе двух автоматизированных рабочих мест

и приемо-передающей системы (управление БЛА, прием,

отображение и регистрация информации, контроль функцио-

нирования элементов комплекса); комплект стартового обо-

42

рудования. Все БВ и оборудование размещается на шасси

микроавтобуса.

Бортовое оборудование вертолетов состоит из телевизи-

онной системы с аппаратурой передачи телеметрической ин-

формации в структуре ТВ-сигнала, приемника СНС, опцио-

нально-дуплексного радиоканала управления и передачи те-

леметрии на 20 км, автопилота, радиовысотомера и системы

программного управления траекторией полета.

Управление вертолетов – ручное в визуальном режиме и

по телевизионному изображению с борта вертолета в режиме

реального времени. При оснащении БВ автопилотом обеспе-

чивается автономный полет по заданному маршруту. Экс-

плуатацию, обслуживание и подготовку вертолета к работе

осуществляют два человека – оператор вертолета и наблюда-

тель-дешифровщик.

Еще одним БВ сверхлегкого класса является отечествен-

ный вертолет ТБ-29В Тайбер (Рис. 1.11), который в граждан-

ской версии входит в комплекс «Геодезия-В».

Рис. 1.11

Военная модификация этого БВ, входящая в комплекта-

цию БАК «Нерехта 2», предназначена для ретрансляции дан-

ных, проведения разведки местности, обнаружения и под-

светки целей с определением их координат.

43

По сообщениям Разработчика технические характеристи-

ки этого БВ имеют следующие значения:

высота корпуса, мм ………………………... 550;

база шасси, мм ……………………………... 320;

диаметр НВ, мм ……………………………. 1865;

максимальная взлетная масса, км ………… 19,6;

мощность двухтактного ПД, л.с. …………. 7,2;

расход топлива, л/час ……………………… 1,2;

объем топливного бака, л …………………. 8

вес целевой нагрузки, кг …………………... 5;

максимальная скорость, км/час …………… 120;

крейсерская скорость, км/час ……………... 100;

максимальная скороподъемность, м/с …… 6;

практический потолок, м ………………….. 2800;

практическая дальность полета, км ………. 500;

полетное время, час ………………………... 5;

требуемая зона посадки и взлета, мм …… 55.

Вертолет может осуществлять взлет и посадку в полно-

стью автоматическом режиме при максимальной скорости

ветра – 14 м/с и эксплуатироваться в интервале температур

[–25; +45]C.

Аварийная посадка БВ производится в режиме авторота-

ции НВ или с помощью баллистического парашюта.

Межремонтный срок вертолета составляет 500 часов.

К настоящему времени в РФ разработаны и реализуются

для гражданского применения следующее семейство беспи-

лотных вертолетов:

ScyPatrol-5 – сверхлегкий вертолет, который способен

нести до 5кг полезной нагрузки и исследовать объекты в ра-

диусе до 5км от точки взлета.

44

ScyPatrol-100 – сверхлегкий вертолет, который имеет

до 9 кг полезной нагрузки, предназначенной для наблюдения.

Этот БВ может развить скорость до 130 км в час и способен

провести в воздухе до 6 часов. К числу его особенностей

можно отнести наличие автопилота и возможность эксплуа-

тации комплекса двумя специалистами обслуживающего пер-

сонала.

ScyPatrol-150 – вертолет, который при максимальном

взлетном весе 35 кг способен поднять до 12 кг полезной на-

грузки.

ScyPatrol-180 – легкий БВ, который при длине 4 м.

имеет диаметр несущего винта 3 м. При максимальном весе

150кг может нести до 40 кг полезной нагрузки и 55 кг топли-

ва. Максимальная скорость этой модели составляет 100 км в

час. Как и другие образцы БВ ScyPatrol-180 предназначен для

наблюдения и мониторинга.

ScyPatrol-200 имеет максимальную взлетную массу

200 кг, способен нести до 50 кг полезной нагрузки и развивать

скорость до 222 км в час. В отличие от приведенных выше об-

разцов этот вертолет способен нести на борту вооружение.

Одна из моделей этого семейства БВ приведена на Рис. 1.12.

Рис. 1.12.

45

1.3. Классификация беспилотной вертолетной техники

Как следует из Разд. 1.1 и Разд. 1.2, в настоящее время в

этой области авиационной техники используется значитель-

ное многообразие определений разрабатываемых и приме-

няемых образцов беспилотных вертолетов.

Для эффективного развития теории и практики беспилот-

ной вертолетной техники необходима, как в любой техниче-

ской области, единая терминология и классификация, отра-

жающая их состав, назначение и области применения.

Введем следующее определение, уточнив понятие беспи-

лотного ЛА (БЛА), приведенное в работе [17]:

Беспилотным вертолетом (БВ) будем называть БЛА

многоразового применения, не имеющего на борту экипажа,

использующего для движения в атмосфере подъемную и про-

пульсивную (движущую) силы, создаваемые вращением несу-

щего винта (винтов), имеющего целевую нагрузку, опреде-

ляющую его назначение и осуществляющего полет как по за-

ранее заданной программе, так и, при необходимости, с ис-

пользованием дистанционного (радиокомандного) управления.

Следует отметить, что значительным многообразием от-

личается состав компонентов современных БВ. Типовая

структура современного БВ приведена на Рис. 1.13.

Предложим отсутствующую в настоящее время классифи-

кацию БВ по основным конструкционным и функциональным

признакам.

По конструкционным признакам существующие и пер-

спективные образцы беспилотной вертолетной техники (БВТ)

разбиваются на следующие виды, представленные на Рис. 1.14.

К БВТ нетрадиционных схем будем относить мультикоп-

теры, автожиры, платформы-краны [12] и др.

46

Рис. 1.13

Рис. 1.14

Беспилотная

вертолетная

техника (БВТ)

БВТ

классических

схем

БВТ

двухвинтовой

схемы

БВТ

одновинтовой

схемы

БВТ

нетрадиционных

схем

Корпус Силовая

установка Шасси

Целевая

нагрузка

Система

управления

полетом и

целевой

нагрузкой

Система

электро-

снабжения

Система сбора

и передачи

телеметрической

информации

Навигационная

аппаратура

Бортовая часть

радиолинии


и передачи


47

Примеры наиболее распространенных в настоящее время

конструкционных схем БВ приведены на Рис. 1.15. Здесь

представлены аппараты одновинтовой схемы (Рис. 1.15,а) и

двухвинтовой соосной схемы (Рис. 1.15,б).

а б

Рис. 1.15

Отметим, что в данной работе будут рассматриваться

только наиболее распространенные на практике БВ одновин-

товой схемы.

По видам базирования существующие и перспективные

БВ классифицируются согласно схеме, представленной на

Рис. 1.16.

По решаемым целевым задачам существующие и пер-

спективные образцы БВ можно разбить на два вида, пред-

ставленные на Рис. 1.17.

Тактические БВ имеют радиус действия до 30-50 км.

Оперативно-тактические БВ обладают радиусом действия

Беспилотные вертолеты

БВ

корабельного

базирования

БВ

наземного

базирования

Рис. 1.16

48

100-300 км. Отметим, что беспилотные варианты сущест-

вующих пилотируемых вертолетов имеют более значитель-

ные величины этой характеристики.

По типу силовых установок, использованных в составе

БВ, выделяются (Рис. 1.18):

БВ с турбовальным двигателем (ТВД);

БВ с поршневым двигателем (ПД);

БВ с электродвигателем (ЭД);

БВ с гибридной силовой установкой.

Краткое описание этих видов силовых установок БВ при-

ведено в Главе 3.

По времени решения целевых задач вертолеты подразде-

ляются на следующие типы:

Силовые

установки (СУ) БВ

СУ на базе

поршневых

двигателей

СУ на базе

турбовальных


СУ на базе

электро-


Рис. 1.18

Гибридные

СУ

Беспилотные вертолеты

БВ оперативно-

тактического

назначения

БВ

тактического

назначения

Рис. 1.17

49

БВ малой продолжительности полета (БВ МПП) с

длительностью полета до 1-2 часов;

БВ средней продолжительности полета (БВ СПП) с

полетным временем до 5-8 часов;

БВ большой продолжительности полета (БВ БПП) с

продолжительностью полетов свыше 8 часов.

Первый тип БВ составляют аппараты, оснащенные в ос-

новном ЭД. На БВ СПП устанавливаются как ПД, так и ТВД.

В состав БВ БПП обычно входят аппараты, оснащенные в ос-

новном ТВД.

Отметим, что БВ СПП в зависимости от выполняемых по-

летных заданий могут иметь различные значения продолжи-

тельности полетов.

По дополнительным признакам классификации кон-

кретный образец БВ можно отнести:

а) по взлетной массе – к сверхлегким (до 20 кг), легким

(до 150 кг), средним (до 500 кг) и тяжелым (свыше 1500 кг) БВ;

б) по высоте полета – к низковысотным (до 100 м), сред-

невысотным (до 1000 м) и высотным (до 5000-7000 м) БВ.

Функциональная классификация современных и пер-

спективных БВ представлена на Рис. 1.19.

Назначение, состав и функции наиболее распространен-

ных в настоящее время информационных БВ, являющихся

одним из видом информационных БЛА [18], будет описано в

Главе 6 данной монографии.

Имитационные БВ, воспроизводящие летно-технические

и отражательные характеристики реальных пилотируемых

вертолетов, представлены в предлагаемой классификации как

авиационные ложные цели (АЛЦ) [19] и исследовательские

БВ. Отметим, что понятие «АЛЦ» является обобщением и

50

развитием используемого ранее и в настоящее время понятия

«воздушная мишень» [20-22].

При этом учебные АЛЦ (УАЛЦ), применяемые для обу-

чения персонала ПВО и ВКС борьбе с вертолетными целями,

должны имитировать образцы зарубежных вертолетов, а бое-

вые АЛЦ (БАЛЦ), используемые в операциях авиации сухо-

путных войск, – образцы отечественных боевых вертолетов.

Исследовательские БВ применяются при разработках как

пилотируемых, так и беспилотных вертолетов для исследова-

ния их летно-технических характеристик на критических ре-

жимах полетов, а также при испытаниях и доводке новых и

модифицируемых образцов их бортового оборудования.

Тактика применения вертолетных УАЛЦ и БАЛЦ будет

представлена в Главе 7.

Беспилотные вертолеты (БВ)

Имитационные

БВ

Информаци-

онные БВ Боевые БВ

БВ разведки,

наблюдения и

целеуказания

Учебные

авиационные

ложные цели

(АЛЦ)

Боевые АЛЦ

Ударные БВ

БВ радио и оп-

тикоэлектрон-

ной борьбы

БВ-

истребители

Вспомога-

тельные БВ Исследователь-

ские БВ

БВ

гр

ажд

анск

ого

наз

нач

ени

я

БВ-

ретрансляторы

Рис. 1.19

51

Относительно новым, но бурно развивающимся видом

беспилотной авиационной техники являются боевые БЛА.

Обобщая имеющийся в этой области опыт и перспективы их

развития [13, 16, 23], предлагается выделить в составе боевых

БВ следующие типы:

Ударные БВ, предназначенные для борьбы с назем-

ными и надводными целями с использованием авиационных

средств поражения;

БВ-истребители (БВ-И) для борьбы с беспилотными

и пилотируемыми ЛА, а также с крылатыми ракетами;

Вспомогательные БВ, предназначенные для выпол-

нения определенных функций по обеспечению боевых дейст-

вий подразделений сухопутных войск и флота.

Более подробно боевые и вспомогательные БВ будут рас-

смотрены в Главах 8 и 9.

БВ гражданского назначения должны заменить высоко-

затратные пилотируемые вертолеты при решении различных

народнохозяйственных задач [26].

Отметим, что БЛА гражданского назначения (БЛА-ГН) в

настоящее время находится в стадии становления [25, 26].

Согласно этим работам, областями возможного примене-

ния БВ-ГН являются:

1) топливно-энергетический комплекс (контроль состоя-

ния нефте- и газопроводов, линий электропередач и др.),

2) службы ликвидации чрезвычайных ситуаций (монито-

ринг техногенных и природных катастроф, обеспечение спа-

сательных операций и др.),

3) службы безопасности (контроль нарушения границ объ-

ектов, поиск нарушителей и т.п.),

52

4) судоходство (поиск и обнаружение судов, терпящих

бедствие, судов-нарушителей, контроль границ и правил ры-

боловства, ледовой обстановки и др.),

5) сельское хозяйство (наблюдение за состоянием земель и

определение характеристик почв, распыление удобрений и

ядохимикатов и т.д.),

6) метеорология (контроль гидрометеообстановки, эколо-

гический мониторинг и т.п.),

Важную роль в подготовке будущих операторов управле-

ния БВ в системе ДОСААФ должна быть отведена таким гра-

жданским БВ как спортивные вертолеты [6].

В данной работе вспомогательные БВ и БВ-ГН рассмат-

риваются как вертолеты двойного назначения.

Более подробно применение таких БВ будет рассмотрено

в Главе 9 этой монографии.

1.4. Прогнозирование потребной численности

и среднемесячного выпуска

отечественных беспилотных вертолетов

Для обоснованного планирования сроков разработки,

производства и внедрения БВ в практику их применения не-

обходимо иметь прогноз потребностей в этом виде беспилот-

ной авиационной техники.

Приведенное в Разд. 1.2 высказывание о будущей емкости

отечественного рынка беспилотных вертолетов в тысячи ма-

шин, на наш взгляд, является маркетинговым ходом для при-

влечения в холдинг «Вертолеты России» значительных

средств инвесторов.

Для такого утверждения необходимо было выполнить

прогнозирование потребностей различных российских ве-

53

домств в военных, специальных и гражданских БВ и привести

конкретные количественные оценки.

Как видно из материалов Разд. 1.2, практически все отече-

ственные разработки БВ проводятся в инициативном порядке

на собственные средства Разработчиков.

На наш взгляд, создание требуемого парка отечественных

БВ различного назначения должно осуществляться с исполь-

зованием программно-целевого подхода с соответствующим

государственным финансированием.

При таком подходе обязательным является разработка

прогнозов основных показателей будущей программы, кото-

рые выполняются на основе существующих и перспективных

экономико-математических методов и моделей [7].

Основу таких методов составляет заданный временной

ряд прогнозируемого показателя, то есть последовательность

его значений, полученных в определенные моменты времени

[8]. Любой временной ряд включает в себя два обязательных

элемента – отметку времени и значение показателя, получен-

ное тем или иным способом и соответствующее указанным

отметкам. Каждый временной ряд рассматривается как выбо-

рочная реализация некоторого стохастического (случайного)

процесса, на который оказывает влияние множество факторов.

Если обозначить значения рассматриваемого показателя

через х, то его прогнозирование с использованием трендовой

модели [7] графически представляется в виде, приведенном

на Рис. 1.20.

На этом рисунке x0 = x(t0), x1 = x(t1),…, xn = x(tn) – значения

временно го ряда в моменты времени t0, t1,…, tn; )(ˆˆ 11 xx ,

)(ˆˆ 22 xx ,…, )(ˆˆ kk xx – прогнозируемые значения показа-

54

теля х, полученные с помощью модели динамики его измене-

ния вида:

),...,,,(ˆ 21 maaatx , (1.4.1)

где а1,а2,…, ат – параметры модели; – в общем случае не-

линейная функция указанных аргументов.

Параметры модели (1.4.1) обычно определяются по задан-

ным значениям (t0,x0), (t1,x1),…, (ti,xi),…, (tn,xn) временного ря-

да известным методом наименьших квадратов [10] из реше-

ния задачи минимизации:

ja

n

imjii aaaatxJ min),...,,...,,,(

0

221

. (1.4.2)

Используя необходимое условие экстремума функции

J = J(а1,а2,…,aj,…,ат), получаем следующую систему алгеб-

раических уравнений т-го порядка для определения значений

коэффициентов модели aj, ),1( mj :

),1(,0),...,,...,,,(0

21 mja

aaaatxa

J n

i jmjii

j

. (1.4.3)

Система уравнений (1.4.3) в общем случае решается од-

ним из известных численных методов [11].

x

t0 t1 t2 tn 1 2 k t

x0 x1 x2 xn

𝑥 1 𝑥 2 𝑥 𝑘

Рис. 1.20

),...,,,(ˆ 002

01 maaatx

55

Найденные значения корней 002

01 ,...,, maaa этой системы

подставляются в модель (1.4.1) и из выражений:

),1(),,...,,,()(ˆ 002

01 kraaax mrr (1.4.4)

вычисляются прогнозные оценки ,ˆ,...,ˆ,ˆ 21 kxxx представлен-

ные на Рис. 1.20.

Отметим, что в настоящее время имеется свыше 100 весь-

ма разнообразных методов точечного и интервального про-

гнозирования.

В связи с отсутствием данных по имеющимся в эксплуа-

тации БВ предлагается использовать точечный метод связан-

ного прогнозирования их потребной численности, который

основан на прогнозе количества БЛА самолетных схем и ис-

пользовании коэффициента, описывающего долю задач, ре-

шаемых БВ при их массовом внедрении.

По сообщениям специализированных Web-сайтов в 2011 г.

в российской армии числилось 180 таких БЛА, часть которых

была еще советского производства. В 2015 г. в войсках насчи-

тывалось более 1700 БЛА. К концу 2016 г. их количество дос-

тигло 1980 единиц. По экспертным оценкам к настоящему

времени количество БЛА в армии и флоте РФ значительно

превысит 2 тыс. единиц. В их составе имеются БЛА «Орлан-

10», «Элерон-3СВ», «Гранат», «Застава», «Форпост», которые

относятся к легким и средним БЛА самолетных схем. Для та-

ких БЛА ниже будем использовать аббревиатуру «БС» (бес-

пилотные самолеты).

Следует отметить весьма небольшой объем временно го

ряда по БС. Поэтому при построении их прогноза предлагает-

ся использовать описанный выше трендовый подход.

Обозначим через NБС(t) количество БС в t-м году при зна-

чениях t, равных 2011, 2015, 2016.

56

Для построения прогноза значений NБС(t) на интервале

времени t [2017, 2025] требуется выбрать вид регрессион-

ной зависимости (1.4.1), которая обеспечивает минимальное

относительное отклонение от значений имеющегося вре-

менно го ряда.

На рис. 1.21, заимствованном из работы [16], приведены

по годам объемы финансирования работ по военным БПЛА

в США.

Исходя из поведения этого графика, который косвенно от-

ражает и производство БС, для описания тренда используем

нелинейную функцию вида:

btaN БС , (1.4.5)

коэффициенты которой, определенные из системы уравнений

(1.4.3), соответствующим численным методом, имеют сле-

дующие значения:

502

901 10493,7;10507,1 aa .

Результаты применения формулы (1.4.5) приведены в

Табл. 1.9 и на Рис. 1.22.

2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 2015 2016

Млн.

USD

2500

2000

1500

1000

500

0

Рис. 1.21

57

В связи с тем, что статистика по БВ отсутствует, связанное

прогнозирование их выпуска будем проводить при следую-

щем предположении:

Будем считать, что доля задач, решаемых в составе бес-

пилотной авиации будущего беспилотными вертолетами,

равна доле задач, которые решают в настоящее время пило-

тируемые вертолеты (ПВ) в составе пилотируемой авиации.

Пусть NПВ, NПС – современная численность ПВ и пилоти-

руемых самолетов (ПС) в составе такой авиации.

Долю задач, решаемых ПВ, вычислим как:

ПВПС

ПВ

NN

Nk

. (1.4.6)

По данным специализированных Web-сайтов на сего-

дняшний день в РФ имеется 3,6 тыс. военных ПС, а также 374

транспортных и 340 ударных ПВ.

Тогда, используя выражение (1.4.6), получим:

2010 2015 2020 2025

t, год

NБС, ед.

3000

2000

1000

0

Рис. 1.22

Таблица 1.9

Год Врем.

ряд NБС, ед.

, %

2011 180 179 –0,55

2015 1700 1740 2,35

2016 1980 1944 –1,82

2017 –– 2128 ––

2018 –– 2297 ––

2019 –– 2455 ––

2020 –– 2603 ––

2021 –– 2743 ––

2022 –– 2876 ––

2023 –– 3004 ––

2024 –– 3143 ––

2025 –– 3244 ––

58

1655,03403743600

340374

k .

Будем считать, что в беспилотной авиации в перспективе

должно выполняться условие:

kNN

N

БВБС

БВ . (1.4.7)

Следуя вычисленному значению коэффициента k, можно

утверждать в качестве рабочей гипотезы, что порядка 17% за-

дач, стоящих перед беспилотной авиацией, должны решаться

беспилотными вертолетами.

Разрешая уравнение (1.4.7) относительно неизвестной NБВ,

получаем расчетную формулу связного прогнозирования:

)2025,2017(),(1

)( БСБВ

ttN

k

ktN . (1.4.8)

Прогноз ежегодного прироста количества БВ описывается

выражением вида:

)2025,2018(),1()()( БВБВБВ ttNtNtN . (1.4.9)

Тогда среднемесячный выпуск БВ в t-м году определяется

по формуле:

)2025,2018(,12

)()( БВ

БВ

ttN

tn . (1.4.10)

Результаты применения выражений (1.4.8)-(1.4.10) пред-

ставлены в Табл. 1.10.

На Рис. 1.23 приведены диаграммы прогнозов значений

NБВ(t) и nБВ(t) на период с 2017 по 2025 годы.

Отметим, что после появления реальных данных по по-

ступлению БВ в войска, флот и народное хозяйство значения

величины NБВ(t) должны быть определены с привлечением

современных методов краткосрочного и среднесрочного про-

гнозирования [7, 9 и др.].

59

Таблица 1.10

t NБВ NБВ nБВ

2017 422 –– ––

2018 456 34 3

2019 487 31 3

2020 516 29 2

2021 544 28 2

2022 570 26 2

2023 596 25 2

2024 620 24 2

2025 643 23 2

1.5. Основные проблемы теории и практики

отечественной беспилотной вертолетной техники

Как было показано в Разд. 1.1 и Разд. 1.2, беспилотные

вертолеты (БВ) с 60-х годов XX века являются активно разви-

вающимся направлением мирового и отечественного вертоле-

тостроения.

На наш взгляд, одной из главных причин низкой сущест-

вующей эффективности отечественных БВ является участие в

их создании большого числа фирм, не имеющих квалифици-

рованных специалистов и опыта разработки изделий авиаци-

NБВ nБВ

20

17

20

18

20

19

20

20

20

21

20

22

20

23

20

24

20

25

422

Рис. 1.23

20

17

20

18

20

19

20

20

20

21

20

22

20

23

20

24

20

25

456 487

516 544

570 596

620 643

3 3

2 2 2

2

2 2

год год

60

онной техники. Другой важной причиной является отсутствие

теоретических основ разработки и применения различных ви-

дов БВ, как определенного класса изделий авиационной тех-

ники. Созданию таких основ должна предшествовать разра-

ботка отсутствующей к настоящему времени единой терми-

нологии и классификации основных и обеспечивающих

средств беспилотных вертолетных комплексов (БВК).

Для ликвидации отмеченных выше недостатков и реали-

зации системного подхода к созданию и применению БВК,

как сложных изделий авиационной техники, предлагается ис-

пользовать понятие их жизненного цикла (ЖЦ) [13]. Отме-

тим, что существующее определение ЖЦ пилотируемых ЛА

[50] не соответствует этапам создания и применения беспи-

лотной авиатехники [14].

Рассмотрим перспективные средства и мероприятия реа-

лизации стадий ЖЦ БВТ, представленного на Рис. 1.24.

Главная особенность предлагаемого ЖЦ состоит в том,

что информация, сформированная на любой его стадии, ис-

пользуется при реализации всех остальных стадий.

Для эффективной организации работ на стадии 1 необхо-

дима разработка теории и систем автоматизированного

проектирования БВ различного назначения. Объективная не-

обходимость создания таких средств определяется тем, что

применяемые в настоящее время отечественными разработ-

чиками БЛА средства локальной автоматизации проектно-

конструкторских работ (UNIGRAPHICS, MATLAB,

MATHCAD, EXCEL и др.) не позволяют добиться значитель-

ного сокращения времени разработки и стоимости БЛА с од-

новременной оптимизацией формируемых проектных реше-

ний [14]. Обязательным условием для получения таких реше-

61

ний является разработка математических моделей, методов и

алгоритмов теории многокритериального оптимального про-

ектирования БВТ.

Рис. 1.24

Эта теория может быть построена на имеющемся доста-

точно богатом научно-техническом заделе 70-80 гг. прошлого

века по оптимальному проектированию самолетов и вертоле-

тов с соответствующими корректировками, связанными с от-

сутствием на борту экипажа и средств его жизнеобеспечения,

Проектирование БВ

1

Разработка тактики

применения БВ

2

Испытания и доводка БВ

3

Обучение и повышение

квалификации персонала

БВК

4

Производство БВ

5

Эксплуатация БВ

6

Модификация БВ

7

Утилизация БВ

8

62

бо льшими значениями эксплуатационных перегрузок, с более

широким использованием в конструкции БЛА перспективных

композиционных материалов и др.

Следует отметить, что для успешного решения проблемы

создания эффективных БВ необходимо разработать семейство

малогабаритных турбовальных, поршневых и электродвига-

телей с малой удельной массой [30, 51, 52]. Кроме создания

«линейки» специальных двигателей для БВ необходима раз-

работка малогабаритных образцов целевой нагрузки и аппа-

ратуры комплекса бортового оборудования (КБО) БВТ [49].

Разработанные методы теории оптимального проектиро-

вания БВ должны быть реализованы в составе распределен-

ной САПР [53] предприятия Разработчика, которая включает

в себя следующие комплексы программ коллективного поль-

зования:

«Предпроектные оценки и системная оптимизация БВ»;

«Аэродинамика, динамика полета и управление БВ»;

«Конструкция и силовая установка БВ»;

«Прочность БВ»;

«Бортовые комплексы БВ»;

«Целевая аппаратура (нагрузка) БВ»;

«Технология производства БВ».

В основу разработки этих комплексов можно положить

доработанные методики проектирования вертолетов, предло-

женные в работах [3, 42, 44, 55, 62] и оригинальные методики,

предлагаемые в книгах данной серии.

Для эффективной эксплуатации САПР БВ создается рас-

пределенный банк данных системы [53], включающий в себя:

нормативно-справочную информацию,

63

параметры и характеристики выпускаемых отечествен-

ных образцов двигателей, целевой нагрузки и бортового обо-

рудования для БВ,

общее и частные технические задания на разработку БВ,

результаты аэродинамических, прочностных и весовых

расчетов и испытаний,

промежуточные и окончательные проектно-конструк-

торские решения по узлам и агрегатам БВ,

цифровую модель БВ,

информацию со стадии 6 (рекламации, отказы и неис-

правности наземного и бортового оборудования БВК и т.п.).

Все эти данные должны быть доступны в пределах соот-

ветствующих компетенций пользователям САПР БВ с их ра-

бочих станций (АРМ). Обязательным компонентом САПР БВ

должна быть подсистема «Управление проектом», с помощью

которой осуществляется планирование разработки БВ и кон-

троль выполнения соответствующих работ и сроков.

Как показал анализ состояния вопросов эффективной ор-

ганизации применения существующих и перспективных бес-

пилотных вертолетов, стадия 2 ЖЦ БВ практически не отра-

жена в существующей литературе. Эти вопросы рассматри-

ваются в Главах 6-9 данной работы.

На наш взгляд в дополнение к изложенному в них мате-

риалу должны решаться следующие основные задачи:

выделение совокупности типовых тактических ситуаций

(ТТС) применения разрабатываемого образца БВ;

определение для каждой ТТС потребного числа верто-

летов и типовых траекторий их полетов;

выбор для каждой ТТС и применяемых в ней БВ состава

и характеристик целевой нагрузки;

64

определение параметров и характеристик используемых

в каждой ТТС информационных и командных радиолиний

связи с БВ;

формирование временно го графика применения БВ в

каждой ТТС.

Как отмечено на Рис. 1.24, работы данного этапа путем

последовательного согласования соответствующих решений

выполняются во взаимодействии со стадией 1 ЖЦ БВ.

Стадия 3 ЖЦ БВТ является важнейшей стадией его соз-

дания. Следуя общему подходу к испытаниям изделий авиа-

ционной техники [54], на этой стадии предлагается выделить

два этапа:

1. Автоматизированные наземные испытания БВ,

2. Автоматизированные летные испытания БВ.

Автоматизированные системы испытаний и доводки про-

ектно-конструкторских решений разрабатываемого БВ, сфор-

мированные с использованием современной измерительной,

компьютерной и коммуникационной техники [54], должны в

автоматическом режиме передавать на стадию 1 ЖЦ полу-

ченные результаты и фиксировать их в соответствующих ба-

зах данных САПР БВ. Отметим, что в связи с нарастающей

тенденцией компьютеризации КБО БВ резко возрастает необ-

ходимость использования для комплексной отладки их борто-

вого программного обеспечения автоматизированных полу-

натурных стендов испытаний и доводки БВ с имитацией их

полетов.

При автоматизации летных испытаний БВ необходимо

использовать программно-аппаратные средства обработки те-

леметрических данных и информации, поступающей от трас-

совых измерительных комплексов испытательного полигона.

65

Обучение и повышение квалификации персонала БВК на

стадии 4 ЖЦ возлагается на Разработчиков конкретных об-

разцов БВ. Для повышения эффективности реализации этой

стадии должны широко использоваться компьютерные техно-

логии [48] и тренажерные комплексы в совокупности с вы-

полнением реальных полетов БВ.

Отметим особенности реализации стадии 5 ЖЦ БВТ. При

производстве БВ должно широко использоваться оборудова-

ние с ЧПУ, базовые программы для которого разрабатывают-

ся в комплексе программ «Технология производства БВ» и

передаются совместно с конструкторской и технологической

документацией Изготовителю вертолета. Кроме этого, для

повышения качества изготовления и надежности БВ необхо-

димо, как это делается в пилотируемой авиации, включить в

производственный процесс их изготовления и сборки автома-

тизированные наземные контрольные и приемо-сдаточные

летные испытания БВ [54]. В качестве средств автоматизации

таких испытаний на предприятии-изготовителе БВ могут

быть использованы упрощенные образцы средств, применен-

ных на стадии 3 ЖЦ БВТ.

Для успешной реализации на практике стадии 6 ЖЦ не-

обходимым условием является разработка методов приклад-

ной теории управления БВ. Суть этой теории заключается в

использовании конкретных видов траекторий вертолета, фор-

мируемых командиром расчета МНПУ БВК, математиком -

системным программистом и оператором управления БВ с

использованием методов теории обратных задач и методов

теории оптимального управления [13]. В этом состоит отли-

чие методов прикладной теории управления БВ от использо-

вания при программировании конкретных полетных заданий

66

общепринятых в настоящее время координатных и коорди-

натно-временны х графиков движения БЛА и БВ в частности.

Отметим, что для реализации на этой стадии ЖЦ моделей

и методов прикладной теории управления БВ персонал БВК

должен в обязательном порядке получить от Разработчика

аналитические выражения для аэродинамических и момент-

ных коэффициентов, а также для высотно-скоростной харак-

теристики силовой установки вертолета [13]. Кроме задач вы-

бора управления движением БВ на этой стадии необходимо

решать ряд организационных задач:

определение потребного количества БВ для проведения

конкретной операции;

выбор мест дислокации МНПУ в заданном районе и

площадок для взлета и посадки применяемых БВ;

расчет требуемых и гарантированных запасов топлива

для используемых в операции БВ;

расчет требуемого количества запасных узлов, агрегатов

и систем БВ для оперативного послеполетного ремонта по-

врежденных образцов; и др.

Эти задачи должны быть сформулированы в рамках пер-

спективной теории эффективного применения БВ как задачи

принятия соответствующим персоналом беспилотных верто-

летных подразделений оптимальных организационных и опе-

ративных решений. Задачи выбора управления БВ и принятия

решений по их применению должны быть реализованы в

форме функционального программного обеспечения АРМ

персонала БВК и вертолетных подразделений и решаться с

использованием соответствующих информационно-коммуни-

кационных технологий.

67

Для успешного развития и обсуждения вопросов теории

создания и применения беспилотной вертолетной техники

предлагается организовать издание электронного научно-

технического журнала по этой тематике.

В практическом аспекте создания и эксплуатации БВК

обязательным, на наш взгляд, является разработка ведущими

организациями РФ в области авиационной науки и техники

«Норм летной годности (НЛГ) БВ» и «Руководства для кон-

структоров (РДК) БВ» по их существующим и перспектив-

ным видам. Отметим, что такие руководства будут выступать

в качестве методического обеспечения соответствующих

САПР БВ.

Одной из проблем рассматриваемой стадии ЖЦ является

практически нерешенная в настоящее время комплексная

проблема обеспечения информационной безопасности при-

менения БВТ [56].

Модификация БВ (стадия 7 ЖЦ) проводится по результа-

там реализации стадии 6 ЖЦ и при появлении более эффек-

тивных образцов двигателей, целевой нагрузки и бортовых

систем. Задание на модификацию действующего образца БВ

формируется его Заказчиком и передается Разработчику на

стадию 1 ЖЦ.

Последняя стадия 8 ЖЦ БВТ подразумевает снятие его с

эксплуатации и утилизацию по правилам, принятым для из-

делий авиационной техники.

Стадии ЖЦ БВТ, представленные на Рис. 1.24, на практи-

ке реализуются различными организациями. Их взаимодейст-

вие должно осуществляться с использованием современных и

перспективных защищенных инфокоммуникационных техно-

логий, реализуемых в среде Интернета.

68

В заключение этой главы можно отметить, что эффектив-

ное и конкурентоспособное развитие отечественной беспи-

лотной вертолетной техники возможно только при условии

комплексного подхода к разработке беспилотных вертолетов

военного и гражданского назначения как сложных изделий

авиационной техники и при широком использовании на прак-

тике теории их создания и применения в совокупности со

средствами автоматизации проектирования и испытаний БВ.

69

Глава 2. БЕСПИЛОТНЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ

ОДНОВИНТОВОЙ СХЕМЫ

В нашей стране в области создания беспилотной верто-

летной техники имеется серьезное отставание по сравнению с

зарубежными странами [49]. Как следует из Разд. 1.2, в по-

следние годы в РФ ведутся интенсивные работы по преодоле-

нию этого отставания.

На наш взгляд, эти работы должны проводиться с учетом

и активным использованием современных достижений миро-

вого вертолетостроения в области конструкции, новых мате-

риалов, аэродинамики и динамики полета, систем управления

и технологии производства вертолетной техники. В частно-

сти, в работе [57] отмечаются такие инновации в конструкции

вертолетов как сверхкритические трансмиссионные валы, ак-

тивные гасители шума и вибраций, многозамкнутые лонжеро-

ны лопастей, монококовые фюзеляжи, гребни хвостовой балки

и др. Перспективным направлением является создание «элек-

трического» БВ легкого, среднего и тяжелого классов [75].

Достижение прогнозных показателей по производству БВ

в РФ, приведенных в Разд. 1.4, невозможно без выполнения

активных широкомасштабных научно-исследовательских и

опытно-конструкторских работ в области беспилотного вер-

толетостроения. При этом обязательным условием является

рассмотрение беспилотного вертолета как достаточно слож-

ного изделия авиационной техники, имеющего определенный

жизненный цикл, стадии и этапы разработки, программу вы-

пуска, требующего технического обслуживания и ремонта в

рамках запланированного ресурса его эксплуатации.

В данной главе предлагаются основные подходы к созда-

нию современных и перспективных беспилотных вертолетов

70

одновинтовой схемы, получившей наибольшее распростране-

ние в мировой практике.

2.1. Конструкция одновинтовых беспилотных вертолетов

Как было отмечено выше, основными требованиями к

беспилотной вертолетной технике являются низкая стоимость

и высокая оперативность проектирования, производства и

эксплуатации создаваемых беспилотных вертолетов.

На стадии проектирования эти требования обеспечивают-

ся выбором соответствующих конструктивных схем БВ и

применением САПР. При производстве БВ необходимо ис-

пользовать инновационные технологические процессы изго-

товления и сборки вертолетов. На стадии эксплуатации бес-

пилотной вертолетной техники высокая степень автоматиза-

ции всех процессов гарантирует минимизацию стоимости и

трудоемкости ее применения.

Из Разд. 1.1 и 1.2 следует, что все имеющие практическое

значение современные БВ создаются по двум конструктивным

схемам, включающим в себя одновинтовую и двухвинтовую

соосную схему.

При этом как в пилотируемой, так и в беспилотной верто-

летной технике порядка 80-90% образцов имеют одновинто-

вую схему, которая является более изученной в теоретиче-

ском плане и имеет отработанные у нас в стране и за рубежом

технологии производства вертолетов.

Следует отметить, что имеются и активные сторонники

применения в беспилотной технике второй схемы [3, 49].

В настоящей монографии будут рассмотрены беспилот-

ные вертолеты одновинтовой схемы, как на наш взгляд, наи-

более соответствующие приведенным выше требованиям.

71

Конструкция таких БВ включает в себя элементы, пред-


Винтовая система рассматриваемого типа БВ включает в

себя совокупность винтов и соответствующих агрегатов

управления. Несущий винт (НВ) создает подъемную и дви-

жущую силы. Рулевой винт (РВ) предназначен для уравнове-

шивания реактивного момента НВ, а также для обеспечения

путевого управления и устойчивости вертолета.

Описание процессов работы несущего винта приведено в зна-

чительном числе работ [6, 13, 43, 58, 59, 87, 110, 111, 115 и др.].

Рассмотрим особенности современных конструкций этого

главного элемента винтовой системы вертолета.

В вертолетостроении используются две формы лопастей

НВ – прямоугольные и трапециевидные [57]. В этой работе

Структура одновинтового беспилотного вертолета В

ин

товая

сист

ема

Несущий

винт

Рулевой

винт

Фю

зел

яж

Бор

товы

е

ко

мп

лек

сы

Хво

стовая

бал

ка

Горизонтальное

оперение

Вертикальное

оперение

Шас

си

Оп

ерен

ие

Рис. 2.1

Агрегаты

Бортовое

оборудование

Целевое


72

отмечается, что на современных пилотируемых вертолетах в

основном применяется трапециевидная форма лопастей с со-

ответствующими законцовками как конструктивно и техноло-

гически более эффективная. В беспилотной вертолетной тех-

нике, как следует из ее обзора, для снижения трудоемкости из-

готовления БВ часто применяют первую форму лопастей НВ.

Для более равномерного распределения аэродинамиче-

ских сил, возникающих при вращении НВ, применяют его

геометрическую и аэродинамическую крутку [57].

Первая предполагает наличие разницы между углом уста-

новки лопасти в комлевой части и на ее конце. Эта величина

обычно лежит в пределах 4-7.

Аэродинамическая крутка – это изменение толщины и

формы профиля сечения лопасти по радиусу НВ. Относи-

тельная толщина профилей обычно составляет 11-14% в ком-

левой части лопасти и 8-12% в ее конце.

Угол установки лопасти, который равен углу между хор-

дой сечения и плоскостью вращения втулки НВ, обычно оце-

нивается при относительном радиусе винта, равном 0,7.

Число лопастей НВ зависит от назначения вертолета и

лежит в пределах от 2 до 8.

Как следует из обзора, представленного в Главе 1, боль-

шинство существующих БВ имеют двухлопастные НВ. Это

наряду с использованием двухтактных поршневых двигателей

создают значительную вибрацию корпуса вертолета [3]. В

этой работе отмечается, что применение трех- и четырехлопа-

стных НВ резко сокращает амплитуду колебаний и дает сни-

жение шарнирных моментов при управлении винтом из-за

уменьшения хорды его лопастей.

73

Для традиционного управления таким винтом предлагает-

ся использовать автомат перекоса типа «паук», который ши-

роко применяется на сверхлегких и легких пилотируемых

вертолетах [57].

В настоящее время наиболее распространенными в миро-

вом вертолетостроении являются лопасти разнообразных

конструкций из композиционных материалов (КМ) [57]. В ка-

честве материалов для изготовления НВ применяются углепла-

стики, стеклопластики, органопластики и их комбинации [30].

Для сокращения стоимости лопастей в них используется

С-образный лонжерон и обшивка из КМ с пористым или со-

товым заполнителем [57], представленными на Рис. 2.2.

На этом рисунке использованы следующие обозначения:

1 – лонжерон из стеклопластика; 2 – углепластиковая обшив-

ка; 3 – пористый заполнитель; 4 – сотовый заполнитель.

Рулевой винт (РВ) вертолета служит для компенсации ре-

активного момента НВ и осуществления поворотов БВ в го-

ризонтальной плоскости. Этот винт состоит из лопастей и

втулки. Обычно используется шарнирное закрепление лопа-

стей к втулке РВ.

Рулевой винт в современных БВ установлен на хвостовой

балке вертолета. Его вращение осуществляется от главного

редуктора валом хвостовой трансмиссии с использованием

промежуточного и хвостового редукторов.

1 2 3 1 2 4

а б

Рис. 2.2

74

Диаметр РВ меньше диаметра НВ, а частота вращения РВ

значительно больше. Этот винт имеет большой диапазон из-

менения углов установки лопасти (до 30°) – от положитель-

ных значений на обычных режимах полета БВ до отрицатель-

ных при интенсивных левых разворотах вертолета.

Рулевой винт по направлению тяги относительно его

втулки бывает тянущим и толкающим. Традиционно РВ явля-

ется толкающим винтом, который установлен справа по поле-

ту на конце хвостовой балки. При такой компоновке повыша-

ется аэродинамическая эффективность винта.

Вращение РВ синхронизировано с НВ, и при изменении

скорости вращения НВ соответственно изменяется скорость

вращения РВ. Втулки РВ имеют разнесенные или совмещен-

ные горизонтальные и осевые шарниры, но, как правило, без

вертикальных шарниров. Кроме этого применяются втулки на

кардановом подвесе [58]. Управление силой тяги РВ осущест-

вляется изменением угла установки его лопастей. Этим углом

обеспечиваются повороты БВ по курсу. В прямолинейном

полете направление силы тяги РВ перпендикулярно направ-

лению полета.

В современном вертолетостроении применяют многоло-

пастный РВ в кольцевом канале киля («фенестрон») [57, 58].

Такая конструкция имеет несколько существенных преиму-

ществ, в частности уменьшается «вредное» сопротивление

вертолета. Эффективность фенестрона существенно выше,

чем открытого рулевого винта при одинаковых диаметрах, но,

поскольку диаметр винта в «фенестроне» в два с лишним раза

меньше, чем диаметр обычного рулевого винта, он требует

для создания одинаковой силы тяги большей мощности.

75

Кроме того, существуют образцы вертолетов с так назы-

ваемым «Х-образным», четырехлопастным РВ, лопасти кото-

рого имеют различные взаимные азимутальные углы установ-

ки на втулке [57, 58]. Такие винты обладают преимуществами

перед обычными РВ по уровню шума и уменьшению небла-

гоприятного воздействия на их лопасти концевых вихревых

шнуров, генерируемых соседними лопастями.

Известно, что основным расчетным режимом полета пи-

лотируемого вертолета является режим его висения. В этом

режиме РВ создает максимальную для установившихся ре-

жимов полета вертолета силу тяги, необходимую для уравно-

вешивания реактивного момента НВ.

Существует оригинальная концепция системы компенса-

ции реактивного момента, когда вместо рулевого винта на

концевой части хвостовой балки БВ устанавливается специ-

альное устройство, в сопла которого подается воздух от вен-

тилятора, установленного в этой балке и имеющего привод от

двигателя вертолета [3]. В этой работе отмечается, что струй-

ная система путевого управления и компенсации реактивного

момента обеспечивает высокую маневренность, повышает

живучесть и снижает уровень вибраций.

В отличие от НВ лопасти РВ обычно не имеют крутки. В

связи с тем, что его тяга может быть направлена в противопо-

ложные стороны, на РВ применяют симметричные аэродина-

мические профили. Такие лопасти могут быть металлически-

ми, композиционными и комбинированными [57]. В настоя-

щее время наибольшее распространение получили РВ, изго-

товленные из КМ. Лонжерон лопастей таких винтов изготав-

ливается методом выкладки из углепластика или стеклопла-

76

стика [72], а в их хвостовом отсеке размещается пористый за-

полнитель (см. Рис. 2.2,а).

На наш взгляд, для сокращения трудоемкости изготовле-

ния БВ можно применять монолитные лопасти РВ, изготов-

ленные из легких алюминиевых сплавов [67].

В некоторых работах используется понятие корпуса вер-

толета, который включает в себя фюзеляж, горизонтальное

оперение (стабилизатор), вертикальное оперение (киль) и

иногда крыло. Это понятие как более конкретное предлагает-

ся использовать в беспилотном вертолетостроении.

Форма фюзеляжа определяется конструктивной схемой,

аэродинамической компоновкой, назначением и условиями

эксплуатации БВ. В связи с тем, что в верхней части фюзеля-

жа пилотируемых вертолетов располагаются гондолы двига-

телей, кабина экипажа с достаточным обзором, а внизу не-

убирающееся шасси, фюзеляж далек от симметричных удо-

бообтекаемых форм самолетов. Наиболее характерен в этом

отношении фюзеляж существующих пилотируемых вертоле-

тов одновинтовой схемы с его длинными хвостовой и конце-

вой балками, на которых крепится РВ. Фюзеляж БВ должен

иметь наиболее удобообтекаемую форму.

Для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа в го-

ризонтальном полете ось вала НВ выполняют наклоненной

вперед от вертикальной оси вертолета на угол 4-6°. В резуль-

тате этого фюзеляж на крейсерской скорости полета распола-

гается почти по воздушному потоку. Кроме того, фюзеляж

некоторых одновинтовых вертолетов скомпонован так, что

ось вала НВ отклонена от вертикальной оси вертолета вправо

на угол 2-3°, если смотреть по полету сзади. Благодаря этому

уменьшается потребный для балансировки крен вертолета

77

вправо на висении и малых скоростях полета, а также обеспе-

чивается вертикальный взлет вертолета с одновременным от-

рывом от земли основных стоек шасси и приземление на эти

стойки.

Перспективной конструктивной схемой фюзеляжа БВ яв-

ляется монококовая схема, включающая в себя «толстую»

обшивку из КМ, подкрепленную шпангоутами. По такой схе-

ме выполнен корпус БВ «Camcopter S-100», представленный в

Разд. 1.2. В работе [57] утверждается, что такая схема должна

обеспечить максимальную весовую отдачу и высокую надеж-

ность вертолета.

Крыло не является обязательным элементом существую-

щих вертолетов, а на режимах висения, вертикальных пере-

мещений и малых скоростей горизонтального полета оно

уменьшает весовую отдачу БВ.

При установке крыла на вертолет преследуют две основ-

ные цели: 1) разгрузку НВ на больших скоростях полета,

2) подвеску различного целевого оборудования. Кроме того,

крыло улучшает балансировку и устойчивость вертолета.

Крыло, как правило, устанавливают в центральной части фю-

зеляжа позади центра масс вертолета.

Для сокращения трудоемкости производства БВ предлага-

ется использовать на них монолитные крылья [67], сечения

которых представлены на Рис. 2.3.

Горизонтальное оперение (стабилизатор) предназначено

для улучшения характеристик продольной балансировки и

устойчивости вертолета. Управление стабилизатором связано

а б

Рис. 2.3

в

78

с управлением общим шагом НВ таким образом, что при уве-

личении общего шага НВ увеличивается и угол поворота ста-

билизатора. Это способствует улучшению продольной балан-

сировки и управляемости вертолета.

Стабилизатор устанавливают на конце хвостовой балки

вертолета при максимально возможном расстоянии до центра

его масс. Это позволяет получить максимальный управляющий

момент и уменьшить вредное индуктивное воздействие НВ.

Вертикальное оперение (киль) на одновинтовом вертоле-

те, так же как и крыло, не обязателен для полета, а на взлетно-

посадочных режимах он, как и крыло, ухудшает его летные

характеристики. Однако при наличии киля достигаются две

основные цели:

частичная разгрузка РВ на больших скоростях полета;

повышение путевой устойчивости вертолета.

Кроме этого, в киле может быть размещен РВ типа «фе-

нестрон».

Как правило, киль имеет толстый несимметричный про-

филь, трапециевидную форму при виде сбоку, расположен

под углом 30-60° к продольной оси хвостовой балки и повер-

нут влево относительно вертикальной плоскости симметрии

фюзеляжа на угол 5-7°. На режиме горизонтального полета

вертолета киль создаст боковую аэродинамическую силу, на-

правленную в сторону силы тяги РВ [57].

В связи с тем, что БВ должен осуществлять вертикальный

взлет и посадку, в основном применяются шасси полозкового

типа. На некоторых образцах имеются трехстоечные шасси,

где две стойки расположены под фюзеляжем, а одна – в конце

хвостовой балки (см. Рис. 1.4).

79

В фюзеляже и хвостовой балке БВ располагаются сле-

дующие элементы бортовых комплексов:

1. Силовая установка, включающая в себя двигатель, мо-

торную раму и топливную систему.

2. Аппаратура комплекса управления полетом и целевым

оборудованием.

3. Энергетическое оборудование.

4. Бортовое радиоэлектронное оборудование.

5. Аппаратура и агрегаты целевого оборудования.

6. Система бустерного управления несущим винтом (ав-

томат перекоса и гидросистема управления лопастями).

7. Главный, промежуточный и хвостовой редуктор с их

трансмиссиями.

8. Гидроприводы и агрегаты управления рулевым винтом

и стабилизатором.

Внутрифюзеляжные узлы и агрегаты БВ предлагается

объединить понятием «трансмиссия вертолета», задачей ко-

торой является передача мощности от двигателя к НВ и РВ

вертолета.

Трансмиссия БВ, как правило, состоит из следующих аг-

регатов и узлов:

редукторов (главного, промежуточного, хвостового,

объединительного и др.);

трансмиссионных валов (соединительных и синхро-

низирующих), муфт этих валов и их подшипниковых опор;

приводов и агрегатов, необходимых для работы раз-

личных систем вертолета;

муфт свободного хода и муфт сцепления;

тормоза несущего винта;

вентиляторной установки.

80

Редукторы предназначены для выполнения следующих

функций:

● преобразования высокой частоты вращения двигате-

лей в низкую и создания больших крутящих моментов, необхо-

димых для вращения винтов;

● изменения направления оси вращения (например,

горизонтальной оси вращения двигателя в вертикальную ось

вращения несущего винта);

● восприятия нагрузок, создаваемых несущими и ру-

левыми винтами и передачи их элементам конструкции фю-

зеляжа;

● привода для вращения различных агрегатов, обслу-

живающих вертолет.

Некоторые типы редукторов могут выполнять все эти

функции (например, главные редукторы), другие типы редук-

торов – только отдельные функции (например, промежуточ-

ные и хвостовые редукторы).

Трансмиссионные валы служат для передачи вращения

как от двигателя к редукторам, так и от редуктора к редукто-

ру. В некоторых случаях трансмиссионные валы могут непо-

средственно передавать вращение от главных редукторов к

несущим винтам. К трансмиссионным валам относятся также

валы, передающие вращение от редукторов к вентиляторным

установкам или каким-либо другим агрегатам вертолета.

Коробки приводов агрегатов могут располагаться непо-

средственно на картерах редукторов, а в некоторых случаях

являются самостоятельным агрегатом, приводимым во вра-

щение посредством специального трансмиссионного вала от

какого-либо редуктора.

http://dic.academic.ru/dic.nsf/enc_tech/182

81

Муфты сцепления предназначаются для взаимодействия

двигателя с трансмиссией вертолета. При установке на верто-

лете турбовального двигателя муфты сцепления не требуются.

Муфты свободного хода служат для автоматического от-

соединения двигателей от трансмиссии при выходе из строя

или остановке двигателя.

Тормоз несущего винта предназначается для фиксации

винта во время стоянки вертолета и в некоторых случаях для

подтормаживания несущего винта, продолжающего вращать-

ся после посадки вертолета.

Вентиляторная установка служит охлаждения масла ре-

дукторов и в некоторых случаях масла двигателя.

Остальные компоненты бортовых комплексов БВ будут

описаны ниже и в соответствующих разделах данной моно-

графии.

Для минимизации стоимости и трудоемкости производст-

ва перспективных БВ предлагается использовать следующие

типовые проектные решения по их конструкции:

1. Фюзеляж и хвостовая балка таких БВ должны иметь

формы классического эллипсоида вращения и эллиптического

(кругового) цилиндра, описанных в Разд. 2.2. В составе кор-

пуса БВ должна отсутствовать концевая балка.

2. Обязательным элементом типового корпуса БВ являет-

ся монолитное крыло, которое позволяет снизить мощность

его маршевого двигателя и разместить на нем дополнитель-

ные топливные баки, контейнеры с целевой аппаратурой и

вооружение.

Для сельскохозяйственных БВ крыло может быть исполь-

зовано как агрегат для распыления химических реагентов.

http://dic.academic.ru/dic.nsf/enc_tech/3671

82

3. В качестве основного типа двигателя в силовых уста-

новках перспективных БВ предлагается использовать хорошо

освоенные промышленностью и выпускаемые в широкой но-

менклатуре современные поршневые двигатели [51]. Доста-

точно подробное обоснование применения таких двигателей в

вертолетостроении приведено в работах [55, 59].

Другим перспективным типом двигателей, применяемых

на тактических и оперативно-тактических БВ, являются элек-

тродвигатели.

4. Для повышения скороподъемности БВ при их верти-

кальном взлете в составе его силовой установки предлагается

использовать стартовые ускорители на базе твердотопливного

ракетного двигателя [30, 80, 81], которые сбрасываются при

достижении вертолетом требуемой высоты.

5. Для сокращения трудоемкости изготовления автомата

перекоса (АП)и общей стоимости БВ предлагается использо-

вать АП кривошипного типа [58]. Такой автомат перекоса

действует только в продольной плоскости.

Конструкция и применение для управления БВ такого ти-

па АП описаны в Разд. 14.5.

6. Стабилизацию вертолета по углу крена при таком АП

предлагается осуществлять за счет размещения на консолях его

крыла роллеров [114] и газодинамической (струйной) системы

[3, 30] поворота корпуса относительно его продольной оси.

7. В типовой конструкции БВ предлагается применять

бесшарнирное крепление лопастей НВ к его втулке с помо-

щью торсионов, которое также широко используется в сверх-

легких и легких типах пилотируемых вертолетов [57]. Торси-

онная подвеска лопастей, осуществляемая с помощью гибких

элементов на базе резины или композитного материала, дает

83

кроме минимизации стоимости улучшение динамических и

флаттерных характеристик НВ, что повышает управляемость

и маневренность БВ.

8. Для хвостовой балки БВ предлагается использовать

монококовую конструктивную схему с использованием ком-

позитных материалов с установкой на ней гребней. Преиму-

щества последних для улучшения устойчивости и управляе-

мости вертолетов приведены в работе [57].

9. Применение в трансмиссии вертолетов гибкого сверхкри-

тического вала [57]. На возможность использования гибких ва-

лов в трансмиссиях БВ указывает положительный опыт их при-

менения на летающих моделях пилотируемых вертолетов [6].

10. Замена электрогидромеханических систем управления

БВ на электрические дистанционные системы управления

(ЭДСУ), в которых сигналы от аппаратуры комплекса управ-

ления передаются непосредственно на электрогидравлические

и электрические исполнительные механизмы по электриче-

ским, а в перспективе – по волоконно-оптическим линиям

связи [58].

Применение таких систем, которые осуществляют непо-

средственное цифровое управление НВ, РВ, горизонтальным

оперением и силовой установкой БВ, позволяет повысить

управляемость такого статически неустойчивого ЛА как вер-

толет и достаточно просто реализовать программное управле-

ние с оперативным контролем превышения установленных

ограничений по углам атаки, крена рыскания, скольжения,

перегрузкам и другим параметрам.

Основными преимуществами применения ЭДСУ являются:

исключение механической проводки к органам управ-

ления вертолетом, что позволяет получить лучшие массогаба-

84

ритные характеристики системы управления БВ и использо-

вать маршевый двигатель меньшей мощности за счет исклю-

чения трансмиссии;

использование более сложных алгоритмов управле-

ния и стабилизации БВ, реализованных в составе программ-

ного обеспечения комплекса управления полетом и бортовым

оборудованием вертолета.

11. Широкая «цифровизация борта» перспективных БВ,

состоящая в применении распределенных интегрированных

бортовых вычислительных систем [88] и цифровой аппарату-

ры управления.

2.2. Типовой корпус беспилотного вертолета

Обзор существующих образцов зарубежных и отечест-

венных беспилотных вертолетов, приведенный в Главе 1, по-

казал значительное многообразие их конструктивных форм.

Необходимость массового производства отечественных БВ

при их минимальной стоимости и трудоемкости требует уни-

фикации конструкций создаваемых образцов.

На наш взгляд, одним из направлений унификации может

быть применение типовой аэродинамической компоновки

беспилотного вертолета.

Под аэродинамической компоновкой будем понимать

внешние формы корпуса БВ, которые создают основные аэ-

родинамические силы и моменты. Такая компоновка в пер-

вую очередь определяет внешний вид вертолета и условия его

взаимодействия с окружающим воздухом в полете.

Одним из важнейших требований к такой форме, как и

для любого ЛА, является обеспечение минимального значе-

ния лобового сопротивления БВ на различных режимах их

полетов. Реализация этого требования позволит сократить

85

мощность применяемого двигателя, что в конечном итоге

обеспечит уменьшение массогабаритных характеристик и

стоимости силовой установки вертолета.

Отметим также, что типовая форма корпуса вертолета

должна давать возможность достаточно простого расчета

оценок его массогабаритных характеристик.

Кроме отмеченных преимуществ такая форма подразуме-

вает применение унифицированных технологических процес-

сов производства вертолетов.

В работе [60] приведены значения коэффициентов сх ло-

бового сопротивления различных геометрических тел (объек-

тов) в свободном потоке воздуха. В Табл. 2.1 приведены взя-

тые из этой работы значения сх для некоторых пространст-

венных объектов.

Таблица 2.1

Наименование объекта

Коэффициент

аэродинамического

сопротивления сх

Шар (сфера) 0,25-0,47

Цилиндр с осью вдоль потока 0,6-0,9

Цилиндр с осью перпендикулярной потоку 0,82-1,15

Параллелепипед вдоль потока 1,0-1,1

Параллелепипед перпендикулярный потоку 0,75-1,8

Эллипсоид вдоль потока 0,035

Эллипсоид перпендикулярный потоку 0,30

Из этой таблицы следует, что минимальным значением сх

при движении объектов вдоль и поперек потока воздуха об-

ладает эллипсоид. Эллипсоидная форма фюзеляжа БВ являет-

ся аэродинамически эффективной как при его горизонтальном

полета, так и при вертикальном взлете/посадке.

На Рис. 2.4 представлен корпус одновинтового БВ с типо-

вым эллипсоидным фюзеляжем.

Рис. 2.4

86

87

Заметим, что в работе [61] указывается на необходимость

активного проведения исследований и разработок по миними-

зации лобового сопротивления перспективных вертолетов.

Эллипсоидная форма фюзеляжа была предложена сотруд-

никами Московского авиационного института (МАИ) для

разработанного ими БВ сосной схемы с газодинамическим

управлением [3]. В указанной работе приводится весьма крат-

кая методика расчета размеров фюзеляжа только для частного

случая его представления в форме эллипсоида вращения.

Практическая реализация такого вида аэродинамической

компоновки осуществлена на БВ «Тайбер», приведенном на

Рис. 1.11.

В перспективных методиках расчета эллипсоидных типо-

вых фюзеляжей БВ основными исходными данными являют-

ся результаты предварительной пространственной компонов-

ки устанавливаемых на борту разрабатываемого образца си-

ловой установки, агрегатов, бортового оборудования и целе-

вой нагрузки.

2.3. Проблемы создания электрифицированного

беспилотного вертолета

В качестве одного из наиболее перспективных направлений

в развитии авиационной техники в настоящее время рассмат-

ривается электрификация ЛА различных типов и назначения, в

частности самолетов (от магистральных до малоразмерных

беспилотных) и вертолетов (от тяжелых до малоразмерных пи-

лотируемых и беспилотных) [75].

Следует заметить, что первый проект вертолета с элек-

трическим двигателем был предложен в 1869 г. известным

российским ученым–электротехником А.Н. Лодыгиным [110].

88

Применение таких двигателей на борту ЛА преследует

ряд целей, связанных с улучшением технических показателей

его эффективности, повышением экологичности, снижением

эксплуатационных расходов и др.

Построение «электрического» беспилотного летательного

аппарата (БЛА) и, в частности БВ, требует комплексного пе-

ресмотра принципов построения множества его устройств и

систем таких как:

1. Системы электроснабжения (по мощности, напряже-

нию, силе тока, источникам и способам преобразования элек-

троэнергии и др.).

2. Системы управления полетом (по приводам применяе-

мых органов управления и др.).

3. Силовой установки (по способам создания тяги, систе-

мам управления двигателем и др.).

Технологическое обеспечение работ первых двух направ-

лений связано с созданием обладающих малой удельной мас-

сой регулируемых электрических приводов и генераторов, ис-

точников электрической энергии (аккумуляторов, топливных

элементов с системами подготовки/хранения топлива для

них), преобразователей электрической энергии, построенных

с использованием высокотемпературной силовой электрон-

ной элементной базы с рабочей температурой – более 150°С и

др. [75].

Особое место в решении проблемы создания «электриче-

ских» БЛА занимает силовая установка. Применительно к БВ

эта установка включает следующие типы двигателей [51]:

1. Поршневой двигатель, который не создает тяги и ис-

пользуется только для выработки электрической энергии,

89

применяемой для питания электрических приводов винтов,

создающих требуемую тягу.

2. Комбинированная силовая установка, где поршневой

двигатель работает совместно с электроприводными устрой-

ствами создания тяги.

3. Электрический двигатель, работающий с источником

электроэнергии на базе аккумуляторов и (или) топливных

элементов.

Для легких, средних и тяжелых БВ первое из рассмотрен-

ных направлений в настоящее время наиболее обеспечено

технологически и может быть реализовано в ближайшие го-

ды. Это подтверждают работы, развернутые рядом известных

зарубежных и отечественных фирм.

Отметим, что одной из актуальных задач решаемой про-

блемы является оценка возможности применения электриче-

ского привода вращения винтов вертолета. Использование ре-

гулируемого по частоте вращения такого привода в силовой

установке вертолета позволит получить ряд следующих пре-

имуществ по сравнению с традиционными силовыми уста-

новками:

повысить качество траекторного управления и улуч-

шить маневренность вертолета вследствие возможности раз-

дельного управления частотой вращения несущего и рулевого

винтов;

снизить массу БВ, повысить надежность и увеличить

ресурс силовой установки в связи с исключением ряда слож-

ных механических устройств (редуктор, трансмиссия и др.);

снизить эксплуатационные расходы;

улучшить экологические характеристики за счет

снижения выбросов, шума и др;

90

уменьшить тепловую заметность вертолетов военного

применения.

Реализация этих преимуществ зависит от технологических

возможностей создания источников электропитания с необ-

ходимыми характеристиками, электрических приводов и уст-

ройств управления ими.

К настоящему времени, несмотря на большой интерес,

проявляемый в мире к этой проблеме, имеется достаточно не-

большое количество работ по вертолетам среднего и тяжелого

классов с электрической силовой установкой. В частности

имеется информация о разработке такого вертолета фирмой

Sikorsky на базе вертолета S-300C [75].

На базовом вертолете S-300C установлен поршневой дви-

гатель мощностью 190 л.с.

На экспериментальном образце «Firefly» этого вертолета

такой двигатель заменен электрическим двигателем этой же

мощности с максимальной частотой вращения 3200 об/мин.

Этот двигатель с постоянными магнитами имеет воздушное

охлаждение. Источником электроэнергии является пакет ли-

тиево-ионных аккумуляторных батарей на 135 А⋅ч напряже-

нием 360 В фирмы GAIA (ФРГ), который состоит из 300 яче-

ек с плотностью энергии 0,13 кВт/кг. Масса «Firefly» сопос-

тавима с массой вертолета S-300C (около 1000 кг).

В работе [75] приведены результаты анализа практиче-

ских возможностей применения «электрических» технологий

в силовой установке пилотируемых вертолетов и перспектив

в этой области для «электрической» и частично «электрифи-

цированной» силовой установки по критерию их массы. При-

ведена оценка достижимой минимальной массы, определены

требования к удельной массе электрических устройств, при

91

которой создание подобных силовых установок становится

реальным.

Рассмотрены следующие варианты построения электриче-

ской силовой установки перспективных вертолетов:

с электроприводом только рулевого винта,

гибридной схемы,

электрической силовой установки с генераторным

источником питания и с аккумуляторами в качестве таких ис-

точников,

полностью электрическая силовая установка с топ-

ливными элементами в качестве источника питания.

Проведенный в этой работе анализ показал, что масса уз-

лов и компонентов, которые могут быть заменены электриче-

скими устройствами (двигатель, трансмиссия, система управ-

ления двигателем, топливная система и др.), составляет по-

рядка 27-40% от взлетной массы вертолетов рассмотренных

классов.

Установлены следующие удельные весовые характери-

стики электрических устройств, предназначенных для ис-

пользования в электрифицированных силовых установках,

которые могут быть реализованы к настоящему времени:

1. Электропривод, включающий в себя электродвигатель

с блоком управления:

0,5...1,0 кг/кВт (при мощности 25...50 кВт),



0,32 кг/кВт (при мощности более 300 кВт).

2. Электрогенератор:

0,45 кг/кВт (для поршневого двигателя сверхлегкого

вертолета),

92

3. Преобразователи постоянного тока – 0,3 кг/кВт.

4. Аккумуляторы – 9 кг/(кВтч).

5. Топливные элементы совместно со вспомогательным

оборудованием – 4,75 кг/кВт.

В Табл. 2.2 приведены прогнозные характеристики этих

устройств на период с 2011 до 2050 годов [75].

Таблица 2.2

Тип

устройства

Удельная масса, кг/кВт

2011 г.

Современные

технологии

2020 г.

Эволюция

технологий

2030

Охлаждение

2050 г.

Сверх-

проводимость Электро-приводы 20-50 кВт > 300 кВт

0,5-1,0

0,32 0,2 0,1-0,15 0,01

Генераторы 100-150 кВт

n < 10000 об/мин

0,45 0,25-0,3 0,1 0,03

Преобразо-ватели

0,3 0,15 0,1 0,03

Аккумуля-торы

9,0 2,2 1,0-1,3

Применение для охлаждения электрооборудования крио-

генных технологий, ожидаемое к 2030 г., позволит снизить

удельную массу электроприводов, генераторов и преобразо-

вателей в 3 раза по сравнению с современным уровнем. При

этом к 2030 г. можно ожидать снижения удельной массы ак-

кумуляторов в 9 раз, топливных элементов – в 7 раз. Исполь-

зование эффекта сверхпроводимости, возможное не ранее

2050 г., позволит на порядок снизить удельную массу элек-

троприводов, генераторов и преобразователей [75].

В этой работе утверждается, что при современных техно-

логиях и требованиях к вертолету построение полностью

93

электрической силовой установки без газотурбинного или

поршневого двигателя нереально вследствие неприемлемого

увеличения ее массы.

Возможность создания такого вертолета появится при

достижении удельной массой его электрических компонентов

следующих величин:

электроприводы ……………. 0,1 кг/кВт,

генераторы ………………….. 0,08 кг/кВт,

преобразователи ……………. 0,1 кг/кВт,

аккумуляторы ………………. 1 кг/(кВт⋅ч),

топливные элементы ……….. 0,7 кг/кВт.

Утверждается, что в период до 2020 гг. практически мо-

жет быть реализован сверхлегкий вертолет с гибридной сило-

вой установкой, в которой используются:

совместный привод несущего винта от газотурбин-

ного (или поршневого) двигателя и электродвигателя,

электропривод рулевого винта,

генераторный источник питания (основной),

аккумулятор в качестве аварийного источника пита-

ния.

Приведенный в работе [75] комплексный анализ пробле-

мы относился к пилотируемым вертолетам, которые имеют

вполне определенные весовые диапазоны и повышенные тре-

бования по безопасности полетов.

Для беспилотной вертолетной техники, как показал ее об-

зор, приведенный в Главе 1, возможно создание полностью

электрифицированных сверхлегких и легких БВ малой про-

должительности полета.

Как было отмечено выше, основную функциональную на-

грузку при решении военных и гражданских задач должны

94

нести БВ с массой от 30 до 1500 кг и продолжительностью

полетов до 2-5 часов. Поэтому изложенные в статье [75] стра-

тегии могут быть использованы при создании таких электри-

фицированных БВ.

Рассмотрим различные варианты электрифицированных

одновинтовых БВ, представленных на приведенных ниже ри-

сунках. На Рис. 2.10-2.13 использованы следующие обозначе-

ния: АП – автомат перекоса; ЭГП – электрогидропривод (бус-

тер); ГР – главный редуктор; Дв – двигатель; Ген – генератор;

Пр – преобразователь; БУ – блок управления; ЭД – электро-

двигатель; ШЭД – шаговый электродвигатель; РЭД – элек-

тродвигатель с регулятором оборотов; ИЭП – источник элек-

тропитания.

На Рис. 2.10 приведена схема оборудования БВ с электро-

приводом рулевого винта и ЭГП стабилизатора.

Вертолет с гибридной силовой установкой, в котором

вращение НВ осуществляется через ГР от поршневого и элек-

трического двигателей представлен на Рис. 2.11.

Отметим, что при этом управление горизонтальным опере-

нием осуществляется с помощью шагового электродвигателя.

АП

ГР

Дв Ген

Пр

Рис. 2.10

БУ ЭГП ЭД

ЭГП ЭГП

95

Схема оборудования БВ, в котором двигатель использует-

ся только как привод генератора, приведена на Рис. 2.12.

Заметим, что для этих целей можно использовать двига-

тель значительно меньшей мощности и массогабаритов, чем

применяемые в настоящее время маршевые двигатели БВ.

Другой характерной особенностью этой схемы является

отсутствие главного редуктора. Это достигается путем выбо-

ра для вращения НВ электродвигателя требуемой мощности с

регулируемым числом оборотов.

АП

Дв Ген

Пр

Рис. 2.12

БУ ШЭД ЭД

РЭД

ШЭД ШЭД

АП

ГР

Дв Ген

Пр

Рис. 2.11

БУ ШЭД ЭД

РЭД

ЭГП ЭГП

96

Полностью электрифицированный БВ представлен на Рис.

2.13. Здесь в качестве источника электропитания использует-

ся аккумуляторные батареи и в перспективе – топливные эле-

менты.

По существующей классификации применяемые ШЭД

относятся к силовым гибридным двигателям, обеспечиваю-

щим вращательное и поступательное движения их исполни-

тельного органа [120].

Отметим, что при создании электрифицированных сило-

вых установок БВ необходимо использовать накопленный к

настоящему времени мировой опыт разработки и эксплуата-

ции двигателей для электромобилей различного назначения

[119].

В заключение главы еще раз акцентируем внимание на

творческом характере развития отечественного беспилотного

вертолетостроения, которое должно существенным образом

опираться на результаты современной авиационной науки и

техники, а также других направлений научно-технического

прогресса.

АП

ИЭП

Пр

Рис. 2.13

БУ ШЭД ЭД

РЭД

ШЭД ШЭД

97

Глава 3. СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ

БЕСПИЛОТНЫХ ВЕРТОЛЕТОВ

Под силовой установкой (СУ) беспилотного вертолета

(БВ) понимается бортовой комплекс, включающий в себя

следующие компоненты:

двигатель с редуктором и арматурой их крепления;

система питания двигателя;

система охлаждения;

система управления режимами работы СУ и др.,

обеспечивающие требуемые параметры и характеристики

управляемого полета вертолета.

Силовые установки БВ должны удовлетворять следую-

щим основным требованиям [55]:

1. Удобный подход к их элементам для демонтажа и мон-

тажа в процессах ремонта и технического обслуживания.

2. Нормальное охлаждение двигателя на всех режимах

полета БВ в любое время года.

3. Эффективная амортизация вибраций двигателя элемен-

тами арматуры СУ.

4. Требуемые уровни прочности для всех режимов полета

БВ.

В этой работе подробно рассмотрены достоинства и не-

достатки различных вариантов размещения СУ одновинтовых

вертолетов с поршневыми двигателями.

Отмечается, что положение двигателя в фюзеляже верто-

лета, как основного элемента СУ, определяется требованиями

по его эффективному охлаждению и выбору наиболее рацио-

нальной схемы трансмиссии.

Принципиальная схема и облик СУ существенно зависят

от типа применяемого двигателя. Как следует из Разд. 1.1 и

98

1.2, в настоящее время на БВ устанавливают следующие типы

двигателей:

газотурбинные (турбовальные) двигатели;

поршневые двигатели;

электрические двигатели.

Область применения каждого из этих типов двигателей

определяется уровнем соответствия потребностей и возмож-

ностей двигателя, который оценивается следующими основ-

ными требованиями [3]:

создание заданной тяги или мощности для получения

необходимых летно-технических характеристик БВ;

возможно меньшая удельная масса (отношение массы

двигателя к его тяге) и максимально возможная лобовая тяга

(отношение тяги двигателя к его поперечной площади);

максимально возможная экономичность, т.е. минималь-

ный удельный расход топлива (отношение расхода топлива в

единицу времени к мощности (тяге) двигателя);

простота конструкции, технологичность в производстве;

высокие эксплуатационные характеристики: большой

ресурс, простота и удобство обслуживания и ремонта, высо-

кая надежность.

В данной главе приводится краткая характеристика каж-

дого из типов двигателей. Кроме этого рассматриваются пер-

спективные вопросы включения в состав СУ БВ твердотоп-

ливных ракетных двигателей.

3.1. Турбовальные двигатели

Газотурбинные двигатели (ГТД) в современном вертоле-

тостроении применяются в варианте турбовальных двигате-

лей (ТВД), когда с вала турбины вращение передается через

99

редуктор на вал несущего винта вертолета [76, 79]. Такие

двигатели имеют более сложную конструкцию, чем турборе-

активные двигатели (ТРД), создающую силу тяги за счет ре-

активной силы потока, вытекающего из его сопла. Последние

применяются в силовых установках БЛА самолетных схем.

Конструкция ТВД аналогична конструкции ТРД с дополни-

тельным включением в нее редуктора.

К настоящему времени существуют три поколения отече-

ственных вертолетных ГТД, описанных в работе [79].

Схема вертолетного турбовинтового двигателя со свобод-

ной турбиной представлена на Рис. 3.1.

На этом рисунке: 1 – компрессор; 2 – камера сгорания;

3 – турбина для привода компрессора; 4 – свободная турбина.

Этот тип двигателя описываются следующими характери-

стиками [3]:

Дроссельная характеристика – зависимость эквивалентной

мощности Nэкв, удельного расхода топлива и температуры га-

зов за турбиной от частоты вращения, расхода топлива или

угла поворота рычага управления двигателем (РУД).

Высотно-скоростная характеристика – семейство зависи-

мостей тяги и удельного расхода топлива от скоростей полета

для различных высот при постоянном положении РУД.

1 2 3 4

На привод

винта

Рис. 3.1

100

При расчетах характеристик ТВД в зависимости от усло-

вий его работы используются следующие зависимости [3]:

сила тяги двигателя:

)/( 00 ppPP HH ; (3.1.1)

массовый расход топлива:

HHH

Tp

pMM

2880т0т ; (3.1.2)

мощность на валу редуктора:

HHH TTppNN /)/( 00в0в ; (3.1.3)

удельный расход топлива:

HHH NMС вте ; (3.1.4)

В формулах (3.1.1)-(3.1.4) использованы следующие обо-

значения: р0, Т0 – давление и температура воздуха на уровне

земли для стандартных атмосферных условий; рН, ТН – давле-

ние и температура воздуха на высоте Н.

В работе [51] отмечается, что для тяжелых БЛА с взлет-

ной массой от нескольких тонн и выше ТВД и ТРД имеют

лучшие значения тяговооруженности, надежности и других

эксплуатационных характеристик.

Для малых и средних БЛА поршневые и электродвигатели

составляют серьезную конкуренцию малоразмерным ТРД и

ТВД за счет их низкого коэффициента полезного действия (не

более 17%), который служит критерием эффективности ГТД.

В этой работе утверждается, что, несмотря на столь низ-

кое значение этого коэффициента, малоразмерные ТРД и ТВД

имеют такие положительные свойства как: многорежимность;

высокие приемистость и тяговооруженность; малое число де-

талей; возможность использования в БЛА как тяги винта, так

101

и реактивной тяги, что значительно расширяет диапазон ско-

ростей полета БЛА самолетных схем.

В работе [52] выделяется особый класс малоразмерных и

микро-ГТД, к которым относятся двигатели с тягой (15-500) Н

и массой от нескольких сотен граммов до десятка килограм-

мов. Отмечается с ссылками на зарубежные источники, что

микро-ГТД не могут быть получены масштабированием

большеразмерных ГТД и требуют глубокой разработки во-

просов их теории, расчета, проектирования и производства,

которые находятся в настоящее время на стадии предвари-

тельных исследований. Так в конце 2010 г. в США был пред-

ставлен первый микро-ТВД с тягой 231 Н и степенью двух-

контурности, равной 4.

Анализ литературы и специализированных Web-сайтов

показал практически полное отсутствие отечественных мало-

габаритных и микро-ТВД, для непосредственного использо-

вания в силовых установках БВ.

Одним из доступных в РФ для применения в силовых ус-

тановках БВ является турбовальный двигатель ТР100, соз-

данный для использования на легких самолетах и БЛА. Дви-

гатель имеет следующие характеристики:

максимальная мощность, кВт …………... 180

масса, кг …………………………………... 61,6

габариты, (ДШВ), мм ……………….... 891330398

высотность, м …………………………….. до 9000

Управление двигателем осуществляется по аналоговому

интерфейсу с помощью соответствующего значения напря-

жения или по цифровому интерфейсу на основе протокола

CAN Aerospace V1.7.

102

Вместе с тем в работе [51] отмечается, что стоимость часа

эксплуатации перспективных авиационных поршневых дви-

гателей в несколько раз ниже газотурбинных двигателей.

На практике к малоразмерным ТВД относят вспомога-

тельные силовые установки (ВСУ) самолетов и вертолетов

среднего и тяжелого классов. Однако их применение в каче-

стве двигателей для БВ является проблематичным. Кроме то-

го, даже при их использовании можно указать на значитель-

ную стоимость ГТД, которая в 8-10 раз превышающую стои-

мость эквивалентных им поршневых двигателей (ПД) [17].

На наш взгляд для массового производства БВ, которые

должны иметь минимальную стоимость, применение ТВД яв-

ляется экономически нецелесообразным. Такое же мнение

было высказано М.Л. Милем в работе [59], когда он обосно-

вывал применение ПД еще на заре советского вертолето-

строения и реактивной эры.

3.2. Поршневые двигатели

Данный тип двигателей относится к классу тепловых дви-

гателей внутреннего сгорания. В составе таких двигателей

выделяют поршневые и роторные двигатели. Наибольшее

распространение в двигательных установках существующих

БЛА находят поршневые (ПД) двигатели двух типов [3]:

карбюраторные (с воспламенением от электрической

искры);

дизельные (с воспламенением от сжатия).

Мощность и экономичность ПД зависят от степени сжа-

тия топливовоздушной смеси в такте сжатия, от качества под-

готовки топливовоздушной смеси в цилиндре и от состава то-

плива. С повышением степени сжатия топливовоздушной

103

смеси мощность и экономичность ПД возрастают. Однако

максимальное значение сжатия ограничено условием прочно-

сти конструкции двигателя и опасностью возникновения де-

тонации (взрывного горения топлива).

Качество подготовки топливовоздушной смеси повышают

путем установки за карбюратором специальных завихрителей

потока, обеспечивающих более полное перемешивание паров

топлива с воздухом, а также установкой в карбюраторе спе-

циальной топливной форсунки или системы непосредствен-

ного впрыска топлива в цилиндр. На некоторых двигателях

применяют поршни со специальной профилированной верх-

ней частью, которая способствует лучшему перемешиванию

компонентов топливовоздушной смеси так, что горение в ци-

линдре происходит равномерно и последовательно.

Поршневые двигатели с воспламенением от сжатия (ди-

зельные двигатели) являются самыми экономичными из

авиадвигателей рассматриваемого класса.

Принципиальное отличие их от карбюраторных двигате-

лей в том, что во время такта наполнения в цилиндр поступа-

ет воздух, а топливо впрыскивается с помощью форсунки вы-

сокого давления в конце такта сжатия и самовоспламеняется в

воздухе, нагретом при его сжатии. Топливо в форсунки по-

ступает порциями от насоса высокого давления. Для равно-

мерного горения топливовоздушной смеси в дизелях приме-

няют низкооктановые сорта топлива (керосин, солярное мас-

ло, мазут и т.д.).

Топливная эффективность дизельных двигателей пропор-

циональна величине степени сжатия – чем больше степень

сжатия, тем выше их топливная эффективность. Отсюда сле-

104

дует, что конструкция двигателя должна быть более прочной

и, соответственного, более тяжелой.

При ограничении ресурса двигателя масса его конструк-

ции может быть значительно снижена.

Основным недостатком дизельных двигателей является их

низкая приемистость (медленный выход на большие обороты

при резком увеличении подачи топлива). Этот недостаток

компенсируют установкой специальных воздушных нагнета-

телей, но при этом снижается топливная эффективность и ус-

ложняется конструкция двигателя. Перспективными в на-

стоящее время считаются дизельные роторно-поршневой

авиационные двигатели.

По способу охлаждения конструкции различают следую-

щие разновидности поршневых двигателей:

воздушного охлаждения;

жидкостного охлаждения;

комбинированного (жидкостно-воздушного) охлаждения.

По организации рабочего цикла ПД делятся на двухтакт-

ные и четырехтактные двигатели.

Теоретически при одинаковом объеме цилиндра двух-

тактный двигатель должен быть в два раза мощнее, чем четы-

рехтактный, так как рабочий ход в двухтактном двигателе

происходит в два раза чаще. Однако практически мощность

двухтактного двигателя превышает мощность четырехтактно-

го двигателя только в 1,6-1,8 раза.

Главное преимущество четырехтактного двигателя перед

двухтактным – меньший расход топлива за счет полного сго-

рания в цилиндре и меньший уровень шума за счет разделе-

ния фазы рабочего хода и продувки (выхлопа). Недостатком

четырехтактного двигателя является малая приемистость.

105

Компенсируют этот недостаток путем установки дополни-

тельных топливных форсунок. Работа топливных форсунок на

переходных режимах снижает топливную эффективность

двигателя на 30-70%. При установке на двухтактный двига-

тель системы впрыска топлива топливная эффективность по-

вышается на 20-30%.

Роторно-поршневой двигатель (РПД) является развитием

классического двигателя внутреннего сгорания. Его особен-

ность состоит в применении вращающегося ротора (поршня),

размещенного внутри цилиндра, поверхность которого вы-

полнена по эпитрохоиде [3].

Такая конструкция позволяет осуществить четырехтакт-

ный цикл без применения специального клапанного механиз-

ма газораспределения, как у классического поршневого четы-

рехтактного двигателя.

Отметим основные преимущества РПД по сравнению с

обычным поршневым двигателем [3]:

меньшее на 35-40% число деталей;

меньшие масса и габариты двигателя;

практически отсутствие вибрации;

меньший уровень шума;

небольшой удельный расход топлива (не более

0,177 кг/(л.с.·ч)).

Сформулируем основные требования к вертолетному ПД

[55].

Для БВ желательно использовать многоцилиндровые дви-

гатели, имеющие меньшую степень неравномерности крутя-

щего момента, которая является источником крутильных ко-

лебаний и вибраций в трансмиссии вертолета.

106

Применение высокооборотных ПД позволяет использо-

вать в силовых установках (СУ) БВ вентилятор для его охла-

ждение с более высоким КПД.

При использовании двигателей для легких самолетов и

БЛА муфты включения, свободного хода и редукторы выпол-

няются отдельно от двигателя БВ. Отметим, что двигатель

вертолета может располагаться горизонтально (носком вала

вперед или назад) либо вертикально (носком вверх или на-

клонно под углом 25-40 к горизонтальной оси БВ).

Возможно создание специальных ПД для СУ БВ с верти-

кальным расположением вала с встроенным вентилятором,

редуктором НВ и муфтой включения.

В этой работе отмечается, что конструкция ПД с верти-

кальным расположением вала является более эффективной,

так как она уменьшает вес СУ вертолета и упрощает его

трансмиссию.

При оценке эксплуатационных характеристик поршневых

двигателей обычно рассматриваются следующие характерные

режимы их работы:

Взлетный – режим работы двигателя, характеризуемый

максимальным значением частоты вращения вала, соответст-

вующим максимально допустимой мощности, потребной для

условий нормального взлета. На этом режиме ПД имеет огра-

ниченную длительность непрерывной работы.

Максимальный – режим работы, характеризуемый макси-

мально возможным значением мощности при неограничен-

ном времени работы. Этот режим называют режимом макси-

мальной продолжительной мощности.

107

Крейсерский – режим работы, характеризуемый наиболь-

шей экономичностью без ограничения времени непрерывной

работы в пределах ресурса.

Малый газ – режим устойчивой работы двигателя при ми-

нимальной частоте вращения, обеспечивающий требуемую

приемистость двигателя.

В общем случае под приемистостью двигателя понима-

ется работа при переходе с режима пониженной мощности на

режим повышенной мощности при резком увеличении расхо-

да топлива путем быстрого перемещения его дроссельной за-

слонки.

Приведем основные характеристики ПД, которые учиты-

ваются при разработке БВ.

Мощность двигателя – главный параметр, определяю-

щий летно-технические характеристики БВ. Значение мощно-

сти двигателя, отнесенное к его массе, характеризует техни-

ческое совершенство двигателя.

Различают три вида мощности двигателя [3].

Индикаторная мощность – это теоретическое значение

работы в единицу времени, которую производят газы при

сгорании топливовоздушной смеси, оцениваемой перемеще-

нием поршня под действием среднего индикаторного давле-

ния в цилиндре без учета всех потерь. Значение индикаторной

мощности Nинд в л.с. рассчитывают по формуле:

Nинд = 0,105D2piSns, (3.2.1)

где D – диаметр цилиндра, см; pi – среднее индикаторное дав-

ление, кгс/см2; S – ход поршня, мм; ns – частота вращения, с–1.

Эффективная мощность Nе – это мощность на валу дви-

гателя. Она меньше, чем индикаторная мощность, так как

значительная часть мощности затрачивается на преодоление

108

сил механического трения движущихся деталей двигателя.

Отметим, что суммарные потери на трение в современных

двигателях лежат в пределах 10-25%.

Интегрально потери энергии в двигателе оцениваются

эффективным КПД, который представляет собой отношение

количества тепла, превращенного в полезную работу на валу

двигателя, ко всему теплу, выделившемуся при горении топ-

ливовоздушной смеси. У современных авиационных ПД зна-

чение эффективного КПД превышает 30%.

Литровая мощность – это максимальная мощность дви-

гателя, отнесенная к рабочему объему цилиндра, выраженно-

му в литрах. По величине литровой мощности судят о качест-

ве двигателя. Лучшие авиационные ПД достигают значения

литровой мощности до 200 л.с./л. Наиболее действенным ме-

тодом повышения литровой мощности является увеличение

числа оборотов двигателя.

Удельный расход топлива – это масса топлива в граммах,

расходуемая на 1 л.с. в течение 1 ч работы. Для расчета рас-

хода топлива применяют формулу:

се = mт/(Net), (3.2.2)

где тт – масса израсходованного топлива, г; Ne – эффективная

мощность двигателя, л.с.; t – время работы двигателя, ч.

Удельная масса двигателя – отношение массы двигателя

к его мощности в л.с.:

eNmm /двдв , (3.2.3)

где тдв – масса двигателя с оборудованием, кг; Ne – макси-

мальная эффективная мощность двигателя, л.с.

Для оценки ПД часто используется удельная мощность,

𝑁 е, которая определяется как величина, обратная к двm .

109

Геометрические параметры двигателя. Основными

геометрическими параметрами двигателя являются: рабочий

объем V (см3), диаметр цилиндра D (мм), ход поршня S (мм),

их отношение S/D и степень сжатия E.

Рабочие характеристики двигателя представляют собой

функциональные зависимости основных параметров двигате-

ля от изменяющихся внешних или (и) внутренних условий. К

таким основным рабочим характеристикам относятся [3]:

Внешняя характеристика двигателя – зависимость часто-

ты вращения двигателя от уровня внешней нагрузки при фик-

сированном положении дроссельной заслонки.

Дроссельная характеристика двигателя – зависимость

мощности и соответствующего расхода топлива от частоты

вращения при различных положениях дроссельной заслонки.

Высотная характеристика двигателя, которая отражает

изменение мощности и удельного расхода топлива в зависи-

мости от высоты полета.

Изменение мощности для невысотного поршневого двига-

теля рассчитывают на основе приближенной аналитической

зависимости [3, 17]:

NeH = Ne0AH, (3.2.4)

где Ne0 – мощность двигателя на земле (на уровне моря); AH –

коэффициент падения мощности с высотой Н.

Коэффициент падения мощности можно определить по

одной из следующих формул:

AH = 1,11(рН/р0) 𝑇0 𝑇𝐻 – 0,11; (3.2.5)

AH = (1 – (H/44300))5,545. (3.2.6)

Изменение удельного расхода топлива невысотного

поршневого двигателя с высотой может быть определено по

приближенной зависимости вида:

110

eHceeH kcc 0 . (3.2.7)

где eHck – коэффициент увеличения удельного расхода топли-

ва с изменением высоты, рассчитываемый по эмпирической

формуле:

00 /)/(11,011,11 TTppk HHceH . (3.2.8)

Количественное представление изменений значений ко-

эффициентов A и k с высотой полета Н приведено в Табл. 3.1.

Таблица 3.1

Н, м 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000

АН 1,0 0,94 0,886 0,832 0,781 0,732 0,685 0,640 0,598

eHck 1,0 1,006 1,013 1,020 1,028 1,036 1,045 1,056 1,067

При расчетах по формулам (3.2.5)-(3.2.8) используются

зависимости ТН и рН, приведенные в Разд. 12.1 данной работы.

Рассмотрим примеры характеристик существующих ПД.

Для БВ среднего и тяжелого класса можно использовать

модификации двигателя М-14П/ПФ/R, применяемые в отече-

ственной спортивной авиации. Базовый образец этого ПД

имел следующие параметры и характеристики:

масса – 214 кг;

габариты – 985 985 924 мм;

предельные значения числа оборотов – 700 об/мин («ма-

лый газ») и 2900 об/мин («взлетный»);

режимы работы:

а) «Взлетный» – N = 360 л.с.; п = 2900 об/мин;

суд = 285-315 кг/л.с.час;

б) «Номинал 1» – N = 290 л.с.; п = 2400 об/мин;


111

в) «Номинал 2» – N = 240 л.с.; п = 2050 об/мин;


г) «Крейсерский 1» – N = 180 л.с.; п = 1860 об/мин;


д) «Крейсерский 2» – N = 144 л.с.; п = 1730 об/мин;


Современным развитием этого типа двигателя является

семейство образцов ДВ-50 и ДВ-200 для БЛА и легкой авиа-

ции, имеющих максимальные мощности 50 л.с. и 200 л.с. при

массах двигателей, равных 35 кг и 75 кг.

Приведем характеристики силовой установки (СУ), ко-

торая может быть использована на БВ легкого и среднего

класса.

В состав такой СУ входят: двухтактный, двухцилиндро-

вый двигатель; электрический стартер; редуктор под винт; ге-

нератор типа А1271-28V-75А с максимальной мощностью 2,5

кВт; радиатор системы охлаждения; система топливопитания;

система зажигания; высотный корректор подачи топлива;

компрессор для наддува топливного бака; электронный регу-

лятор двигателя (ЭРД) с приводом дроссельной заслонки; вы-

хлопная система.

Двигатель этой СУ с дублированной системой зажигания

и водяным охлаждением имеет следующие характеристики:

габаритные размеры ДВШ – 648490410 мм.

масса – 56 кг.

Приведем параметры этого двигателя на различных ре-

жимах его работы:

Максимальный (взлетный) при Vп = 0, Н = 0:

Мощность, л.с., не менее – 102;

Обороты, об/мин – 6500;

Удельный расход топлива, кг/л.с.час, не более – 0,24;

112

Крейсерский при Vп=230 км/час, Н=4300 м:



Удельный расход топлива, кг/л.с.·час, не более – 0,22;

Минимальный:



Приемистость двигателя составляет с учетом работы

трансмиссии при переходе от режима «Минимал» до режима

«Максимал» и обратно, не более 10 сек, во всем эксплуатаци-

онном диапазоне высот и скоростей полета. Отметим, что

общий вес СУ не превышает 58 кг.

Двигатель работает на этилированном или неэтилирован-

ном бензине с октановым числом не менее 87. Бензин должен

быть предварительно смешан с полностью синтетическим

маслом типа CastrolAviaTion A545 для двухтактных двигате-

лей. Содержание масла составляет 2,5%. Для подачи топлива

используется мембранный насос Mikuni.

Система охлаждения должна быть заполнена охлаждаю-

щей жидкостью, включающей в себя 70% воды и 30% анти-

фриза.

Запуск двигателя осуществляется электростартером (про-

должительность действия стартера не более 5 с.) После ус-

пешного запуска двигателя регулятор оборотов двигателя ав-

томатически доводит частоту вращения вала до 2400 об/мин.

Далее осуществляется прогрев двигателя до достижения тем-

пературы охлаждающей жидкости 50С.

Подготовка топливной смеси осуществляется двумя кар-

бюраторами, с высотными корректорами, обеспечивающими

требуемое качество топливной смеси. Воспламенение топ-

ливной смеси обеспечивается бесконтактной дублированной

113

конденсаторной системой зажигания (12 В; 170 Вт). На каж-

дый цилиндр установлено по две свечи типа NGKB9ES.

В Табл. 3.2 приведены справочно данные по некоторым

существующим ПД и РПД.

Внешний вид одного из поршневых авиационных двига-

телей, представленных в Табл. 3.2, приведен на Рис. 3.2.

К настоящему времени по информации специализирован-

ных Web-сайтов различными отечественными разработчика-

ми в инициативном порядке создано 15 образцов авиацион-

ных ПД с мощностями от 4,1 л.с. (3 кВт) до 450 л.с. (331 кВт)

и массами от 1,77 кг до 250 кг.

В проводимых разработках широко применялись сле-

дующие инновационные конструкторские решения:

плазменное зажигание с электронной системой

управления (ЭСУ);

система распределенного впрыска топлива с ЭСУ;

цилиндро-поршневая группа из легких современных

материалов;

оптимизация кривошипно-шатунного механизма;

расширение диапазона рабочих температур;

использование современной электрической аппаратуры;

использование авиационного керосина и автомобиль-

ного бензина.

Рис. 3.2

Таблица 3.2

Наименование МД400РУ ДП-100 AR682R-95 ROTAX 912 ROTAX 914 RED A03

Тип двигателя ДВС,

поршневой,

карбюратор-

ный,

двухтактный,

двухци-

линдровый.

ДВС,

поршневой,

карбюратор-

ный,

четырех-

тактный,

четырехци-

линдровый.

Роторный

поршневой

двигатель.

ДВС,

поршневой,

бензиновый,

четырех-

тактный,

четырехци-

линдровый

ДВС,

поршневой,

бензиновый,

четырех-

тактный,

четырехци-

линдровый,

с турбо-

наддувом.

ДВС,

поршневой,

дизельный,

четырех-

тактный,

12-цилин-

дровый,

с турбонаг-

нетателем

Габариты

Д В Ш мм 648410410 808438650 –– 581363650 581363650 1100850750

Масса двига-

теля

Не более

58 кг 80 кг

без

навесного

оборудования

56,5 кг

(генератор,

привод

дросселя,

топливный

насос и

регулятор

давления)

58 кг

(сухая масса)

68 кг

(сухая масса)

363 кг

(сухая масса

с редуктором

1:1,78)

Ресурс, час 500 1000 500-1500 1500 часов 1200 часов ––

Макс.

мощность,

л.с./кВт

102/75 на

6500 об/мин

120/88 на

6150 об/мин

90/66 на

7000 об/мин.

100/74 на

5800 об/мин

115/84 на

5800 об/мин

500/367 на

2127 об/мин

114

Наименование МД400РУ ДП-100 AR682R-95 ROTAX 912 ROTAX 914 RED A03

Номинальная

мощность

45 л.с. на

6000 об/мин –– ––

95 л.с. на

5500 об/мин

100 л.с. на

5500 об/мин

460 л.с. на

1995 об/мин

Минимальная

мощность

20 л.с. на

3000 об/мин –– –– –– ––

400 л.с. на

1862 об/мин

Удельная

мощность,

кВт/кг

1,29 1,10 1,17 1,28 1,23 1,01

Удельный

расход

топлива

не более

0,24 кг/л.с.·ч

0,275

кг/л.с.·ч

0,25 кг/л.с.·ч

на взлетном

режиме

0,27 кг/л.с.·ч


режиме;

0,26 кг/л.с.·ч

на крейсер-

ском режиме

0,33 кг/л.с.·ч


режиме;

0,27 кг/л.с.·ч

на крейсер-

ском режиме

215-220

г/кВт·ч

Охлаждение Водяное Жидкостное

с принуди-

тельной

циркуляцией

Воздушное. Комбиниро-

ванное

Комбиниро-

ванное

Жидкостное

с двойной

циркуляцией

Система

запуска

Электро-

стартер

Электро-

стартер

Запуск

внешним

устройством

рукояткой к

фланцу вала

Электро-

стартер

Электро-

стартер

Электро-

стартер

Генератор 2,5 кВт 0,5 кВт 2 кВт 1,5 кВт 1,5 кВт ––

115

116

Кроме этого для снижения стоимости производства и экс-

плуатации ПД в настоящее время наметилась активная тен-

денция использования в них автомобильных топлив и значи-

тельного числа деталей, производимых предприятиями авто-

мобильной промышленности.

Перспективы развития в XXI веке авиационных поршне-

вых двигателей для беспилотной авиационной техники при-

ведены в работе [51].

В этой работе утверждается, что планы работы по таким

двигателям ФГУП ЦИАМ предусматривают к 2025-30 годам

снижение их удельного расхода топлива на 20-25%, удельной

массы – на 25-30%, повышение ресурса и снижения стоимо-

сти эксплуатации в 3-4 раза.

3.3. Топливные системы силовых установок

Для ТВД и ПД системой питания является топливная

система СУ.

Топливная система СУ предназначена для размещения,

подготовки и подачи топлива, необходимого двигателю на

всех режимах его работы и всех высотах полета БВ.

Применяемые для современных БВ жидкие топлива пред-

ставляют собой смесь различных органических соединений –

углеводородов, наиболее распространенными представителя-

ми которых являются керосин и бензин.

Новое поколение топлив предполагает использование

синтетических углеводородов [3]. Такие топлива примерно на

15% эффективнее керосина за счет более высокой плотности.

Более значительное повышение эффективности (до 30-35%)

могут дать синтетические бороводородные топлива, получае-

мые путем замены углерода на бор. Высокая химическая ак-

117

тивность бороводородов, помимо экономичности, может обес-

печить большую эффективность БВ, так как бороводородно-

воздушные смеси могут гореть при более низких давлениях,

чем керосин. Недостатком синтетических топлив является их

повышенная вязкость при отрицательных температурах.

Для двигателей сверхлегких и легких БВ, помимо углево-

дородных топлив, применяют различные специальные топли-

ва, в числе которых ацетон, эфир, этиловый и другие типы

спирта. На кораблях ВМФ запрещено применять бензин и

любые жидкости на его основе, поэтому для двигателей кора-

бельных БВ должно использоваться топливо на основе мети-

лового или этилового спирта.

Для поршневых двигателей важной характеристикой топ-

лива является состав топливной смеси. Применяемые в на-

стоящее время топливные смеси разделяют на 3 группы:

топливные смеси для бензиновых двигателей с искро-

вым зажиганием;

топливные смеси для дизельных двигателей.

Топливные смеси для двухтактных двигателей с искровым

зажиганием состоят из смеси бензина и масла. Масло в топ-

ливной смеси необходимо для смазки трущихся частей при

работе двигателя. В четырехтактных бензиновых двигателях с

искровым зажиганием для смазки деталей двигателя в состав

СУ включается отдельная маслосистема.

Состав топливной смеси в значительной мере определяет

мощность двигателя. Количественной характеристикой смеси

является так называемый энергетический запас рабочей сме-

си, представляющий собой количество тепла, выделяемого

при сгорании единицы объема рабочей смеси, поступившей в

цилиндр двигателя.

118

Наибольшим энергетическим запасом обладают спиртовые

смеси, так как спирты для своего сгорания требуют наимень-

шего количества воздуха. Теплотворная способность 1 кг спир-

та на 16% больше, чем 1 кг бензина. Поэтому двигатели на

спиртовых топливных смесях развивают большие мощности,

чем бензиновые.

Топливная система БВ включает в себя следующие эле-

менты [57]:

топливные баки с арматурой;

насосы подкачки и перекачки топлива, которые пода-

ют топливо к двигателю или насосу, устанавливаемому на

двигателе, и осуществляют его перекачивание из одного бака

в другой.

краны, клапаны, фильтры (внешняя арматура);

приборы дистанционного контроля и управления по-

дачей топлива;

топливные и дренажные трубопроводы.

Топливные системы любых типов двигателей БВ, незави-

симо от их конструктивных особенностей, должны удовле-

творять следующим требованиям:

надежность хранения, подготовки и подачи топлива в

двигатель на всех режимах полета;

достаточная высотность;

сохранение работоспособности при повреждениях и

отказах отдельных агрегатов;

независимость от центровки БВ;

свободный доступ к агрегатам топливной системы

(кранам, фильтрам, сливным и заправочным горловинам и др.);

противопожарная безопасность.

119

Конструктивный облик топливной системы во многом оп-

ределяется типом и конструкцией системы подачи топлива в

двигатель. На современных БВ применяются газовытесни-

тельные и насосные системы подачи топлива.

Газовытеснительные системы основаны на принципе соз-

дания в топливных баках повышенного давления нейтрально-

го газа, обеспечивающего вытеснение топлива из баков в дви-

гатель. При этом простейшим аккумулятором давления явля-

ется газовый баллон. В насосных системах топливо подается

в двигатель под давлением, создаваемым насосом перекачки.

Излишки топлива по трубопроводу обратной связи поступают

обратно в бак.

Газовытеснительные системы подачи конструктивно

проще, чем насосные. Однако их недостатком является то, что

для создания необходимого для двигателя давления требуется

наддув топливных баков до более высоких давлений, чем при

насосной подаче. Вследствие этого увеличивается масса си-

ловой установки. Поэтому газовытеснительные системы на-

ходят применение лишь в двигателях небольшой тяги, рас-

считанных на малое время работы.

Для расчета параметров и характеристик топливной сис-

темы БВ может быть использована методика, приведенная в

работе [3].

3.4. Электрические двигатели

Преимущества применения электрических двигателей

(ЭД) в силовых установках БВ были приведены в Разд. 2.3.

В работе [3] даны характеристики ЭД и источников их пи-

тания, которые могут быть использованы на сверхлегких БВ

массой до 15-20 кг. Рассмотрим, следуя этой работе, краткую

характеристику таких двигателей.

120

Коллекторные электродвигатели. Такие двигатели клас-

сифицируют по типу возбуждения и конструкции якоря.

По типу возбуждения различают ЭД электромагнитного

(помощью обмотки возбуждения) и магнитоэлектрического (с

помощью постоянных магнитов) возбуждения. Первые в силу

своей низкой весовой отдачи не нашли широкого применения

в силовых установках в беспилотной авиации.

Постоянные магниты статора изготавливают из ферритов,

сплавов на основе редкоземельных металлов (самарий-

кобальт) или ниобия. Последние обладают особенно высокой

коэрцитивной силой. Однако применение ниобиевых магни-

тов ограничивается температурой в пределах до 150С.

Коэффициент полезного действия (КПД) коллекторных

ЭД не превышает 75%, поэтому для их надежной работы не-

обходимо обеспечить хорошее охлаждение.

Для повышения суммарного КПД силовой установки БВ

на ЭД устанавливается понижающий редуктор. Это позволяет

снизить потребляемый ток от источника питания, что в ко-

нечном итоге увеличивает продолжительность полета БВ.

Ресурс коллекторного ЭД в основном определяется ресур-

сом щеточно-коллекторного узла и надежностью электриче-

ской изоляции обмоток ротора. Основные технические харак-

теристики некоторых коллекторных двигателей, которые мо-

гут быть использованы в сверхлегких БВ, приведены в

Табл. 3.3.

Бесколлекторные (вентильные) электродвигатели. Бес-

коллекторный ЭД является бесконтактным аналогом коллек-

торного электродвигателя с щеточно-коллекторным узлом в

виде электронного преобразователя.

121

Таблица 3.3.

Параметр/Тип ЭД VM3328/4 VM2014/27 VM24/10

Номинальное

напряжение, В 10 7 8,4

Частота вращения без

нагрузки, об/мин 13000 26500 20600

Максимальный КПД, % 74 70 74

Рабочий ток, А 42 19 16

Максимальный ток, А 60/30 с. 30/20 с. 35/30 с.

Ток короткого

замыкания, А 156 80 86

Габариты, DL, мм 45,479 28,847 36,667

Масса, кг 0,369 0,082 0,242

Тип магнита ниобиевый ниобиевый феррит

Макс. масса БВ, кг 3,5 1,2 2,0

Отличительными особенностями такого двигателя являет-

ся простота конструкции, высокая технологичность изготов-

ления, отсутствие щеточно-коллекторного узла. Коммутация

индуктора производится с помощью специального электрон-

ного контроллера. Существуют два конструктивных решения

этого класса ЭД:

с использованием постоянных магнитов:

по типу индукторных электрических машин (без по-

стоянных магнитов).

В основном применяют бесколлекторные ЭД с постоян-

ными магнитами, так как они имеют меньшую массу и габа-

риты по сравнению с индукторными при прочих равных па-

раметрах.

В качестве постоянных магнитов, так же как и в коллек-

торных электродвигателях, используются магниты на основе

ферритов или сплавов из редкоземельных металлов. В отли-

чие от коллекторных ЭД, в бесколлекторных двигателях об-

мотки индуктора расположены на статоре, а вращается ротор

122

с установленными в нем магнитами. Отметим, что механиче-

ская прочность такой конструкции намного выше, а КПД бес-

коллекторных двигателей достигает значений 90%.

Основные технические характеристики некоторых бес-

коллекторных электродвигателей даны в Табл. 3.4.

Таблица 3.4.

Параметр/Тип ЭД AXI 5330/24 AXI 4130/20 AXI 2208/20

Номинальное

напряжение, В 48 45 12

Частота вращения,

об/мин 9500 13700 22500

Максимальный КПД, % 91 88 82

Рабочий ток, А 15-38 18-40 8-12

Максимальный ток, А 58/30 c 60/60 c 16/60 c

Ток холостого

хода, А 1,5 –– ––

Габариты, DL, мм 6364 49,865,5 27,726

Масса, кг 0,652 0,409 0,045

Макс. масса БВ, кг 10 4,2 2,0

Основные характеристики ЭД. К основным характери-

стикам ЭД относят механические и регулировочные характе-

ристики.

Механическими характеристиками называют зависимо-

сти угловой скорости дв от вращающего момента двигателя

Мдв при постоянном значении напряжения на обмотке якоря

Uдв вида:

дв = (Mдв) при Uдв = const. (3.3.1)

Регулировочными характеристиками называют зависимо-

сти угловой скорости дв от напряжения на обмотке якоря ЭД

при постоянном значении вращающего момента Mдв или ста-

тического момента сопротивления нагрузки Mс. При этом

123

считается, что в статическом режиме Mдв равен моменту со-

противления нагрузки.

Механическая характеристика ЭД определяется зависимо-

стью:

дв = х.х – Mдв /fдв, (3.3.2)

где х.х = Uдв /fдв – угловая скорость ЭД в режиме идеального

холостого хода при нулевом токе якоря; fдв = СмСе /Rдв – жест-

кость механической характеристики двигателя.

В формуле (3.3.2) использованы следующие обозначения:

См – коэффициент момента двигателя; Се – коэффициент про-

тивоЭДС двигателя, зависящий от его конструктивных пара-

метров и магнитного потока возбуждения; Rдв – активное со-

противление обмотки якоря.

Вращающий момент двигателя при расчете механических

характеристик представляется как:

Мдв = Мп – fдвдв, (3.3.3)

где Мп = (Uдв /Rдв)См – вращающий момент двигателя в режи-

ме пуска, т.е. момент, развиваемый двигателем при дв = 0.

Механические характеристики электродвигателей посто-

янного тока представляют собой семейство параллельных

прямых с углом наклона, равным . В этом случае жесткость

механической характеристики ЭД может быть определена по

формуле:

fдв = Мп /х.х = tg. (3.3.4)

Импульсное управление ЭД. Частота вращения ротора ЭД

может регулироваться с помощью специального полупровод-

никового контроллера. Принцип регулирования состоит в по-

даче на двигатель импульсов постоянного тока переменной

скважности и постоянной частоты.

124

Сущность импульсного управления частотой вращения

ЭД состоит в регулировании среднего значения напряжения

на обмотке якоря ЭД (или на обмотках статора бесколлектор-

ного ЭД) путем изменения соотношения времени включения

(режим насыщения) и отключения (режим отсечки) состояний

транзисторных ключей выходного каскада регулятора часто-

ты вращения.

Частота переключения релейного усилителя находится в

пределах 3-8 кГц. При такой частоте коммутации пульсация

вращающего момента ЭД практически отсутствует.

Такой принцип управления двигателем обладает следую-

щими преимуществами:

высокая надежность;

удельная мощность регулирования более 20 кВт/кг;

плавное изменение оборотов двигателя и мощности

от нуля до максимума;

КПД составляет величину порядка 98-99,5%.

Основные технические характеристики некоторых кон-

троллеров приведены в Табл. 3.5.

Таблица 3.5.

Параметр/тип контроллера ММ 0810-3 ММ 2512-3 ММ 7524-3

Подводимое напряжение, В 15 18 36

Максимальный ток, А 8 25 75

Пиковый ток, А 10/10 с 30/10 с 90/5 с

Частота коммутации, кГц 8 8 8/16/32

Внутреннее сопротивление, мкОм 210 23,5 21,0

Габариты, мм 252206 442606 793015

Масса, г 11 22 59

Следует отметить, что внутренние сопротивления кон-

троллера и источника питания понижают жесткость механи-

ческих характеристик ЭД. Это приводит к тому, что при по-

125

ступлении команды на контроллер о резком повышении числа

оборотов двигатель будет выходить на их заданное значение с

некоторым запаздыванием, что может отрицательно сказаться

на динамике изменения высоты и скорости полета БВ.

Рассмотрим вопросы применения ЭД на БВ легкого, сред-

него и тяжелого классов.

Электрический привод широко используется в бортовом

оборудовании современных самолетов и вертолетов [82, 118].

Входящие в его состав ЭД постоянного и переменного тока

дополнительно подразделяются в зависимости от отсутствия

или наличия обмотки на их роторе на асинхронные и синхрон-

ные двигатели. Отмечается, что ЭД переменного тока являют-

ся более экономичными и надежными.

Наибольшее распространение в силовом электроприводе

ЛА получили трехфазные асинхронные ЭД с коротко-замкну-

тым ротором. Для их работы используется стандартное бор-

товое напряжение – 115 В; 400 Гц.

В качестве недостатков, сдерживающих непосредственное

применение современных авиационных ЭД в силовых уста-

новках указанных выше классов БВ, можно отметить неболь-

шие значения их мощности – от нескольких Вт до нескольких

кВт и значительное число оборотов – порядка 104 об/мин. По-

следнее связано с минимизацией массы двигателей [118].

На наш взгляд, развитие электрических двигателей для БВ

должно проводиться в следующих направлениях:

1. Применение тяговых ЭД, используемых в современных

и перспективных электромобилях.

2. Разработка специализированных ЭД для применения в

легких, средних и тяжелых БВ.

126

Первое направление использует достаточно богатый опыт

мирового автомобилестроения, который уже сейчас имеет ЭД

с приемлемыми характеристиками для применения в БВ лег-

кого и среднего классов.

В Табл. 3.6 приведены характеристики некоторых совре-

менных электромобилей и их электродвигателей [119].

Таблица 3.6

№

Мар

ки

элек

-

тро

моб

илей

Мас

са

снар

яж

енн

ая/

полн

ая, кг

Мощ

ност

ь

дви

гате

ля, N

,

кВ

т

Вр

емя

раз

гон

а,

км

/ч, с

Мак

сим

альн

ая

ско

ро

сть,

V,

км

/ч

Бат

ареи

,

чи

сло

/

мас

са, кг

Зап

ас х

од

а

на

од

но

м

зар

яд

е, к

м

1 Nissan

Leat E

1525/

1965 80 11,9 144

24

(Li-lon)

/250

175

2

Volvo

C30

Electric

1690/

1995 82 10,9 130

23

(Li-lon)

/280

150

3 Renault

Fluence

1605/

2025 70 13 135

22

(Li-lon)

/398

185

4 El Lada 1250/

1610 60 14 130 23/270 150

В существующих образцах электромобилей наибольшее

распространение получили тяговые асинхронные ЭД пере-

менного тока и синхронные ЭД с постоянными магнитами.

Последние имеют некоторое преимущество в значениях КПД

и удельной мощности.

В работе [119] отмечается, что на автомобилях, приведен-

ных в этой таблице, использованы трехфазные ЭД перемен-

ного тока.

На Рис. 3.3. представлена силовая установка, состоящая из

ЭД синхронного типа с постоянными магнитами мощностью

127

45 кВт, приводного редуктора и блока литий-ионных аккуму-

ляторных батарей энергоемкостью 12 кВтч. Эта установка

обеспечивает электромобилю запас хода 80 км на одной за-

рядке с максимальной скоростью 120 км/ч.

Отметим, что экспериментальные образцы БВ на базе до-

ступных электроавтомобильных зарубежных ЭД можно ис-

пользовать для отработки конструкции, управления полетами

и процессов эксплуатации электрифицируемых вертолетов.

Предлагаемые ЭД в настоящее время могут быть исполь-

зованы в гибридных силовых установках, включающих в себя

ПД, генератор и ЭД. Примером такой установки является си-

ловая установка, описанная в разделе 2.3 и в работе [12]. В

перспективе предлагается дополнить ПД вертолета электро-

двигателем, увеличивающим его мощность на взлетном ре-

жиме с последующей работой последнего в полете в качестве

генератора [51].

Для БВ отмеченных выше классов применение гибридных

силовых установок позволит заменить значительную часть, а

Рис. 3.3

128

в перспективе все механические связи между агрегатами

электрическими связями (см. Рис. 2.10-Рис. 2.13).

Перспективной задачей разработки специализированных

ЭД для беспилотной авиации является резкое увеличение их

мощности при минимальном возможном весе. Это позволит

применить их на БВ среднего и тяжелого классов. В этом на-

правлении фирма Siemens разработала и испытывает авиаци-

онный ЭД весом 50 кг мощностью 260 кВт и числом оборотов

2500 об/мин. Этот пример показывает реальную перспективу

создания полностью электрифицированных средних и тяже-

лых БВ (см. Рис. 2.13).

Отметим, что методы выбора типа и мощности ЭД и вы-

полнения тепловых расчетов приведены в работе [120].

Для силовых установок на базе ЭД системами питания яв-

ляются аккумуляторные батареи и электрогенераторы, кото-

рые будут рассмотрены в Разд. 4.2.

3.5. Применение твердотоплиных ракетных двигателей

в силовых установках перспективных

беспилотных вертолетов

Как было отмечено выше, беспилотные вертолеты долж-

ны осуществлять вертикальные взлет и посадку. При этом та-

кой взлет, который желательно произвести за минимальное

время, является наиболее сложным для силовой установки

вертолета.

Для «разгрузки» маршевого двигателя БВ и преодоления

сил «вредного» сопротивления фюзеляжа, крыла и горизон-

тального оперения в перспективных БВ предлагается исполь-

зовать стартовые двигатели (СД) на базе ракетных двигателей

твердого топлива (РДТТ) [30, 80]. Такие стартовые ускорите-

129

ли широко применяются для взлета БЛА самолетных схем с

пусковых установок [17].

Схема размещения сбрасываемых после взлета двух СД,

установленная на корпусе БВ приведена на Рис. 3.4. На этом

рисунке использованы следующие обозначения: ЦМ – центр

масс БВ; Тнв – сила тяги несущего винта вертолета; Рсд – сила

тяги стартового двигателя. Из него следует, что на интервале

времени [t0,t0 + ] вертикального взлета БВ используется

подъемная сила:

],[),(2)( 00сднв ttttPTtY , (3.5.1)

где t0 – момент начала взлета; – время работы СД.

В связи с тем, что нвсд )( TtP , достигается требуемая

минимизация времени взлета БВ.

Другим применением РДТТ является его использование в

качестве теплового имитатора целей (ТИЦ) на учебных и бое-

вых БВ-АЛЦ (см. Главу 7). Схема размещения одного ТИЦ на

корпусе таких БВ представлена на Рис. 3.5.

Отметим, что сопло применяемого РДТТ повернуто отно-

сительно оси двигателя на угол тиц. Размещение ТИЦ под

фюзеляжем БВ-АЛЦ выбрана так, чтобы вектор Ртиц его тяги

проходил через ЦМ вертолета. Это наряду с воспроизведени-

ем температурного поля двигателей имитируемой воздушной

цели позволяет получать дополнительные составляющие сил,

действующих на БВ-АЛЦ в полете.

При включении ТИЦ на требуемом участке горизонталь-

ного полета БВ-АЛЦ тяга его комбинированной силовой ус-

тановки составит величину:

],[,cos)(sin)( кктицтицнвнв ttttPTtT , (3.5.2)

где нв – угол наклона оси вращения НВ; tк – момент времени

включения ТИЦ; – время работы имитатора.

2Рсд

Тнв

ЦМ

2Рсд

Тнв

ЦМ

Рис. 3.4

ЦМ

𝑇нв𝑦

Py

ЦМ

Рис. 3.5

𝑇нв𝑦

𝑇нв𝑥

Тнв нв

тиц

Ртиц

Рх

Ру V

130

131

Фактическое значение подъемной силы, действующей на

БВ-АЛЦ на этом участке полета, будет равно:

],[,sin)(cos)( кккртицтицнвнв tttYtPTtY , (3.5.3)

где Yкр – подъемная сила крыла БВ.

Зависимости (3.5.1)-(3.5.3) необходимо учитывать при

описании соответствующих режимов полета БВ-АЛЦ (см.

Главу 13).

Типовая конструктивная схема РДТТ с одноканальным

зарядом кольцевой структуры представлена на Рис. 3.6 [30].


1 – переднее днище; 2 – корпус камеры сгорания; 3 – заряд

топлива; 4 – заднее днище; 5 – сопло; 6 – графитовый вкла-

дыш в критическом сечении сопла 7 – диафрагма; 8 – воспла-

менительный заряд; 9 – электрозапальное устройство.

Следуя работам [30, 80], дадим краткую характеристику

устройства и процессов, протекающих в РДТТ.

Такой двигатель имеет две основные части – камера сго-

рания и реактивное сопло.

Камера сгорания (КС), выдерживающая значительное

давление, служит и местом хранения запаса топлива двигате-

ля. Давление в камере сгорания РДТТ обычно выше, чем в

камере сгорания ТРД, так как его не ограничивают параметры

топливной системы. Поэтому РДТТ имеют более высокий ко-

1 2 3 4 5

6 7 8 9

Рис. 3.6

132

эффициент тяги. В большинстве современных РДТТ давление

в КС находится в пределах от 30 до 100 кг/см2. При этом тем-

пература в КС составляет 2500К-3000К [30].

Основной характерной особенностью РДТТ является про-

стота их конструкции. Однако продолжительность работы

существующих двигателей ограничена несколькими секунда-

ми и редко превышает 1-2 минуты.

Вследствие этого такие двигатели нашли широкое приме-

нение в стартовых и других ускорителях, где необходимо по-

лучать очень высокие значения силы тяги в течение коротких

промежутков времени. Двигатели, применяемые в этих целях,

имеют меньший вес, чем силовые установки любого другого

типа. Для увеличения времени работы ТИЦ возможно приме-

нение нескольких последовательно включаемых РДТТ.

С эксплуатационной точки зрения преимущество приме-

нения в силовых установках БВ таких двигателей заключает-

ся в том, что они всегда готовы для использования и не тре-

буют заправки топливом перед применением.

Кроме этих достоинств у РДТТ есть весьма существенный

недостаток. После запуска двигателя горение обычно про-

должается до полного выгорания топлива; при этом измене-

ние силы тяги следует вполне определенному закону и не

поддается непосредственному регулированию. Методы воз-

можного регулирования силы тяги РДТТ рассмотрены в рабо-

те [30]. Скорость горения топлива не должна сколько-нибудь

значительно меняться с изменением давления и температуры

окружающего воздуха. Регулирование величины силы тяги

РДТТ можно осуществлять лишь в определенных заранее за-

данных пределах путем подбора твердотопливных зарядов

133

соответствующих сечений (плоские, кольцеобразные, звездо-

образные и др.).

Характеристики двигателя существенно зависят от эле-

ментов топлива, структуры и устройства заряда.

Различают два основных вида твердых ракетных топлив:

двухосновные (коллоидные) и смесевые.

Коллоидное топливо представляет собой твердый одно-

родный раствор органический веществ, молекулы которых

содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее ши-

роко используется твердый раствор нитроцеллюлозы и нитро-

глицерина. Увеличение содержания нитроглицерина в таком

растворе повышает удельный импульс двигателя, но при этом

увеличивается и взрывоопасность топлива, ухудшаются его ста-

бильность и механические свойства заряда. Заряды из колло-

идного топлива применяются чаще всего в небольших РД ТТ.

Смесевые топлива представляют собой механические сме-

си горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топ-

ливах обычно применяют неорганические кристаллические

вещества (перхлорат аммония, перхлорат калия и др.).

Такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окис-

лителя, в него входят полимерное горючее, служащее свя-

зующим элементом, и второе горючее в виде порошкообраз-

ных металлических добавок (порошкообразный алюминий,

иногда бериллий или магний), которые существенно улучша-

ют энергетические характеристики топлива. Связующей со-

ставляющей смесевого топлива могут быть полиэфирные и

эпоксидные смолы, полиуретановый и полибутадиеновый

каучук и др.

134

Смесевые топлива обычно имеют больший удельный им-

пульс, чем коллоидные, большую плотность, большую ста-

бильность, лучше хранятся и более технологичны.

В РДТТ топливо расположено в его камере сгорания в ви-

де одного или нескольких блоков определенной формы, кото-

рые называются зарядами или шашками. Заряды удержива-

ются стенками камеры или специальными решетками, назы-

ваемые диафрагмами.

Изменением геометрической формы заряда и использова-

нием бронирующих покрытий поверхностей заряда, которые

не должны гореть, добиваются нужного изменения площади

горения и соответственно давления газов в камере и тяги дви-

гателя.

Существуют заряды, обеспечивающие нейтральное горе-

ние, при котором площадь горения остается неизменной. Та-

кое горение дает заряд, который горит с торца или же одно-

временно с наружной и внутренней поверхности (см. Рис.

3.6). При регрессивном горении поверхность горения заряда

уменьшается. Это получается в случае, если цилиндрическая

шашка горит с наружной поверхности. Для прогрессивного

горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере

сгорания, необходимо нарастание площади горения заряда во

времени. Примером такого заряда служит шашка, горящая по

внутренней цилиндрической поверхности.

В РДТТ применяется пиротехническое, пирогенное и хи-

мическое зажигание топливного заряда. При пиротехническом

зажигании, представленном в схеме двигателя на Рис. 3.6,

электрозапал 9 поджигает пиротехнический воспламенитель

8, от которого производится зажигание основного заряда 3.

135

Пирогенное зажигание производится от газогенератора

твердого топлива, который, по существу, представляет собой

небольшой твердотопливный двигатель.

Для химического зажигания в камеру сгорания вводится

химически активная жидкость или газ (пусковой окислитель),

что приводит к самовоспламенению основного заряда РДТТ.

Для предлагаемых выше СД и ТИЦ обязательным крите-

рием оптимальности является их минимальные масса и стои-

мость. Кроме этого для ТИЦ необходим специальный выбор

медленно горящих зарядов, обеспечивающих значения тем-

пературы на срезе сопла РДТТ в интервале от 1300К до

1700К, как у вертолетных ГТД [79], которыми оснащены

имитируемые воздушные цели. В связи с небольшим време-

нем работы РДТТ имитаторы воздушных целей могут вклю-

чать в себя совокупность («связку», «пакет») последовательно

включаемых двигателей.

При разработке СД и ТИЦ силовых установок перспек-

тивных БВ с соответствующими доработками должны быть

использованы известные методы проектирования РДТТ [81].

Для описания движений БВ в задачах динамики полета

вертолетов, оснащенных РДТТ, приведем его основные ха-

рактеристики [17].

Введем следующие обозначения: Ткор – масса корпуса

РДТТ (кг); тзар – масса его заряда (кг); – массовая скорость

горения заряда (кг/с); – время работы РДТТ (с).

В процессе работы двигателя его масса будет изменяться

во времени по следующему закону:

тдв(t) = ткорп + тзар – t, t [0, ]. (3.5.4)

136

При этом будем считать, что тяга Рдв двигателя во время

его работы является постоянной. Это предположение иллюст-

рирует график, представленный на Рис. 3.7.

С учетом выражения (3.5.4) переменная масса БВ с уста-

новленном на нем СД определяется как:

, ,

];,[),()(

0взл

00дввзл

ttm

ttttmmtm (3.5.5)

где твзл – взлетная масса БВ.

При использовании ТИЦ масса БВ-АЛЦ описывается

формулой:

, ,

];,[),(

; ,

)(

ккорпол

ккдвпол

кзаркорпол

ttmm

ttttmm

ttmmm

tm (3.5.6)

где тпол – полетная масса вертолета.

В заключение главы отметим, что при разработке пер-

спективных БВ необходимо в обязательном порядке приме-

нять новые методы оптимального выбора параметров и ха-

рактеристик их силовых установок.

Р, Н

Рдв

0 t, с

Рис. 3.7

137

Глава 4. КОМПЛЕКСЫ БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ


Наряду с силовой установкой комплекс ботового обору-

дования является важнейшей компонентой беспилотных вер-

толетов (БВ), обеспечивающей их полеты и успешное реше-

ние поставленных перед ними функциональных задач.

В связи с тесной взаимосвязью установленного на борту

БВ оборудования последнее должно рассматриваться как не-

которые комплексы, т.е. в виде взаимодействующих между

собой отдельных бортовых систем [50].

Отметим, что в существующей литературе по беспилот-

ной авиационной технике [3, 30 и др.] такой подход практиче-

ски отсутствует.

Важность предлагаемого комплексного подхода опреде-

ляется еще и тем, что в отличие от пилотируемых ЛА функ-

ционирование бортового оборудования БВ должно осуществ-

ляться в автоматическом и дистанционном (радиокомандном)

режимах.

4.1. Структура комплексов бортового

оборудования беспилотных вертолетов

Новое поколение БВ должно принципиально отличаться

от существующих аппаратов. Это отличие касается их целе-

вого предназначения. Тактический БВ нового поколения, вы-

ступая в качестве боевого, активно-информационного и (или)

управляющего средства, должен иметь возможность вклю-

чаться в единую информационно-космическую и наземную

сеть системы управления войсковыми группировками [16],

что выдвигает следующие качественно новые требования к

решаемым задачам и бортовому оборудованию:

138

обеспечение высокого уровня оперативности получе-

ния информации на любом этапе проведения операции;

практически «мгновенная» реакция на изменение

внешней обстановки и обеспечение функционирования в лю-

бых условиях боевых действий в том числе в сложной сиг-

нальной и помеховой обстановке;

способность эффективно функционировать в ходе

группового применения при решении задач коллективной и

собственной обороны;

целеуказание и целераспределение при применении

оружия;

реализация совместных режимов работы при полетах

БВ в группах;

совместная обработка информации от различных ин-

формационных каналов;

высокая скрытность функционирования.

Перечисленные функции существенно изменяют отрабо-

танные структурные и функциональные схемы бортового

оборудования.

В составе комплекса бортового оборудования БВ можно

выделить четыре группы (Рис. 4.1).

Первую группу образует энергетическое оборудование

(электрические, гидравлические и газовые системы), обеспе-

чивающие энергией все бортовые системы. Структуры всех

энергетических систем ЛА аналогичны. Типовыми элемента-

ми энергосистем являются: источник энергии, преобразова-

тель энергии, система (сеть) передачи и управления энергией,

потребитель энергии (исполнительный механизм).

Комплексы бортового оборудования БВ

Энергетическое


Источники

энергии

Преобразовате-

ли энергии

Система

передачи и


энергией

Потребители

энергии

Радиоэлектронное


Информационно-

командная

система

Радионавигацион-

ная (спутниковая)

система

Система

телеметрического

контроля

Система

опознавания

Целевое


Оптико-

электронное


Радиолокационные

системы

Мишенное


Системы пеленгации

и постановки помех

Авиационные

средства

поражения

Вспомогательное


Оборудование для

загрузки/выгрузки

и транспортировки

грузов

Оборудование для

распыления

аэрозольных

и сыпучих

материалов

Метео-


Средства


полетом и

оборудованием БВ

Система

автоматического


полетом

Система


целевым

оборудованием

Система


энергетическим и

вспомогательным

оборудованием

Рис. 4.1

Вычислительная

система

139

140

Второй группой бортового оборудования является ком-

плекс радиоэлектронного оборудования, который решает за-

дачи автоматического и дистанционного управления БВ, обес-

печивает прием и передачу управляющей и телеметрической

информации, диагностику состояния бортовых систем, связь с

персоналом БВК и потребителями информации.

Третью группу оборудования составляет целевая нагрузка.

Ее функции и состав определяются целевым назначением БВ.

В числе этих функций – обнаружение целей с помощью опти-

ко-электронной и радиолокационной аппаратуры, постановка

помех, определение координат наземного излучателя в задан-

ном диапазоне частот, выдача сигналов системами управле-

ния оружия для боевых БВ, замер промаха, увеличение эф-

фективной площади рассеяния (ЭПР) для имитационных БВ,

ретрансляция сигналов и т.д. Вследствие особой важности

этой группы ей будет посвящена Глава 5 данной монографии.

Четвертая группа – вспомогательное оборудование, ко-

торое предназначается для решения задач вспомогательными

БВ и вертолетами гражданского назначения.

Пятую группу составляют средства управления полетом

БВ и его бортовым оборудованием. Эта важнейшая группа

средств будет отдельно рассмотрена в Разд. 4.4.

Следует отметить, что бортовое оборудование современ-

ного БВ – это совокупность большого количества сложней-

ших устройств самого различного назначения и принципов

действия. Причем взаимосвязи между отдельными устройст-

вами обладают значительным многообразием, а границы ме-

жду бортовыми системами являются весьма условными.

141

В настоящее время применяются два способа размещения

и крепления различных частей комплекса бортового оборудо-

вания в отсеках корпуса БВ [3].

Первый способ состоит в закреплении отдельных блоков

бортового оборудования на единой конструкции типа «эта-

жерка». Этот способ характерен для крепления элементов ап-

паратуры, унифицированных для применения в различных

типах БЛА, например, стандартизированной телеметрической

аппаратуры. При таком способе имеются большие потери по-

лезного объема и избыточная масса за счет конструкции

«этажерки», обеспечивающей жесткую сборку элементов ап-

паратуры в единую систему, а также большие затраты массы

на межблочные электрические связи.

Второй способ – моноблочная сборка бортовой аппарату-

ры, который предусматривает персональную «подгонку» ап-

паратуры под проектируемое изделие и обеспечивает сборку

раздельных ее частей с помощью элементов конструкции

корпуса с минимальными затратами массы. В этом способе

сборка частей аппаратуры удачно сочетается с электрокомму-

никациями, прокладываемыми по всему моноблоку с опреде-

ленной стороны при минимальном расходе электропроводки.

Отметим, что моноблочная сборка бортовой аппаратуры стала

возможной благодаря отказу от корпусного исполнения ее

конструкции. Такая сборка может потребовать герметизации

отдельных отсеков и стыков фюзеляжа, но она обеспечивает

более плотную компоновку и в конечном итоге приводит к

значительному снижению массы БВ.

Наиболее выгодной, с точки зрения разработчика БВ, яв-

ляется третий способ, когда бортовая аппаратура, выполня-

ется в виде многофункционального блока, где совмещаются в

142

одном блоке однотипные функции, повторяющиеся в различ-

ных частях аппаратуры при ее блочном исполнении. Много-

функциональный блок бортовой аппаратуры имеет значи-

тельно меньшие массогабаритные характеристики. Кроме то-

го, за счет применения единого вторичного источника элек-

тропитания можно упростить первичный источник тока. Од-

нако для создания многофункциональных блоков нужен еди-

ный Разработчик всей бортовой аппаратуры БВ и, следова-

тельно, требуется изменение сложившейся организационной

структуры проектных организаций, что является в настоящее

время весьма проблематичным.

По этой причине в современных условиях на БВ обычно

применяют указанный выше первый способ компоновки обо-

рудования.

4.2. Комплекс средств энергетического


Выбор рациональных видов энергии, способов преобразо-

вания и передачи энергии должно определяться в первую

очередь свойствами и параметрами потребителей, которые

зависят от принципа их действия и видов потребляемой энер-

гии. Для БВ основными потребителями энергии являются

бортовое радиоэлектронное оборудование (БРЭО), целевое и

вспомогательное оборудование, аппаратура и агрегаты систе-

мы управления полетом БВ.

В общем случае состав комплексов энергетического обо-

рудования БВ приведен на Рис. 4.2.

Отметим, что обязательной бортовой системой для всех

БВ является их система электроснабжения.

143

В современных БВ основные процессы функционирова-

ния БРЭО и целевого оборудования реализуются за счет элек-

троэнергии. Силовые агрегаты для малоразмерных аппаратов

также обычно электрические. Однако с увеличением массы

БВ (более 150-200 кг) функции и потребные характеристики

силовых приводов значительно увеличиваются.

Принципиально все задачи управления с помощью сило-

вых приводов могут решаться только электротехническими

средствами без гидравлических и газовых систем.

Рассмотрим типовой состав бортовой системы электро-

снабжения применительно к БВ.

Системой электроснабжения (СЭС) принято называть

совокупность устройств для производства и распределения

электроэнергии [82].

В состав бортовой СЭС входят источники тока, аппарату-

ра регулирования, управления и защиты, бортовая сеть с рас-

пределительными устройствами, устройствами защиты цепей

потребителей, а также устройствами защиты от радиопомех,

статического электричества и электромагнитных излучений.

На борту БВ используются первичные и вторичные ис-

точники электроэнергии. К первичным источникам относятся

бортовые аккумуляторные батареи и электрогенераторы.

Комплекс энергетического оборудования БВ

Гидравлическая

система

Система

электроснабжения

Газовая

(пневматическая)

система

Рис. 4.2

144

К вторичным источникам относят трансформаторы и преоб-

разователи.

Надежность системы электроснабжения БВ является од-

ним из основополагающих факторов успешного выполнения

ими полетных заданий. Для повышения надежности СЭС БВ

применяются основные, резервные и аварийные источники

электроэнергии.

Основные источники обеспечивают потребности в элек-

троэнергии в нормальных условиях полета.

Резервные источники питают потребителей при нехватке

мощности основных источников, вызванной отказами в СЭС.

Аварийные источники питают только жизненно важные

системы БВ, без которых невозможно безопасное завершение

полета.

Рассмотрим характеристику отдельных элементов СЭС БВ.

В качестве бортовых источников питания потребителей

традиционно применяются герметичные необслуживаемые

никель-кадмиевые металл-гибридные, серебряно-цинковые

или литий-полимерные аккумуляторные батареи. Их подроб-

ное описание приведено в работе [3].

Гарантийный срок годности никель-кадмиевого аккуму-

лятора с учетом хранения и транспортировки составляет до

пяти лет. Специальные силовые герметичные никель-кадми-

евые аккумуляторы могут заряжаться до значения в 90% но-

минальной «емкости» в течение 30-60 минут. Типовое время

заряда обычных аккумуляторов этого типа составляет от 5 до

15 часов.

Для получения требуемых значений ЭДС элементы ни-

кель-кадмиевых и серебряно-цинковых аккумуляторов соеди-

няют друг с другом в батареи методом точечной сварки, пай-

145

ки или соединением резьбовых клемм токопроводящими пе-

ремычками. Батареи состоят из последовательно соединенных

элементов одинаковой емкости. Для увеличения разрядного

тока можно соединять элементы параллельно, предваритель-

но проведя работу по подбору элементов и выравниванию их

зарядно-разрядных характеристик. Ресурс такой батареи бу-

дет существенно ниже. Батарею помещают в контейнер из

полимерного материала, хорошо проводящего тепло. Токоот-

воды выведены на штепсельный разъем или на клеммы для

непосредственной распайки силовых проводов. Контейнер

обеспечивает крепление и изоляцию батареи от фюзеляжа и

других элементов конструкции.

В настоящее время в беспилотной авиатехнике все боль-

шее применение получают литий-полимерные аккумуляторы.

Эти аккумуляторы имеют по сравнению с никель-кадмие-

выми и серебряно-цинковыми аккумуляторами бо льшую

удельную емкость, бо льшую удельную энергию и в 3 раза

выше ЭДС.

Литий-полимерные аккумуляторы подразделяются на бы-

строразрядные и обычные, которые различаются между собой

максимальным разрядным током. Первые при одинаковых

параметрах емкости имеют массу примерно на 20% большую,

чем вторые.

Применение литий-полимерных аккумуляторов на совре-

менных БВ позволит решить две важные задачи – увеличить

время их полета и значительно снизить массу системы питания.

Большое значение для практики имеют удельные характе-

ристики аккумуляторной системы питания при низких темпе-

ратурах. Наибольшее влияние оказывает температура на

удельную энергию серебряно-цинковых аккумуляторов. При

146

температуре (–40С) их удельная энергия снижается до

4 Вт·ч/кг, т.е. в 22,5 раза по сравнению с удельной энергией

при температуре +20С. Удельная энергия никель-кадмиевых

аккумуляторов при таком же изменении температуры снижа-

ется только в 2 раза. Необходимо отметить, что никель-кадми-

евый аккумулятор может работать в режиме большого отдавае-

мого тока при температуре (–50С), отдавая при этом до 30%

номинальной емкости.

В современном электроавтомобилестроении получают

применение литий-ионные аккумуляторы, которые позволя-

ют получить высокие значения запасаемой энергии при не-

больших габаритах [119]. Батареи из таких аккумуляторов за

счет увеличенного зарядного тока и напряжения имеют время

полной зарядки от 10 до 20 минут.

В США с 2007 года на электромобилях устанавливаются

литий-ионные батареи емкостью 35 кВтч, которые заряжают-

ся за 10 минут и обеспечивают на одном заряде дальность

пробега 200 км. Отмечается, что такие аккумуляторы накап-

ливают электроэнергию 100-200 кВт на 1 кг собственной мас-

сы. Кроме этого, приводятся данные о разработках перспектив-

ных воздушно-литиевых аккумуляторов с энергией 1500 кВт на

1 кг массы, которые должны будут иметь более низкую стои-

мость, чем существующие химические источники тока.

На наш взгляд, опыт развития систем питания электроав-

томобилей необходимо использовать в процессах электрифи-

кации беспилотной вертолетной техники (см. Разд. 2.3).

В настоящее время наиболее перспективными источника-

ми бортовой электрической энергии для БЛА являются топ-

ливные элементы. Такие элементы по сравнению с другими

источниками обладают целым рядом преимуществ [3]:

147

высокое значение КПД, которое доходит до 95%, что

в 3 раза выше, чем у обычных энергоустановок;

малая стоимость одного киловатта энергии;

непрерывная выдача электроэнергии при наличии в

элементе топлива;

использование в качестве топлива практически любо-

го водородосодержащего топлива (бензин, дизельное топли-

во, спирты и др.);

нормальная работа при низких температурах окру-

жающей среды.

Топливный элемент (ТЭ) представляет собой электрохи-

мическое устройство, непосредственно вырабатывающее

электроэнергию в результате высокоэффективного «холодно-

го» горения топлива. Аккумуляторы содержат ограниченное

количество реагентов и способны в одном цикле «произве-

сти» лишь фиксированный объем электроэнергии. В ТЭ реа-

генты (окислитель и восстановитель) непрерывно подаются,

соответственно к катоду и к аноду, а материал самих электро-

дов в реакции не участвует.

Большинство реакций в топливных элементах обеспечи-

вают ЭДС около 1 В. Теоретически размеры топливного эле-

мента могут быть сколь угодно большими. Однако на практи-

ке несколько небольших по габаритам элементов объединя-

ются в модули или батареи, которые соединяются последова-

тельным либо параллельным способами.

В настоящее время среднее значение удельной мощности

ТЭ составляет более 90 Вт/кг при непрерывном режиме рабо-

ты. Принцип работы и типы ТЭ достаточно подробно описа-

ны в работе [3].

148

В этой работе отмечается, что при небольшом полетном

времени вполне достаточно заряда аккумуляторов. При боль-

ших затратах такого времени требуется бортовая энергоуста-

новка, включающая в себя генераторы электрического тока.

По принципу действия авиационные генераторы не отли-

чаются от аналогичных наземных генераторов, но обладают

рядом особенностей, таких как малый вес и габариты, боль-

шая плотность тока якоря, принудительное воздушное, испа-

рительное или жидкостное охлаждение, высокая частота вра-

щения ротора, применение высококачественных конструкци-

онных материалов [76].

В качестве источников тока обычно применяют коллек-

торные генераторы постоянного тока и бесконтактные гене-

раторы переменного тока. Генераторы постоянного тока

предназначены для питания всех бортовых потребителей та-

кого тока, а также для подзарядки аккумуляторных батарей в

полете. Стартер-генераторы применяются для запуска двига-

теля и снабжения бортовой сети постоянным током при его

работе.

Применение генераторов переменного тока позволяет по-

лучить на борту требуемый постоянный ток с помощью

трансформаторно-выпрямительных блоков с высоким КПД.

Генераторы существенно связаны с силовыми установка-

ми БВ. При этом частота их вращения должна быть стабили-

зирована регулированием мощности двигателей, потребной

для вращения несущего винта БВ.

Построение бортовых электрических сетей зависит от на-

значения БВ, его конструктивных особенностей и применяе-

мого бортового оборудования. Отметим, что генераторы всегда

работают в комплекте с аппаратурой защиты и управления.

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%AD%D0%BB%D0%B5%D0%BA%D1%82%D1%80%D0%BE%D0%B3%D0%B5%D0%BD%D0%B5%D1%80%D0%B0%D1%82%D0%BE%D1%80

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9E%D1%82%D1%80%D0%B8%D1%86%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D0%BE%D0%B1%D1%80%D0%B0%D1%82%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D1%81%D0%B2%D1%8F%D0%B7%D1%8C#%D0%9E%D0%9E%D0%A1_%D0%B2_%D1%8D%D0%BB%D0%B5%D0%BA%D1%82%D1%80%D0%BE%D1%82%D0%B5%D1%85%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B5

149

На БВ в качестве вторичных источников тока могут при-

меняться электромашинные преобразователи и статические

полупроводниковые преобразователи (инверторы). Электро-

машинный преобразователь представляет собой агрегат, со-

стоящий из электродвигателя постоянного тока и генератора

переменного тока, механически закрепленных на одном валу.

Принцип действия такого преобразователя основан на дву-

кратном преобразовании электрической энергии в электриче-

ских машинах – двигателе и генераторе. Схема стабилизации

оборотов (частоты вращения) обычно расположена в коробке

управления. Наиболее широко распространены преобразова-

тели серий ПО (однофазные на 115 В), ПТ (трехфазные на

200/115 В или 36 В) и ПТО (комбинированные). При КПД в

пределах 50-60 % мощность электромашинного преобразова-

теля может быть от 125 ВА (ПТ-125Ц) до 6 кВА (ПО-6000).

Недостатком таких преобразователей является необходимость

регулярного технического обслуживания и контроля состоя-

ния щеточно-коллекторных узлов (ЩКУ) с заменой щеток то-

косъемников по мере износа.

Статические преобразователи преобразуют постоянный

ток в переменный с помощью управляемых полупроводнико-

вых приборов (транзисторов, тиристоров). КПД таких преоб-

разователей может достигать 85 %, что особенно важно при

аварийном питании БВ от аккумуляторов.

Для получения напряжения стабильной частоты генерато-

ры подключаются к главному редуктору БВ через привод по-

стоянных оборотов (ППО). Широкое применение получила

гидростатическая схема ППО дифференциального типа (гид-

ронасос-гидромотор), в которой механическая энергия вра-

щения, отбираемая от вала двигателя вертолета, преобразует-

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A0%D0%B5%D0%B4%D1%83%D0%BA%D1%82%D0%BE%D1%80

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D1%80%D0%B8%D0%B2%D0%BE%D0%B4_%D0%BF%D0%BE%D1%81%D1%82%D0%BE%D1%8F%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D1%85_%D0%BE%D0%B1%D0%BE%D1%80%D0%BE%D1%82%D0%BE%D0%B2

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D1%80%D0%B8%D0%B2%D0%BE%D0%B4_%D0%BF%D0%BE%D1%81%D1%82%D0%BE%D1%8F%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D1%85_%D0%BE%D0%B1%D0%BE%D1%80%D0%BE%D1%82%D0%BE%D0%B2

150

ся в энергию давления рабочего тела (масла). Регулирование

частоты вращения осуществляется гидравлическим центро-

бежным автоматом, управляющим производительностью гид-

ронасоса.

Выпрямительное устройство (ВУ) – агрегат СЭС, состоя-

щий из трехфазного понижающего трансформатора, полупро-

водникового трехфазного выпрямителя и иногда – тиристор-

ной схемы стабилизации при изменении нагрузки. Мощность

различных типов ВУ может быть в пределах от 3 до 12 кВт.

Для принудительного охлаждения схемы выпрямительное

устройство должно иметь встроенный вентилятор.

На БВ может применяться смешанная схема электроснаб-

жения, состоящая из сетей постоянного тока и сетей перемен-

ного тока стабильной или нестабильной частоты, а также до-

полнительные сети для питания различной сложной бортовой

аппаратуры (автономные системы электроснабжения).

Бортовая электрическая сеть (БЭС) представляет собой

систему передачи электроэнергии от источников к приемни-

кам, которая состоит из шин, электропроводки, распредели-

тельных устройств, коммутационной и защитной аппаратуры.

Сети условно делятся на централизованные, децентрали-

зованные и смешанные. В централизованной сети электро-

энергия подводится вначале к шинам центральных распреде-

лительных устройств (ЦРУ), а затем к периферийным распре-

делительным устройствам (РУ) – распределительным панелям

(РП), распределительным коробкам (РК) и распределитель-

ным щиткам (РЩ) для питания всего бортового оборудования

БВ. В децентрализованной БЭС ЦРУ отсутствуют в принци-

пе, и распределение электроэнергии производится сразу по

РК и РП потребителей. Также существует БЭС смешанного

151

типа, имеющая фрагменты централизованной и децентрали-

зованной сети. Для повышения надежности применяется де-

ление бортсети БВ, например, на левую и правую сеть посто-

янного тока, или сеть первого, второго или третьего генерато-

ров. Сети могут питаться от параллельно работающих генера-

торов. Тогда отказ одного генератора не приводит к обесто-

чиванию всей сети.

В случае отказа генератора (генераторов) сеть должна ав-

томатически подключиться к соседней исправной сети. В

случае неисправности в самой сети, например, коротком за-

мыкании, сеть остается обесточенной, но часть потребителей

этой сети могут быть переключены на питание от другой сети

с помощью переключаемых шин.

Небольшая часть БЭС, к которой подключены важные по-

требители, питается от аккумуляторной шины напрямую в те-

чение всего полета. Часть оборудования подключается к ши-

нам двойного питания, так называемых аварийных шин,

(АВШ), которые в нормальном режиме работают от генерато-

ров/ВУ, но в случае аварии автоматически подключаются к

аккумуляторной шине. Другой вариант состоит в том, что к

АВШ постоянно подключены все источники питания (акку-

муляторы, ВУ, генераторы), а от АВШ питаются только от-

ключаемые шины, которые отключаются при отказе всех или

почти всех основных источников питании от аккумуляторов.

Такая сложная система коммутации сетей имеет целью мак-

симального повышения живучести системы электроснабже-

ния БВ при разнообразных отказах и повреждениях. В пер-

спективе результаты текущего контроля параметров работы

генераторов и элементов бортсети БВ должен передаваться по

телеметрическому каналу на МНПУ БВ.

152

Как правило, вся коммутационная и защитная аппаратура

СЭС БВ для удобства обслуживания и монтажа должна ком-

пактно сосредотачивается в распределительных устройствах.

Для защиты СЭС применяются самые различные устрой-

ства такие, как предохранители, автоматы защиты сети, раз-

личные реле и трансформаторы тока [3].

Одними из главных потребителей электроэнергии явля-

ются бортовые электродвигатели. Типы и варианты примене-

ния таких двигателей приведены в Разд. 2.3.

В работе [3] обсуждаются достоинства и недостатки СЭС

беспилотной авиатехники на постоянном и переменном токах.

Отмечается, что целесообразность перехода на постоян-

ный ток повышенного напряжения сдерживалась трудностя-

ми создания щеточно-коллекторных узлов электромашин

(особенно работающих на больших высотах) и ограничения-

ми по абсолютным значениям токов, передаваемых через

коллекторные узлы и коммутаторы. Это заставило внедрить

на самолетах и вертолетах 60-х годов прошлого века системы

переменного тока.

В числе основных преимуществ бортовых систем пере-

менного тока можно отметить:

возможность перевода по мощности на питание пе-

ременным током более 85% бортовых потребителей;

легкость трансформации напряжений;

отсутствие коллекторных узлов в электромашинах;

меньшая масса генераторов и их больший КПД;

простота преобразования в постоянный ток.

К недостаткам систем переменного тока относятся:

необходимость создания приводов постоянной часто-

ты вращения генераторов;

153

сложность обеспечения параллельной работы генера-

торов;

невозможность использования в качестве аварийных

химических источников питания.

Возврат к системам постоянного тока повышенного на-

пряжения позволит существенно сократить массу, прежде

всего проводки (однопроводная вместо трехпроводной) и от-

казаться от приводов постоянной частоты вращения для гене-

раторов.

Признано, что постоянный ток предпочтительнее для ме-

ханизмов с большими пусковыми моментами и необходимо-

стью регулирования скорости, а также для цепей управления.

Теоретически повышенное напряжение приводит к почти

пропорциональному уменьшению массы электромашин и, как

следствие, к росту коэффициентов предельной силовой на-

пряженности.

В настоящее время признаны наиболее эффективными

следующие виды бортовых СЭС беспилотной авиационной

техники [3]:

системы постоянного тока с напряжением 250-270 В;

трехфазные системы переменного тока 120/208 В

(«звезда» с заземленной нейтралью) и частотой от 400 до

2000 Гц;

Рассмотрим перспективы развития гидравлических сис-

тем БВ [3].

В составе гидросистем (ГС) ЛА, как правило, выделяются

основные, специальные и аварийные системы [76]. Первые

обеспечивают работу большинства потребителей, а вторые и

третьи – действия отдельных потребителей по определенным

сигналам управления.

154

Любая ГС состоит из следующих элементов:

источники давления;

гидробаки и гидроаккумуляторы;

командные агрегаты, управляющие работой гидро-

приводов системы;

регулирующие агрегаты, поддерживающие требуе-

мые значения рабочего давления жидкости в ГС;

устройства, преобразующие давление потоков жид-

кости в механические перемещения исполнительных меха-

низмов.

Отметим, что в первой группе элементов применяются гид-

ронасосы переменной и постоянной производительности с при-

водом от силовой установки вертолета и от электродвигателей

постоянного или переменного тока. Основной рабочей жид-

костью, применяемой в отечественных ГС, является высоко-

эффективное с точки зрения применения масло АМГ-10 [76].

Главным путем улучшения массовых и объемных харак-

теристик гидромашин должен стать переход на повышенный

уровень рабочих давлений. Исследования показали, что суще-

ствуют оптимальные уровни рабочих давлений, при которых

минимизируются массы и объем агрегатов гидросистем. Эти

уровни для лучших конструкционных материалов лежат в

пределах 40-50 МПа (при минимизации массы) и 40-80 МПа

(при минимизации объемов). В связи с этим имеется возмож-

ность создания ряда новых типов гидроприводов, которые

могут превзойти наиболее распространенные типы линейного

возвратно-поступательного привода на базе гидроцилиндров

с учетом особенностей их компоновки [3].

155

Гидросистема БВ должна работать на переменном рабо-

чем давлении, соответствующем максимально потребному

для одного из входящих в нее гидроагрегатов.

Одним из направлений повышения эффективности ГС БВ

является применение микропроцессорного управления пер-

спективными электрогидроагрегатами, которое позволяет [3]:

заложить в память процессора требуемые зависимо-

сти типа «вход-выход» и осуществлять цифровое управление

агрегатом в соответствии с этими зависимостями;

перепрограммировать работу агрегата под новый тип БВ;

использовать процессор для индикации отказов, кон-

троля и проверок при техническом обслуживании системы.

Существующие гидроприводы могут работать в режимах

рекуперации энергии в гидрогазовых аккумуляторах при ос-

нащении их дополнительными устройствами управления.

Основными элементами СЭС и гидросистем БВ являются

силовые приводы управления их винтами и другими агрега-

тами. Понятие «привод» в самом общем представлении под-

разумевает совокупность технических устройств для переме-

щения какой-либо полезной нагрузки с помощью рабочего

тела, т.е. материальной среды, через которую осуществляется

передача движения [3].

В зависимости от вида рабочего тела различают следую-

щие типы приводов: электрические, газовые и гидравлические

приводы.

Обобщая опыт в области пилотируемой вертолетной тех-

ники, можно считать, что основным типом силовых систем

БВ нового поколения среднего и тяжелого класса будут гид-

равлические системы, которые конструктивно значительно

156

проще электромеханических. Гидропривод вне конкуренции

и по массовой отдаче, и по надежности.

Исключения составляют БВ сверхлегкого и легкого клас-

сов (твзл 150 кг), которые в настоящее время являются «чис-

то электрическими» (см. Разд. 2.3).

Рабочим телом газовых систем БВ является сжатый хо-

лодный или горячий газ. В первом случае при использовании

атмосферного воздуха имеем пневматическую систему БВ.

Отметим, что пневмосистема имеет состав, аналогичный

ГС [76]. Источником холодного сжатого воздуха в ней явля-

ется компрессор, работающий от двигателя БВ или баллон.

4.3. Основные потребители бортовой энергии

В системах управления БВ традиционно применяется осо-

бый класс приводов – следящие приводы, представляющие

собой системы автоматического регулирования с комплексом

обратных связей. Такой привод предназначен для преобразо-

вания маломощного сигнала в пропорциональное перемеще-

ние нагрузки с заданной мощностью, точностью и быстродей-

ствием. Структурные схемы и описания работы следящих

приводов беспилотной авиатехники приведены в работе [3].

По виду управляющего сигнала различают электромеха-

нические следящие приводы и электрогидравлические следя-

щие приводы с электрическим входным сигналом.

Первые из них являются в настоящее время основой так-

тических БВ ближнего действия, а вторые применяются на

оперативно-тактических БВ [34].

Отметим, что с целью экономии массы чаще применяют

электромеханические приводы, несмотря на их более низкие

характеристики по сравнению с электрогидравлическими уст-

ройствами [34].

157

В последние десятилетия существует тенденция более

широкого применения следящих гидроприводов с цифровым

управлением. Реализация полностью цифрового привода

принципиально невозможна, поскольку выходной параметр

(механическое перемещение выходного звена с нагрузкой)

всегда имеет аналоговую природу. При этом цифровые уст-

ройства могут широко использоваться при построении регу-

лятора, а также цепей обратной связи, включая применение

микропроцессорных устройств в самом следящем контуре и в

формировании управляющего сигнала.

Важным перспективным направлением в области разрабо-

ток новых типов приводов для БВ микро и мини класса [49]

является использование техники микроэлектромеханических

систем. Последние достижения в этой области привели к по-

явлению устройств, осуществляющих вращательные и линей-

ные перемещения, редукторов и целого ряда других электро-

механических устройств микрокласса с достаточно высокими

техническими характеристиками [3].

Оборудование перспективных БВ, несомненно, будет

включать в свой состав многие бортовые системы управле-

ния, сбора, передачи и обработки информации, строящиеся на

принципах микросистемной технологии. При этом особую

важность приобретают приводы микрокласса, являющиеся

основным энергетическим устройством малогабаритных БВ.

Для БВ других классов такие приводы применимы в системах

управления целевым оборудованием, например, видеокаме-

рами, датчиками обзора, передающими и другими микромо-

дулями.

В настоящее время известно более десяти типов микропри-

водов (электростатические, электромагнитные, термические,

158

пьезокерамические, электродинамические и др.). Большие

перспективы имеют электродинамические приводы [3, 83].

Последние представляют собой преобразователи, в кото-

рых наряду с магнитным полем проводников с током исполь-

зуется поле постоянных магнитов. Наличие постоянного запа-

са энергии в редкоземельных магнитах резко повышает КПД и

улучшает другие показатели преобразователя.

Электродинамические преобразователи можно разделить

на магнитоэлектрические, в которых рабочее движение на-

правлено перпендикулярно потоку, создаваемому постоян-

ным магнитом, и собственно электродинамические, в кото-

рых направления механического движения и магнитного по-

тока в рабочем зазоре приблизительно совпадают [3].

В этой работе приведены характеристики ряда электроди-

намических микроприводов, у которых габаритные размеры

лежат в интервале [0,1; 30] мм, масса – [0,4; 72,2] г и разви-

ваемая электромагнитная сила – от 0,7 Н до 3,8 Н.

4.4. Комплекс бортового радиоэлектронного


Известно, что бортовое радиоэлектронное оборудование

(БРЭО) является важнейшей частью любого современного

ЛА. Особую роль БРЭО играет в беспилотной авиационной

технике за счет ее «бесчеловечности». По оценкам специали-

стов российского концерна «Радиоэлектронные технологии»

стоимость БРЭО составляет от 30 до 70% стоимости совре-

менных БЛА в зависимости от их типа и назначения.

Общий состав БРЭО БВ представлен на Рис. 4.3.

Рассмотрим краткую характеристику отдельных систем

этого бортового комплекса.

159

Информационно-командная радиосистема.

Основной компонентой этой системы является радиока-

нал приема-передачи данных. Этот канал используется для

радиокомандного управления БВ и получения на МНПУ бор-

товой информации.

Основными характеристиками информационно-команд-

ного радиоканала (ИКРЛ) БВ являются: диапазон рабочих

частот, мощность передатчика и чувствительность приемни-

ка, виды сигналов, стабильность рабочих частот, дальность

связи и некоторые другие.

Структура бортовой части ИКРЛ приведена на Рис. 4.4.

Общие требования к радиоканалам связи с БЛА приведе-

ны в работе [15].

Наиболее эффективным способом увеличения дальности

действия ИКРЛ является применение автоматических актив-

ных ретрансляторов. Активный одноканальный ретрансля-

тор строится на базе двух радиостанций. Он принимает сиг-

налы на одной частоте и ретранслирует на другой.

Комплекс БРЭО БВ

Рад

ио

нав

ига

ци

он

ная

сист

ема

Ин

фор

мац

ион

но

-

ко

ман

дн

ая

рад

ио

сист

ема

Рад

ио

телем

етри

чес

кая

сист

ема

Рис. 4.3

Си

стем

а

оп

озн

аван

ия

Вы

чи

сли

тельн

ая

сист

ема

160

Рис. 4.4

При размещении БВ-ретранслятора (см. Разд. 6.6) между

наземным пунктом управления и низколетящим БВ дальность

связи с ним примерно в два раза больше, чем при подъеме

ретранслятора над пунктом управления [30].

Радионавигационные системы.

Основным компонентом этой системы является спутнико-

вая система навигации, предназначенная для выдачи радио-

сигналов с космических навигационных спутников на прием-

ники, находящиеся на борту БВ. Эти приемники при соответ-

ствующей обработке сигналов формируют навигационную

информацию (координаты и значения скорости по трем на-

правлениям) и сигналы точного времени. В настоящее время

в радионавигации используются две космические системы:

ГЛОНАСС (Россия) и GPS (США) [84].

Отметим, что приемники ГЛОНАСС и GPS выпускаются

в вариантах совместного использования сигналов от систем

обеих стран, что позволяет:

повысить достоверность и непрерывность навигаци-

онных определений;

Бортовой

комплекс 1

Бортовой

комплекс 2

Бортовой

комплекс 3

Блок

управ-

ления

связью

Блок

шифро-

вания/

дешиф-

рования

Приемо-

передат-

чик

ИКРЛ

Бортовой

комплекс N

……………………

161

избежать «мертвых зон» в сложных условиях пересе-

ченной местности, городских застроек, промышленных ин-

фраструктур и высоких широт.

Спутники системы GPS передают сигналы в диапазоне на

частотах 1575,42 и 1227,6 МГц. Отечественная система

ГЛОНАСС имеет частоты диапазонов L1 = 1,6 ГГц и L2 = 1,2 ГГц.

Для исключения (уменьшения) влияния помех и использова-

ния по назначению слабых сигналов спутников, в системе

GPS применяют несколько разновидностей так называемых

псевдослучайных кодов.

Для гражданских потребителей применяют С/А-код. Его

модулированная псевдослучайным шумом несущая частота

составляет 1,023 МГц.

При выполнении операций в части информационного

противодействия стремятся сделать системы ГЛОНАСС и

GPS закрытыми лишь в некоторых ограниченных районах

земного шара, в то же время предоставляя доступ пользовате-

лям к этим системам во всех остальных районах. Это может

быть доступно модификацией оборудования радиопередаю-

щих систем, с применением дополнительного кодирования

сигнала или созданием помех.

В работе [3] приведены следующие значения параметров

существующих приемников GPS/ГЛОНАСС:

1. Среднеквадратические погрешности навигационных опре-

делений:

– координат, м, не более

по системе ГЛОНАСС ……………........... 10

по системе GPS в условиях режима огра-

ниченного доступа (S/A) ………………...

50

совместно ………………………………… 10

в дифференциальном режиме …………... 2,5

162

– скорости, м/с, не более …………………….. 0,05

– времени, нс, не более ……………………….. 50

2. Массогабаритные характеристики:

габариты, мм ……………………………... 8018020

масса, кг, не более ……………………….. 0,2

Более подробно с радионавигационными системами БЛА

можно ознакомиться в работе [84].

На Рис. 4.5 представлены перспективы развития спутни-

ковой навигации и этапы ее развития, соответствующие ре-

жимам работы спутниковых навигационных систем (СНС).

Рассмотрим характеристики перспективного относитель-

ного режима работы СНС.

Относительный режим (ОР) является разновидностью

дифференциального режима. Этот режим объединяет в себе

четыре направления современного развития электронных

технологий (вычислители, сетевая связь, глобальная спутни-

ковая навигация, цифровая картография). Суть ОР состоит в

применении локальной радиосети с передачей координат и

«сырых» данных для взимоопределений положений и скоро-

Автономная навигация

Спутники

Станция Потребитель

Спутники

Потребитель

Дифференциальная автономная

навигация

Спутники



Относительная групповая навигация

Рис. 4.5

163

стей объектов с высокой точностью (1 м, 0,01 м/с). Точность

достигается за счет компенсации коррелированных ошибок.

В настоящее время бурно развивающийся ОР получил

собственную аббревиатуру RGPS. Достоинствами такого ре-

жима являются потенциально более высокая точность за счет

использования групповых данных, мобильность, унификация

аппаратуры СНС и передачи данных, множество применений,

возможность «управлять процессом» в отличие от дифферен-

циального режима. Другим крупным достоинством ОР явля-

ется его независимость от «селективного доступа», возврат к

которому в системе GPS может быть произведен США в лю-

бой момент по политическим или экономическим причинам.

Радиотелеметрическая система.

Эта система предназначена для передачи информации о

техническом состоянии БВ с помощью ИКРЛ.

Радиотелеметрическая (РТС) система должна допускать

передачу сигналов с разнообразными частотными спектрами.

Например, некоторые параметры БВ в процессе измерений

могут изменяться с различной скоростью, что требует для их

передачи различной ширины частотного спектра. По ширине

частотного спектра передаваемые сообщения разделяются на

медленно изменяющиеся со спектром, не превышающим еди-

ниц герц, и быстро изменяющиеся со спектром, достигающим

200-300 Гц и более.

Радиотелеметрические системы строятся обычно таким

образом, что телеметрируемый сигнал с источников инфор-

мации преобразуется в двоичный код с помощью аналого-

цифровых преобразователей. Этот код поступают на вход

РТС. В ряде же случаев преобразование непрерывного сигна-

164

ла в двоичный код происходит в приемной части РТС, распо-

ложенной на наземном пункте управления БВ.

Существующие РТС классифицируются по определенным

признакам, например по назначению, способам разделения

каналов, видам применяемой модуляции и методам регистра-

ции телеметрируемых величин.

Радиотелеметрические системы можно разделить на опе-

ративные и регистрационные. Системы оперативного типа

доставляют информацию об объекте, которая используется

для его управления. Решение задач управления БВ требует

знания двух видов величин. Первые представляют собой дан-

ные о положении и параметрах движения объекта, которые

доставляются системами траекторных измерений. Эти данные

получаются путем измерения соответствующих величин на

борту вертолета различными датчиками и передачи измерен-

ных данных на МНПУ радиотелеметрическими устройствами.

Оперативные системы могут также передавать данные о по-

ложении и движении объекта, измеренные какими-либо авто-

номными средствами непосредственно на борту.

В радиотелеметрической системе с временным разделени-

ем каналов (ВРК) передача информации по ее каналам проис-

ходит поочередно в относительно короткий временной интер-

вал. В результате передача радиосигналов осуществляется

дискретно в виде импульсов, модулированных передаваемым

сигналом по амплитуде, ширине или временному положению

(фазе).

В радиотелеметрических системах с комбинированной се-

лекцией могут быть использованы все описанные выше спо-

собы разделения каналов. Так, например, быстро изменяю-

щиеся величины выделяются в одну группу, а медленно из-

165

меняющиеся - в другую. Непрерывные, разовые и многократ-

ные сигналы также подразделяются на группы. Важным при-

знаком, по которому часто группируются передаваемые сиг-

налы, может быть точность телеизмерений.

Необходимое число каналов РТС в зависимости от задач,

для решения которых она предназначена, может доходить до

50 и более. По способам разделения каналов многоканальные

радиотелеметрические системы делятся на системы с час-

тотным разделением каналов, системы с временным разделе-

нием каналов, системы с кодовым разделением каналов и сис-

темы с комбинированным разделением каналов. Принципы

построения, состав, схемы шифраторов и дешифраторов, а

также особенности радиопередающих и радиоприемных уст-

ройств многоканальных РТС и радиолиний для передачи ко-

манд в системах радиокомандного управления имеют много

общего.

Отметим, что к настоящему времени имеется положи-

тельный опыт применения на отечественных БЛА радиотеле-

метрических систем типа «Орбита».

Система опознавания.

Данная компонента комплекса БРЭО БВ предназначена

для обозначения принадлежности типа «свой» и определения

(идентификации) «чужих» объектов при решении вертолетом

военных задач.

Традиционно зарубежные и отечественные системы гос-

опознавания (СГО) строятся на принципах, методах и средст-

вах вторичной радиолокации как запрос-ответные системы

(ЗОС) [32]. В таких системах используются наземные (над-

водные) и самолетные (вертолетные) радиолокационные за-

просчики (НРЗ, СРЗ, ВРЗ) и радиолокационные ответчики

166

(НРО, СРО, ВРО), которые в СГО работают в следующих ли-

ниях обмена информацией [85]:

1. «Воздух-воздух» (ЛА – ЛА).

2. «Воздух-поверхность» (ЛА – наземный объект, корабль).

3. «Поверхность-воздух» (наземный объект, корабль – ЛА).

4. «Поверхность-поверхность» (наземный объект, корабль

– наземный объект, корабль).

При этом запросчики посылают в эфир специальным об-

разом закодированные сигналы, которые принимаются ответ-

чиками системы. После их декодирования формируются от-

ветные сообщения, передаваемые запросчикам. Если при их

декодировании в аппаратуре последних выполняются задан-

ные условия, то считается, что ответчик установлен на «сво-

ем» объекте. В противном случае опознаваемый объект отно-

сится к категории «чужой» или «неизвестный».

На Рис. 4.6 представлена схема опознавания воздушных и

наземных объектов, осуществляемого БВ в процессе проведе-

ния им боевых операций.

Здесь представлена ситуация, когда БВ должен опознать

обнаруженный объект, оснащенный НРО. Вместе с тем на-

земные (НРО) и воздушные (ВРО, СРО) средства проводят

опознавание принадлежности самого БВ.

БВ

ВРЗ ВРО

Вертолет

ВРЗ ВРО

Самолет

СРЗ СРО

запрос

ответ

запрос

ответ

НРО НРО

запрос запрос ответ

ответ

Рис. 4.6

167

Вычислительная система (ВС).

Эта бортовая система является обязательной компонентой

всех видов современной беспилотной авиационной техники.

В зависимости от вида и класса БВ такая система реализуется

в следующих вариантах ее архитектуры:

1. Централизованная структура ВС с одним мощным вы-

числителем, связанным со всей бортовой аппаратурой.

2. Децентрализованная структура ВС с совокупностью

вычислителей, каждый из которых связан с определенной ча-

стью бортовой аппаратуры БВ.

3. Локальная бортовая вычислительная сеть БВ, охваты-

вающая определенные части бортовых систем вертолета.

Перечень отечественных вычислительных систем и состав

бортового оборудования, предназначенного для установки на

перспективных образцах вертолетной техники, приведен в

работе [86].

В статье [88] указывается, что перспективным направле-

нием развития ВС является интегрированный вариант их ар-

хитектуры. При этом достигается снижение массогабаритных

характеристик БРЭО на 40%, его стоимость снижается на 30%

и длина электропроводки сокращается на 30-35%.

В заключение раздела отметим, что комплексы БРЭО бес-

пилотной вертолетной техники должны быть, следуя работе

[88], выполнены с использованием концепции открытой ар-

хитектуры, которая позволит создавать различные конфигу-

рации комплексов по модульному принципу с учетом задач,

решаемых каждым образцом разрабатываемых вертолетов.

Для организации эффективной работы перспективных вычис-

лительных систем БВ должны быть использованы операци-

онные системы реального времени типа Free RTOS, MAVLink

и Lynx OS [34].

168

4.5. Комплекс управления полетом и

бортовым оборудованием беспилотного вертолета

Принципиальной особенностью современных БЛА, и в

том числе БВ, является возможность гибкого управления по-

летом и выполнением целевых задач на всех этапах их непо-

средственного функционирования [3]. В системах управления

БВ наряду со средствами программного управления исполь-

зуются и методы радиокомандного управления. Такое управ-

ление производится оператором управления МНПУ по ин-

формации, передаваемой с борта БВ. Для увеличения дально-

сти дистанционного управления могут использоваться

БВ-ретрансляторы.

Рассмотрим типовые этапы применения БВ и задачи

функционирования его бортовых систем. Эти этапы пред-

ставлены на Рис. 4.7.

После вертикального взлета БВ выводится на траекторию

программного полета по маршруту в рабочую зону непосред-

ственного решения целевой задачи. При полете по маршруту

используются бортовые навигационные средства и системы,

обеспечивающие необходимую точность вывода БВ в задан-

ную зону.

В зависимости от тактической обстановки полет БВ на

разных этапах маршрута может проходить на различной вы-

МНПУ

взлет/посадка

БВ

маршрут

рабочая зона

Рис. 4.7

169

соте. Как правило, он выполняется по программе, учитываю-

щей несколько промежуточных пунктов маршрута (ППМ).

На отдельных участках маршрута для коррекции траекто-

рии полета БВ или ведения попутной разведки могут исполь-

зоваться бортовые оптико-электронные (ОЭС) и радиолока-

ционные (РЛС) системы. Сигналы от этих устройств переда-

ются на МНПУ БВ. Оператор управления на основе этой ин-

формации может произвести коррекцию траектории полета

БВ, изменить маршрут или характер выполняемой задачи.

Для контроля состояния агрегатов и систем, а также парамет-

ров траектории полета используется телеметрическая инфор-

мация, передаваемая по ИКРЛ. Сигналы, передаваемые по

этому каналу от силовой установки, бортовых систем и аппа-

ратуры, поступают на МНПУ БВ в систему отображения ин-

формации его персонала.

При входе БВ в зону выполнения целевой задачи по ко-

манде операторов целевой нагрузки МНПУ включается бор-

товая аппаратура, предназначенная для решения этой задачи

(ОЭС, РЛС, аппаратура противодействия, имитаторы ВЦ,

оружие и др.). Информация от этих систем также передается

на МНПУ, обрабатывается и документируется его вычисли-

тельными средствами. Операторы МНПУ БВ контролируют

выполнение бортовыми системами целевых задач или непо-

средственно участвуют в их решении.

После решения запланированных задач в рабочей зоне

вертолет программно или дистанционно переводится на тра-

екторию обратного маршрута (см. Рис. 4.7).

Конечным пунктом маршрута является заданная точка в

районе посадки, которая обычно является точкой его старта.

170

Функционирование БВ и его систем на обратном маршру-

те аналогично его функционированию при полете в зону вы-

полнения целевой задачи. При вхождении БВ в финишную

зону включаются системы обеспечения посадки.

Посадка может выполняться как программно при вхожде-

нии БВ в зону посадки, так и по соответствующим командам

с МНПУ БВ или носимого пульта управления БВ. Этап по-

садки является завершающим этапом процесса непосредст-

венного функционирования бортовых систем БВ. После его

посадки определяется техническое состояние БВ. По резуль-

татам оценки этого состояния вертолет либо подготавливает-

ся к повторному применению, либо производится его ремонт

специалистами МРТО БВК.

Таким образом, функционирование БВ на всех этапах

применения является сложным процессом, требующим ис-

пользования специальных технических и программных

средств (систем), объединенных в бортовой комплекс управ-

ления полетом и оборудованием БВ.

Впервые термин «бортовой комплекс управления (БКУ)»

применительно к БЛА был введен в работе [34]. В ней было

предложено выделить в БКУ три основные подсистемы: из-

мерительную, вычислительную и исполнительную, архитек-

туры которых существенно отличаются для тактических, опе-

ративных и стратегических БЛА.

Несмотря на разнообразие средств и систем, обеспечи-

вающих управление БВ на различных этапах полета и входя-

щих в комплекс управления, все они служат для решения

единой задачи, составляющей многомерный процесс оцени-

вания и управления. В ходе решения этой задачи происходит,

во-первых, измерение, оценка и контроль параметров траек-

171

тории, бортовых систем и тактической ситуации и, во-вторых,

собственно управление полетом, а также системами и средст-

вами БВ, производимое по результатам оценки и контроля

указанных параметров. Оценка, контроль и управление осу-

ществляются либо автоматически, либо непосредственно пер-

соналом МНПУ. Работа комплекса управления БВ схематиче-

ски представлена на Рис. 4.8.

При полете БВ по маршруту основной функциональной

задачей, которую выполняет комплекс управления, является

задача его навигации. Аппаратурная реализация навигацион-

ной системы зависит от задач, решаемых БВ и его допусти-

мых массогабаритных характеристик. В частности, могут ис-

пользоваться инерциальные навигационные системы (ИНС),

определяющие координаты БВ на основе интегрирования па-

раметров движения и спутниковые навигационные системы

(СНС).

Измеренные навигационные параметры сравниваются с

данными применяемой программы полета БВ. По результатам

этого сравнения вырабатываются команды управления как

непосредственно на его борту, так и на МНПУ. В последнем

случае навигационные параметры БВ либо передаются с бор-

та на пункт управления, либо получаются непосредственно на

пункте управления, например, с помощью радиолокационных

Телеметрический канал

контроля борта

Система

отображения


Операторы

МНПУ

Состояние

БВ и его

систем

Канал


Рис. 4.8

172

или радиодальномерных навигационных систем, входящих в

состав этого пункта. Программа полета БВ для применяемого

варианта навигационной системы находится на наземный

пункте управления, где производится сравнение ее фактиче-

ских параметров с измеренными навигационными данными и

вырабатываются команды управления, передаваемые затем на

борт БВ с помощью ИКРЛ.

Процесс коррекции траектории полета в некоторых вариан-

тах может выполняться вручную непосредственно оператором

управления по информации от бортовых датчиков, передавае-

мой на пункт управления. Такой вариант коррекции целесооб-

разно применять в наиболее простых системах управления БВ

с ограниченным использованием средств автоматизации.

Рассмотрим этап функционирования комплекса управле-

ния в зоне выполнения целевой задачи. При вхождении БВ в

эту зону по команде, передаваемой с МНПУ БВ, включается

соответствующее целевое оборудование. В зависимости от

его вида функционирование комплекса управления БВ суще-

ственно различается. Например, информационный БВ ведет

воздушную разведку, передавая информацию от ОЭС и/или

РЛС по информационному каналу на наземный пункт управ-

ления. При этом полет БВ, как правило, происходит в автома-

тическом режиме. Однако при поступлении дополнительной

информации оператор управления БВ может либо изменить

траекторию полета в рабочей зоне, либо по соответствующей

программе изменить рабочую зону, переведя БВ на выполне-

ние задачи в другую зону.

При управлении БВ в рабочей зоне на поле боя операторы

целевой нагрузки МНПУ БВ активно используют находящие-

ся на его борту информационные средства с целью обеспече-

173

ния эффективного распознавания наблюдаемых объектов и

определения их состояния. При этом производится радиоко-

мандное управление оптической осью визиров оптико-

электронной аппаратуры, фокусным расстоянием объективов

и, при необходимости, и траекторией полета БВ. Отметим,

что при обнаружении целей должны активно применяться

средства их опознавания.

При выполнении БВ задачи корректирования артиллерий-

ского огня [29, 31] изображение района цели, получаемое с

помощью бортовой ОЭС передается на наземный пункт

управления оператору целевой нагрузки. По этому изображе-

нию производится измерение характеристик вектора «цель-

точка разрыва» и результаты передаются на артиллерийскую

позицию для корректировки последующего выстрела.

Рассмотрим общий состав и требования к современным

системам управления беспилотным вертолетом.

Традиционно реализацией такой системы является ком-

плекс бортового оборудования, содержащий систему датчи-

ков параметров полета, системы навигации и радиосвязи, че-

тырехканальный автопилот, имеющий последовательные ру-

левые машины с ограниченным ходом [3].

Одним из перспективных направлений является примене-

ние комплексной интегрированной системы управления поле-

том, двигателями силовой установки и оборудованием верто-

лета [86].

Автоматизация управления полетом, увеличение скорости

и расширение условий применения беспилотных вертолетов

требуют разработки комплексных информационно-управля-

ющих систем нового поколения, к важнейшим функциям ко-

торых можно отнести:

174

улучшение характеристик устойчивости и управляе-

мости в интеграции с подсистемой автоматического управле-

ния двигателями БВ, обеспечивающее значительное снижение

загруженности оператора управления МНПУ БВ процессами

ручного пилотирования на всех режимах полета вертолета;

автоматизированное управление скоростью полета,

включающее управление силовой установкой и несущей сис-

темой вертолета;

предотвращение выхода параметров полета БВ за

эксплуатационные ограничения;

приведение вертолета из сложного пространственно-

го положения в режим горизонтального полета;

управление на режимах маловысотного полета с об-

летом наземных препятствий.

Примером одной из таких систем является интегрирован-

ная система управления, которая используется для установки

на перспективных БВ весом до 50 кг и имеет следующие ос-

новные функции и особенности:

автоматическое управление вертолетом, включающее

в себя:

управление исполнительными механизмами;

управление двигателем;

полуавтоматическое управление БВ с его автомати-

ческой стабилизацией;

ручное управление вертолетом через основной канал

связи с частотой 928 МГц, осуществляемое с АРМ оператора

управления МНПУ и с носимого пульта радиоуправления, че-

рез наземный модем по каналу с частотой 2,4 ГГц;

управление вертолетом в аварийном режиме;

управление и контроль состояния целевой нагрузки;

175

прием и передача информации между МНПУ и БВ на

расстояние до 100 км;

инерциальное счисление координат БВ (расчет теку-

щего положения) при потере сигнала от СНС GPS/ГЛОНАС;

управление бортовым питанием, решающее следую-

щие задачи:

стабилизация питания;

преобразование;

распределение, в том числе режиме аварийного

электроснабжения;

мониторинг параметров бортового питания.

использование телеметрических данных, позволяю-

щих в режиме реального времени контролировать состояние

всех систем БВ, параметры его движения, метеоусловия и др.;

Рассмотрим общую структуру комплекса управления по-

летом и бортовым оборудованием БВ, который включает в

себя все отмеченные выше подсистемы БКУ [34].

Одним из принципов создания многоцелевых перспектив-

ных вертолетов является модульность их бортовых систем

[50, 86].

Из требования применения модульности бортового обо-

рудования вертолета следует, что комплексная система

управления БВ должна быть цифровой системой (комплек-

сом). На Рис. 4.9 представлен один из возможных вариантов

функциональной схемы такого комплекса.


БУЭО, БУ ОЭС, БУ РЭО, БУ ЦО – блоки управления энерге-

тическим, оптико- и радиоэлектронным и целевым оборудо-

ванием. Системы СБИ и СППК означают системы бортовых

измерений и предполетного контроля.

И н т е р фе й с н ый б ло к

Система

воздушных

сигналов

Коммутатор

, ,

wx,wy,wz


x

z

y

ДУС

ДУС

ДУС

Радиовысотомер

АЦП

АЦП

АЦП h

Вычислительный

комплекс


x, y, z

vx,vy,vz

Приемник

системы

спутниковой

навигации

Приемник

ИКРЛ

Передатчик ИКРЛ

Сигналы управления

бортовым оборудованием Программы и команды

управления БВ

Информация

оператору

ЦАП

ЦАП

ЦАП

ЦАП Исп

олн

ите

льн

ые

мех

ани

змы

нв

рв

ст

𝑛

Рис. 4.9

СБИ СППК БУ ЦО БУ РЭО БУ ОЭС БУЭО

176

177

Центральное место в системе управления занимает вы-

числительный комплекс, который реализует все алгоритмы

управления полетом БВ и его оборудованием. Для получения

первичной информации используется набор соответствующих

устройств: система воздушных сигналов (СВС [113]), бес-

платформенная инерциальная система (БИНС [86]), датчики

угловых скоростей (ДУС), радиовысотомер, приемники сиг-

налов системы спутниковой навигации и ИКРЛ.

Сигналы с этих устройств после коммутации и аналого-

цифрового преобразования (АЦП) непосредственно поступают

в вычислительный комплекс, который связан также с сигнала-

ми и командами управления, которые формирует оператор

управления МНПУ БВ.

Информация о функционировании комплекса управления

поступает этому оператору и далее по ИКРЛ передается на

борт БВ. Управляющие и стабилизирующие воздействия, вы-

работанные соответствующими программами в вычислитель-

ном комплексе, выдаются на исполнительные механизмы БВ

через цифроаналоговые преобразователи (ЦАП). В процессе

выполнения полетного задания вычислительный комплекс

через интерфейсный блок обменивается информацией с аппа-

ратурой управления энергетическим оборудованием, ОЭС,

БРЭО и целевой нагрузки.

В частности, при управлении БРЭО производится цифро-

вой выбор частот и режимов его работы.

При управлении целевым оборудованием боевых БВ реа-

лизуется выбор вида оружия и моменты времени их примене-

ния, осуществляемый оператором целевой нагрузки МНПУ БВ.

На Рис. 4.9 представлен вариант функциональной схемы

системы, включающей единый вычислительный комплекс,

178

который соответствует классической централизованной

структуре управления. Применение подобной схемы не всегда

оправдано с точки зрения массогабаритных характеристик,

энергопотребления, живучести и возможности наращивания

вычислительных ресурсов при модернизации. С этой точки

зрения более эффективным является применение распреде-

ленных вычислительных комплексов в виде децентрализо-

ванной структуры, в которых решаемые системой задачи раз-

биваются на ряд независимых или слабо зависимых подзадач.

Эти подзадачи решают вычислители, расположенные в мес-

тах получения подлежащей обработке информации. Отметим,

что алгоритмы управления полетом и оборудованием БВ ре-

комендуется подразделять на относительно независимые бло-

ки [3]. Такой подход позволяет выполнять один или несколь-

ко блоков алгоритма управления на отдельном вычислителе в

рамках распределенной вычислительной системы с минималь-

ным объемом передаваемых данных. В этом случае структура

распределенной вычислительной системы будет определяться

структурой применяемых алгоритмов управления.

Для сопряжения вычислителей и применяемого оборудо-

вания (СВС, БИНС, датчики, исполнительные механизмы и

др.) может использоваться мультиплексный канал информа-

ционного обмена (МКИО). Такой подход позволит создавать

модульные системы управления, пригодные для БВ различно-

го назначения.

Одной из особенностей алгоритмов управления БВ явля-

ется тот факт, что задание траектории их движения не имеет

жесткой привязки к текущему времени. Поэтому процесс

управления устойчив к однократным сбоям при вычислениях

179

и не требует введения временно й или программной избыточ-

ности.

В зависимости от решаемых задач и массы БВ могут быть

выбраны различные бортовые устройства, представленные на

Рис. 4.9. Для БВ массой более 200 кг могут быть применены

устройства, используемые для пилотируемых вертолетов. Для

БВ меньшей массы применяется специально созданная аппа-

ратура.

Отметим, что комплекс управления сопрягается через ин-

терфейсный блок с системой бортовых измерений (СБИ) на

базе радиотелеметрической системы (РТС) типа «Орбита».

В рассматриваемом комплексе при управлении полетом

БВ его вычислительный комплекс решает как задачи про-

граммного управления при движении по требуемой траекто-

рии, так и формирования управляющих воздействий, обеспе-

чивающих стабилизацию полетов по таким траекториям.

На Рис. 4.10 приведены программные и фактические тра-

ектории движения БВ.

Представленные на этом рисунке отклонения фактических

от запрограммированных траекторий при продольном движе-

нии БВ (см. Рис. 4.10,а) и висении в точке с координатами

(xв,ув,zв) (см. Рис. 4.10,б) вызваны всевозможными возмуще-

ниями, например, порывами ветра, изменением балансировки

при маневрах и др. Ликвидация таких отклонений является в

настоящее время основной функцией классических вертолет-

ных автопилотов [43, 87]. Такие автопилоты (АП) обеспечи-

вают решения следующих задач:

стабилизацию углового положения вертолета в про-

странстве по углам тангажа ϑ, крена и рыскания ;

180

стабилизацию высоты его горизонтального полета и

висения;

возможность выполнения необходимых маневров при

включенных режимах стабилизации параметров полета.

В работе [43] отмечается, что благодаря АП неустойчивый

вертолет превращается в устойчивый объект управления.

Оригинальный автопилот описан в работе [12]. Он содер-

жит два контура стабилизации объекта по координатам x, y, z

вертолета и классический контур по углам , и .

В предлагаемом комплексе управления, представленном

на Рис. 4.9, предполагается, что все функции АП реализуются

в цифровом виде, т.е. программно в его вычислительной сис-

теме. Это позволит использовать более сложные и эффектив-

ные законы стабилизации БВ, что является особенно важным

при использовании нелинейных траекторий его полета.

В заключение главы отметим, что при проектировании

БВ, в частности при выборе конкретного варианта состава

бортового оборудования, необходимо руководствоваться сле-

дующими требованиями:

минимальная стоимость компонент оборудования;

V

БВ

Программная

траектория

Фактическая


у

х а

БВ

Фактическая

траектория у

yв

хв х z

zв

б

Рис. 4.10

181

минимальные массогабаритные и потребные энерге-

тические характеристики бортовой аппаратуры;

минимальная трудоемкость технического обслужива-

ния бортовых систем при эксплуатации БВ;

максимальный уровень надежности комплекса борто-

вого оборудования, оцениваемый наибольшим значением его

коэффициента готовности.

182

Глава 5. КОМПЛЕКСЫ ЦЕЛЕВОГО ОБОРУДОВАНИЯ


Данный вид бортовых комплексов определяют назначение

БВ и решаемые ими военные и гражданские задачи.

В настоящее время в беспилотной авиационной технике

используется значительное многообразие различных видов

устройств и аппаратуры, которые объединяются понятиями

«полезная нагрузка», «целевая нагрузка» и др.

Под целевым оборудованием (ЦО) БВ будем понимать

его бортовое оборудование, предназначенное для эффектив-

ного решения задач проводимых операций.

Отметим, что в перспективе при изменении задач опера-

ции состав выполненного в модульном исполнении ЦО кон-

кретного БВ может изменяться. Заметим также, что в сущест-

вующей литературе отсутствует четкая общепринятая клас-

сификация и описание работы этой главной компоненты бес-

пилотной авиационной техники.

Состав комплексов ЦО основных видов БВ представлен

на Рис. 5.1.

5.1. Бортовые оптико-электронные системы

Эти системы, работающие в видимом и инфракрасном

(ИК) диапазоне, должны обеспечивать в дневных и ночных

условиях полетов БВ поиск и обнаружение наземных (надвод-

ных) и воздушных целей с передачей данных на МНПУ БВ.

Современные бортовые ОЭС в беспилотной авиационной

технике реализуются в двух вариантах:

системы переднего обзора;

системы кругового обзора.

183

Первый вид ОЭС предназначен для решения отмеченных

выше задач в передней полусфере вертолета, а второй – в его

нижней полусфере, который кроме задач разведки и наблю-

дения может быть использован для защиты БВ от внешних

угроз.

Типоваая структура ОЭС, приведенная на Рис. 5.2, вклю-

чает в себя устройства приема оптических сигналов, преобра-

Комплексы целевого оборудования БВ

Информационные БВ Имитационные БВ Боевые БВ

Оптико-

электронные

системы (ОЭС)

Радио-

локационные

системы (РЛС)

Системы радио-

технической

разведки (РТР)

Системы радио-

и оптико-элек-

тронного проти-

водействия

(РЭОП)

Ретрансляторы

радиосигналов

Имитаторы

воздушных

целей

Аппаратура

измерения

промахов


для летных

испытаний

новых и

модифицируе-

мых изделий

Аппаратура об-

наружения и

сопровождения

целей

(ОЭС, РЛС)

Артиллерий-

ское

вооружение

Пулеметное


Бомбовое


Ракетное


Рис. 5.1

184

зователи оптических сигналов в электрические, устройства

обработки электрических сигналов с последующей передачей

на МНПУ с помощью ИКРЛ.

Кроме этого ИКРЛ непосредственно используется соот-

ветствующим оператором целевой нагрузки МНПУ для

управления бортовой ОЭС.

В отличие от существующих ОЭС БЛА [2, 3] в предлагае-

мый состав типовой системы включен лазерно-локационный

(ЛЛ) канал [89] для обеспечения полетов БВ на низких высо-

тах и лазерный целеуказатель-дальномер (ЛЦД) для опреде-

ления координат и «подсветки» обнаруженных целей при ис-

пользовании высокоточного оружия [31].

В современных ОЭС применяются телевизионные каме-

ры, работающие при низкой освещенности (системы низко-

уровневого телевидения) и инфракрасные системы.

Системы низкоуровневого телевидения работают по от-

раженному от целей и различных объектов излучению (звезд,

луны и других естественных источников) обычно в диапазоне

длин волн, незначительно отличающихся от видимых глазом.

Устройство

обработки


и управления

ИКРЛ ИК-канал

ТВ-канал

ЛЛ-канал

ЛЦД

Рис. 5.2

Гиростабилизированная

платформа

Уст

ро

йст

ва

пр

ием

а

оп

тич

ески

х

сигн

алов

185

Инфракрасные системы чувствительны к собственному излу-

чению целей и других объектов, являющемуся следствием их

естественного или искусственного нагревания [3].

Эффективность визуализации объектов определяется ха-

рактеристиками технических устройств и параметрами со-

стояния среды. Основные технические характеристики ТВ-

систем связывают с параметрами преобразователей «свет-

сигнал», в числе которых разрешающая способность, чувст-

вительность, инерционность, стойкость к световым перегруз-

кам, механическая прочность [3].

Разрешающая способность характеризуется четкостью

изображения и выражается числом различимых по экрану те-

левизионных линий на тест-таблице, приходящихся на высоту

растра и ориентированных перпендикулярно строчкам.

Чувствительность определяется минимальным уровнем

освещенности, при котором система будет обеспечивать не-

прерывное получение полезной информации.

Инерционность проявляется как «смаз» или помутнение

ТВ-изображения, которое возникает при перемещении объек-

та поперек поля зрения.

Стойкость к световым перегрузкам характеризуется до-

пустимым диапазоном освещенности цели.

Важную роль при обнаружении и визуальном опознава-

нии цели играет оптический блок системы. При конструиро-

вании этого блока должна быть обеспечена максимальная ос-

вещенность приемника света, которая будет тем больше, чем

меньше отношение фокусного расстояния к диаметру входно-

го зрачка объектива. С другой стороны, чем больше это соот-

ношение, тем достигается более высокая угловая разрешаю-

щая способность системы. Кроме этих противоречивых тре-

186

бований, необходимо учитывать ограничения по размерам,

массе и стоимости системы. Фокусное расстояние f и пара-

метр рабочего участка фотоприемника хс связаны с угловым

размером поля зрения известным соотношением [3]:

)2/(tg2

cxf . (5.1.1)

Для предварительных расчетов достаточно убедиться, как

много линий сканирования формирует ТВ-изображение цели.

Результаты испытаний, во время которых наблюдатели долж-

ны были опознать различные цели, выдаваемые на ТВ-

индикатор, могут служить руководством для определения со-

отношения между сложностью задачи распознавания и чис-

лом линий сканирования, формирующих изображение цели.

Результаты испытаний приведены в Табл. 5.1 [3].

Таблица 5.1

Название задачи,

решаемой оператором

целевого

оборудования

Примеры решаемых

задач

Минимальное число

ТВ-линий

на изображении цели

Обнаружение Есть ли какая-либо

цель? 2-4

Опознавание

Грузовой или легко-

вой автомобиль? 6-8

Командный пункт

управления или

МРТО?

10-12

При выборе системы необходимо задать типы целей и

дальности, на которых они должны быть обнаружены и опо-

знаны. Число п линий сканирования, формирующих изобра-

жение цели, определяется формулой:

Rx

fNxn

с

ц , (5.1.2)

187

где хц – высота цели, м; f – фокусное расстояние объектива,

удовлетворяющее приведенным выше требованиям (мм);

N – общее число линий сканирования, ориентированных пер-

пендикулярно высоте цели (обычно 500); хс – параметр фото-

приемника, соответствующий N линиям сканирования (мм);

R – расстояние до цели (м).

При опознавании освещенность на фотоприемнике

ТВ-канала должна быть на уровне, который определяется по

формуле:

2)/(4 Df

LnTE R , (5.1.3)

где Е – освещенность (лк); TR – коэффициент пропускания оп-

тической системы с учетом остекления обтекателя; L – яркость

изображения (кд/м2); (f / D) – характеристика оптической сис-

темы (отношение фокусного расстояния к диаметру зрачка).

Приведенные выше формулы относятся к телевизионным

считывающим трубкам типа «видикон». С незначительной

разницей они могут быть применены и к ТВ-приемникам на

основе приборов с зарядовой связью, которые в последнее

время находят все более широкое применение, благодаря вы-

сокой чувствительности мозаичных решеток, содержащих бо-

лее 106 элементов разложения.

В ИК-системах в качестве преобразователей «свет-сигнал»

применяют мозаичные детекторы ИК-излучения со сложными

оптико-механическими устройствами сканирования или бы-

стродействующими электронными системами сканирования.

Например, система IRIS (Франция) с элементами разло-

жения (576768) пикселей обладает высокой разрешающей

способностью и может обнаруживать истребитель на дально-

сти 26 км и отдельного солдата на дальности 13 км. Даль-

188

ность опознавания самолета и солдата составляет 14 и 5 км

соответственно.

Анализ существующей малогабаритной аппаратуры на-

блюдения ИК-диапазона показывает, что различия между

приборами в основном относятся к функциональным возмож-

ностям программного обеспечения и конструктивным реше-

ниям. Наилучшие массогабаритные характеристики имеют

приборы (аппаратура) ИК-диапазона, построенные на микро-

болическом матричном приемнике. Такие приборы имеют по-

роговую чувствительность от 0,05 до 0,1С в зависимости от

относительного отверстия объектива и применяемых спосо-

бов улучшения изображения. Аппаратура ИК-диапазона, по-

строенная на микроболическом матричном приемнике, обес-

печивает обнаружение человека на расстоянии около 200 м

при поле зрения 4535 и формате матрицы 320240. Пара-

метры этих приборов характеризуются следующими значения-

ми: масса 0,2-1,0 кг, рабочий диапазон окружающей среды от

–40 до +60С, разрешающая способность около 600 элементов

на строку; обеспечение дальности наблюдения от 0,5 до 500 м.

Разнообразие тактических условий и задач по обнаруже-

нию и оптическому опознаванию различных объектов на зем-

ле (воде) с воздушных носителей выдвинуло в число наиваж-

нейших задачу комплексирования целевого оборудования в

многофункциональную систему.

В качестве примера такой комплексной (интегрирован-

ной) системы можно указать ОЭС WESCAM MX-15 (Канада),

которая обеспечивает поиск и визуальное опознавание целей

в видимом и ИК-диапазоне и выдает изображение с высоким

разрешением. Многофункциональность системы достигается

189

применением пяти типов устройств, смонтированных на ги-

ростабилизированной платформе, в состав которой входят:

1. Трехпозиционная обзорная ИК-камера со следующими

характеристиками:

разрешающая способность (640480), (320240),

(384288) пикселей;

поле зрения от 31,7 до 0,43.

2. Цветная дневная фотокамера с варифокальным объек-

тивом, имеющая разрешающую способность 800 TВ-линий и

поле зрения от 27,4 до 1,4.

3. Телевизионная камера с разрешающей способностью

800 TВ-линий и полем зрения 0,27.

4. Лазерный дальномер со следующими характеристиками:

длина волны 1,5 мкм;

дальность действия 10 км (предельная – 20 км);

разрешение по дальности 5 м.

5. Лазерный целеуказатель со следующими характеристи-

ками:

длина волны 0,86 мкм;

мощность более 0,80 Вт.

Система состоит из бортовой и наземной частей, обмен

сигналами между которыми обеспечивается радиолинией.

Бортовая часть имеет следующие характеристики:

масса 42,7 кг;

габариты 37,447 см;

потребляемая мощность 320 Вт (max 700 Вт);

скорость слежения 0-60/с;

диапазон углов поворота платформы:

в горизонтальной плоскости 360;

190

в вертикальной плоскости +90…–120

Данная ОЭС в соответствии со своими массогабаритами и

энергетическими характеристиками предназначена для ис-

пользования в БЛА среднего и тяжелого классов.

Характеристики одной из отечественных оптико-элек-

тронных систем для беспилотных летательных аппаратов


Таблица 5.2

Телевизионный (ТВ) канал

Тип – 1/4, ПЗС;

Поле зрения – от 57,0° 46,0° до 1,7° 1,3°; Цифровое увеличение – 12 крат; Дальность обнаружения человека

(1,8 м 0,5 м) – 3000 м; Выходной видеосигнал – PAL.

Тепловизионный (ИК) канал

Детектор – неохлаждаемый микроболометр; Спектральный диапазон – 8-12 мкм;

Поле зрения – 12,0° 9,0°; Температурное разрешение – 50мК; Цифровое увеличение – 2 и 4 крата; Дальность обнаружения автомобиля

(2,3 м 2,3м) – 3000 м; выходной видеосигнал – PAL.

Лазерный дальномер Диапазон измерения дальностей – от 50 м до 3000 м; Точность измерения дальности – ±2 м.

Гиростабилизирован-ная платформа

Углы поворота: – по оси горизонтального направления (ГН)

без ограничения; – по оси вертикального направления (ВН) –

от –130° до +20°; Угловая скорость поворота линии визирова-ния по осям ГН и ВН – 100 град/с; Угловое ускорение линии визирования по осям ГН и ВН – 90 град/с

2.

191

Общие параметры Напряжение питания – 27 В постоянного тока Потребляемая мощность:

– средняя – не более 50 Вт (ток потребления 2.0А);

– пиковая – не более 100 Вт (ток потребления 4А , 40 мс). Рабочая температура –30°- +45°С Интерфейс управления – RS 422

Размер – Ø300мм 400 мм Масса – 20 кг

Вертолетные системы наблюдения и разведки [90] могут

быть установлены на БВ в следующих местах:

в передней турели вертолета;

снаружи непосредственно на его корпусе;

над несущим винтом;

сбоку на левом или правом борту.

Согласно этой работе в состав ОЭС могут входить: тепло-

визионная система, дневная телевизионная (ТВ) система, низ-

коуровневая ТВ-система для работы при низких уровнях ос-

вещенности – в сумерках и ночью, лазерный целеуказатель-

дальномер, а также радиолокационная станция, которые

функционально и конструктивно связанные с устройством

гиростабилизации.

Обилие разнородных каналов, входящих в систему, обу-

словлено многообразием задач, решаемых с ее помощью, а

также несовершенством каждого канала в отдельности. Это

вынуждает объединять их так, чтобы недостатки одного кана-

ла компенсировались бы достоинствами другого. Отмечается,

что ночная ТВ-система отличается от дневной ТВ-системы

наличием на входе камеры электронно-оптического преобра-

зователя (ЭОП), увеличивающего ее чувствительность в

192

104-105 раз. За счет автоматического диафрагмирования объ-

ектива низкоуровневой телевизионной системы и работы уст-

ройства автоматического регулировки яркости в ее электрон-

ном канале система могла бы работать и днем. Но наличие

ЭОП снижает качество изображения ТВ-системы, превращает

ее из цветной в черно-белую, а сам ЭОП имеет ограниченный

ресурс порядка 2000 часов. По этим причинам низкоуровне-

вую ТВ-систему используют только в сумерках и ночью.

Как известно, недостатком ТВ-систем является неработо-

способность при пониженной прозрачности атмосферы. Их

рабочая область спектра 0,4-0,9 мкм не является для этого

достаточно эффективной. Поэтому либо дополнительно к ТВ-

системам, либо вместо них используют тепловизионные (ИК)

системы, работающие в более благоприятной области спектра

3-5 или 8-14 мкм. Это позволяет сохранить возможность ви-

дения, как при нормальной, так и при пониженной прозрач-

ности атмосферы, обеспечивая наблюдение даже в дымах.

Если дальность действия ТВ-системы зависит от уровня есте-

ственной освещенности, то ИК-системы реагирует на разницу

в температурах наблюдаемого объекта и окружающего его

фона (ландшафта). Поэтому тепловизоры могут работать при

любой освещенности, т.е. круглосуточно. Однако качество

изображения в тепловизоре ниже, чем в ТВ-системе. Кроме

того, его изображение специфично и не обеспечивает той де-

тализации, которую создают телевизионные системы. В

ТВ-камерах используются матрицы ПЗС, допускающие высо-

коточное измерение координат, что пока недоступно для

ИК-систем.

Лазерный целеуказатель-дальномер обеспечивает точное

измерение дальности до наблюдаемого объекта, а специаль-

193

ная следящая система автоматически удерживает лазерный

луч на объекте наблюдения в процессе полета вертолета. Это

позволяет не только оперативно измерять дальность, но и

создавать целеуказание другим вертолетам и наземным сред-

ствам.

Лазерные дальномеры раньше работали на длине волны

1,06 мкм, но за последние годы стали использовать образцы с

безопасной для зрения длиной волны 1,54 мкм, более благо-

приятной также с точки зрения прохождения лазерного излу-

чения при пониженной прозрачности атмосферы и в дымах.

Радиолокационные системы в современных вертолетах

используется для обнаружения удаленных объектов, измере-

ния дальности и координат, но для визуального опознавания

объектов необходим ТВ- или ИК-канал. Кроме этих каналов,

в состав ОЭС могут входить и дополнительные каналы для

решения специальных задач:

ультрафиолетовый канал для оценки радиационной об-

становки,

акустический канал для работы по подводным объектам,

лазерный сканирующий локатор, работающий на длине

волны 10,6 мкм, для обеспечения посадки вертолета, предот-

вращения его столкновения с местными предметами и прежде

всего с проводами линий электропередачи,

Последние достижения в области оптоэлектронной техни-

ки связаны с автоматическим опознаванием объектов с по-

мощью бортового когерентно-оптического коррелятора.

Принцип его действия основан на голографическом методе

опознавания на основе сравнения в частотной области корре-

лятора пространственно-частотного спектра анализируемого

изображения объекта и голографических согласованных

194

фильтров в памяти опознающего устройства. Изображение

ОЭС разлагается в спектр, который сопоставляется с записан-

ными ранее голографическими эталонными спектрами объек-

тов. В случае корреляции этих спектров устройство формиру-

ет на экране монитора оператора корреляционный отклик, ко-

торый имеет вид светлой точки малых размеров. Ее коорди-

наты в плоскости анализа соответствуют координатам объек-

та в поле зрения ОЭС. Поэтому с помощью коррелятора мож-

но не только автоматически одновременно опознать до 10

объектов, произвольно расположенных в поле зрения ОЭС, но

и с высокой точностью измерить их координаты.

Коррелятор может работать в реальном масштабе времени

с производительностью до 5000 корреляций в секунду, обра-

батывая поток информации до 106 Бит/с.

Вопросы комплексирования ОЭС с бортовыми навигаци-

онными системами при реализации программного управления

БЛА рассматриваются в работе [91].

Перспективы развития вертолетных ОЭС, которые необ-

ходимо учитывать при проектировании БВ, изложены в упо-

мянутой выше статье [89].

5.2. Бортовые радиолокационные системы

По мнению зарубежных специалистов в настоящее время

потенциальные боевые возможности некоторых разведыва-

тельных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) не реа-

лизуются полностью из-за отсутствия на них РЛС с синтезиро-

ванием апертуры. Такие существующие в настоящее время

системы имеют значительные габариты и массу, что позволяет

устанавливать их только на достаточно крупных БПЛА [16, 93].

Общая структура современной БРЛС приведена на Рис. 5.3.

195

Отметим, что обязательным элементом устройства обра-

ботки информации и управления современных БРЛС является

вычислитель на базе современных микро-ЭВМ.

В настоящее время в беспилотной авиационной технике при-

меняются следующие виды БРЛС, представленные на Рис. 5.4.

Первые два вида систем «работают» в передней полусфе-

ре БВ. Третий вид осуществляет наблюдение в левой и (или)

правой полусферах, а четвертый – в нижней полусфере БВ.

Отмечается [3], что наиболее универсальным и перспек-

тивным средством разведки, наблюдения и целеуказания яв-

ляется бортовой радиолокатор с синтезированием апертуры

(РСА), где апертура определяет размер и форму диаграммы

Си

стем

ы п

еред

-

нег

о о

бзо

ра

Си

стем

ы

пер

едн

ебо

ко

во

го

об

зор

а

Си

стем

ы

бо

ко

во

го

об

зор

а

Бортовые РЛС

Рис. 5.4

Си

стем

ы

кр

уго

во

го

об

зор

а

Устройство

обработки


и управления

Приемо-

передатчик

Антенно-

фидерное

устройство

ИКРЛ

Рис. 5.3

196

направленности антенны. Принцип работы РСА основан на

создании эквивалентных апертур с увеличенной эффективной

длиной, что достигается с помощью специальных методов

обработки сигналов.

При этом физические размеры антенны не увеличиваются.

Изменение параметров антенны достигается за счет синтези-

рования ее диаграммы с помощью микро-ЭВМ, входящей в

состав БРЛС.

Современные РСА могут обеспечивать получение изо-

бражения поверхности с высокой разрешающей способно-

стью (до 0-0,5 м); успешно выполнять функции разведки,

включая наблюдение за замаскированными объектами на по-

ле боя и находящимися под прикрытием деревьев; дополнять

или заменять современные ОЭС при выполнении задач обна-

ружения и целеуказания.

Как и большинство радиолокаторов, система определяет

дальность, измеряя время между передачей импульса и прие-

мом отраженного сигнала от цели. В простых реализациях та-

ких систем разрешающая способность по дальности опреде-

ляется длительностью передаваемого импульса. Наиболее уз-

кие импульсы обеспечивают наиболее высокую разрешаю-

щую способность.

Дальность измеряется вдоль линии распространения ра-

диоволн и является одним из двух измерений в изображении,

получаемом в РСА. Вторым измерением является азимут, ко-

торый перпендикулярен линии дальности. Разрешающая спо-

собность по азимуту определяется шириной синтезированно-

го луча. Аналогично тому, как оптическим системам требу-

ются более крупные линзы или отражатели (зеркала) для дос-

тижения высокой разрешающей способности, для БРЛС, ра-

197

ботающих на значительно более низких частотах, требуются

еще более крупные антенны или апертуры для формирования

детальной информации о наземной (надводной) обстановке.

Известно, что ширина луча радиолокатора обратно про-

порциональна размеру антенны. В системе РСА искусствен-

ным образом синтезируют апертуры, длина которых может

измеряться в километрах, путем перемещения реальной ан-

тенны РЛС и накопления отраженных сигналов по мере его

движения вдоль линии заданного пути БВ.

В РСА не могут быть получены изображения с деталями

такого рода, которые различает человеческий глаз, фото- или

киноаппарат, но, с другой стороны, длины волн, на которых

они работают, позволяют им воспринимать информацию в

условиях облачности и наличия в воздухе пыли и дыма – та-

ких мешающих факторов, которые непреодолимы в системах,

использующих оптический и ИК-диапазон длин волн.

Создание синтезированной апертуры теоретически может

быть несложным, но в реальности вертолет неоднократно и

произвольно отклоняется от своей номинальной траектории

прямолинейного горизонтального равномерного полета. В ре-

зультате возникает дефокусировка изображения. Для восста-

новления качества радилокационного изображения (РЛИ) мо-

гут использоваться следующие методы:

1. Непосредственное измерение движения антенны РСА с

использованием инерциальных и навигационных датчиков.

2. Метод автоматической фокусировки, которая включает

в себя неоднократную повторную обработку данных для

формирования изображения с максимальной контрастностью

и резкостью.

198

При решении задач картографирования местности макси-

мальная разрешающая способность (менее 1 м) достигается

при использовании узконаправленного луча, направляемого на

требуемый участок местности, а также за счет фиксации луча

РЛС на этом участке в течение нескольких десятков секунд.

Получающиеся в результате работы РСА изображения со-

стоят из элементов разложения (пикселей), яркость которых

определяется энергией, отраженной соответствующим участ-

ком поверхности. Эта энергия определяется эффективной по-

верхностью рассеяния (ЭПР), измеряемой в единицах площа-

ди. Степень обратного рассеяния выражается, как нормиро-

ванная ЭПР и измеряется в децибелах. Характерные образцы

естественных поверхностей имеют нормированную ЭПР при-

близительно в диапазоне между +5 дБ для самых ярких уча-

стков и –40 дБ для самых темных участков.

Основными ограничивающими факторами для использо-

вания РСА в составе бортовой аппаратуры разведки и наблю-

дения являются:

1. Разрешающая способность х по наземной (надводной)

поверхности Земли, которая определяется шириной диаграм-

мы направленности (ДН) антенны РЛС и ограничена габари-

тами антенны L, длиной волны и высотой полета h вертоле-

та. Эта величина оценивается как:

L

hx

. (5.2.1)

2. Отличие интенсивности отраженного сигнала от выде-

ленного участка соответственно при наличии объекта и его

отсутствии. Оценки этих интенсивностей имеют вид:

𝑃отр фон ≈ ∆𝑥2ЭПРуд;

𝑃отр фон+обьект ≈ ∆𝑥2ЭПРуд + ЭПРоб, (5.2.2)

199

где ЭПРуд – удельная ЭПР поверхности; ЭПРоб – эффективная

площадь рассеивания объекта.

Обнаружение неподвижного объекта возможно либо при

значительных его размерах (значительная ЭПРоб), либо при

относительно малой высоте полета, где ∆𝑥 невелико.

Например, при h = 10000 м, L = 1 м, λ = 3 см, х 300 м,

ЭПРуд = 0,1 м2, ЭПРоб = 10 м2 имеем по формулам (5.2.2), что

Ротр фон 9000 и 𝑃отр фон+объект ≈ 9010, что является практиче-

ски неразличимым. При h = 1000 м получаем соответственно

значения 90 и 100, а при h = 500 м – значения Ротр фон 22,5 и

Ротр объект 10, что позволяет осуществить на РЛИ обнаруже-

ние объекта.

Таким образом, РСА целесообразно применять при малых

высотах полетов БВ.

Вследствие аппаратурного сужения ДН антенны РСА в

направлении полета пространственное разрешение становится

значительно меньшим и может достигать значений порядка

менее нескольких метров.

В поперечном направлении полета БВ, также возможно

существенное сокращение разрешаемого размера до значений

порядка единиц или долей метра.

Таким образом, РСА позволяют получить радиолокаци-

онное изображение участка поверхности со степенью детали-

зации, не намного уступающей оптическим средствам ИК

диапазона.

Возможность обнаружения неподвижного объекта опре-

деляется соотношением размеров разрешаемого участка по-

верхности ∆𝑥 и ЭПР объекта. Так, при пространственном раз-

решении 5 м и ЭПРуд = 0,1 м2 сигнал, отраженный от участка

200

поверхности Ротр фон 2,5 и объект с ЭПРоб = 10 м2, безуслов-

но, обнаруживается.

Возможности подповерхностного наблюдения ограничи-

ваются диапазоном частот РЛС и тем менее реализуемы, чем

меньше значение длины волны . Так для РЛС миллиметро-

вого диапазона возможно обнаружение объекта, который мо-

жет находиться под кронами деревьев.

Заметим, что в настоящее время на БВ рассматриваемые

РСА практически не применяются. Так из четырех распростра-

ненных за рубежом БВ, описанных в работе [2], такой локатор

предполагается установить только на один вертолет А-160Т.

В области разработки перспективных радиолокаторов для

БЛА наблюдается тенденция к миниатюризации [93]. Однако

главной проблемой является их энергообеспечение с точки

зрения количества электроэнергии, которое могут вырабаты-

вать бортовые генераторы/источники БЛА для применения

бортовых радиолокаторов с синтезированной апертурой.

Перспективная БРЛС для оснащения БВ MQ-8C пред-

ставленного на Рис. 5.5, должна соответствовать требованиям

РСА и стандарту пакетной передачи данных Ethernet. Пред-

полагается, что она будет оснащена антенной решеткой с уг-

лом обзора не менее 180.

Эта БРЛС, согласно техническому заданию, должна рабо-

тать в различных погодных условиях и обнаруживать назем-

ные и надводные морские объекты. В качестве дополнитель-

ных требований к новой аппаратуре были выдвинуты: а) воз-

можность обнаружения подводных лодок на перископной

глубине, б) применение индикатора наземных движущихся

целей, в) обеспечение высокой разрешающей способности,

г) возможность классификации кораблей.

201

Рис. 5.5

Обязательным требованием является возможность пере-

дачи данных по каналу TCDL (Tactical Common Data Link) в

диапазоне частот спутниковой связи.

Исходя из габаритов, массы и характеристик требуемой

мощности БРЛС, ее планируется установить под фюзеляжем

БВ в отсеке диаметром 300 мм. Максимальный диаметр осно-

вания антенны и антенной решетки составит 762 мм. Осталь-

ные компоненты БРЛС будут установлены во внутреннем от-

секе корпуса вертолета размерами 6851170508 мм. Общая

масса БРЛС (без защитного купола) должна быть меньше 82 кг.

Аппаратура должна функционировать от сети постоянного

тока с напряжением 28 В и максимальной продолжительной

утечкой мощности менее 1 кВт.

К настоящему времени по данным Web-сайтов создан ряд

отечественных подобных БРЛС, различающихся технически-

ми возможностями и массо-габаритными показателями.

К таковым следует отнести, в первую очередь, радиолока-

ционный комплекс «Айсберг-разрез» разработки ОАО «Ра-

дар ММС». Комплекс является двухчастотным с длинами

202

волн λ = 2 см и λ = 3 м и предназначен для территориального

информационного мониторинга [94], в том числе с помощью

БВ собственной разработки (см. Разд. 2.2).

В этой организации также разработана БРЛС кругового

(бокового) обзора со следующими характеристиками:

обнаружение неподвижных, а также движущихся

объектов с радиальной скоростью не менее 0,2-0,4 км/ч в ре-

жиме синтезирования апертуры (при высоте полета 200-500 м

и скорости 110 км/ч) с инструментальной дальностью (по

объекту типа «грузовой автомобиль») – не менее 200 км;

картографирование территории и распознавание це-

лей с инструментальной дальностью – не менее 20 км и раз-

решающей способностью по азимуту и углу места – не хуже

2-5 м;

суммарный вес оборудования – не более 6,5 кг;

потребляемая мощность – не более 300 Вт;

размер апертуры антенны – не более 50020 мм;

электропитание – 10-36 В постоянного тока;

интерфейс информационного взаимодействия - Ether-

net, RS-422.

Для беспилотного вертолета БПВ-500, который также яв-

ляется разработкой ОАО «Радар ММС», создается БРЛС кру-

гового обзора большой дальности действия на базе цифровой

активной фазированной антенной решетки (АФАР)

Х-диапазона, предназначенная для обнаружения, обеспечения

поиска, наблюдения и сопровождения объектов в сложных

метеоусловиях.

Эта система имеет следующие параметры:

масса аппаратуры – 50 кг;

диаметр – 800 мм;

203

высота – 280 мм;

питание от сети – 27 В;

мощность – 1 кВт.

Кроме такого перспективного направления в БРЛС БЛА

как цифровые АФАР специалисты концерна «Радиоэлектрон-

ные технологии» (КРЭТ) предлагают использовать в перспек-

тивных БЛА радиооптические фазированные антенные ре-

шетки (РОФАР), которые не уступают по возможностям

БРЛС современных истребителей.

Элементами РОФАР являются фотонные кристаллы, ко-

торыми можно покрыть значительную площадь поверхности

корпуса БВ. С этих поверхностей можно излучать большие

значения мощности СВЧ-излучения при высоком КПД БРЛС.

При этом возможности такой БРЛС ограничены только мощ-

ностью бортовых источников электроэнергии.

5.3. Аппаратура ретрансляции радиосигналов

Одной из важных областей применения беспилотной

авиационной техники является ретрансляция радиосигналов с

целью расширения возможностей наземных и морских систем

радиосвязи и управления, функционирующих в диапазонах

метровых и дециметровых радиоволн. Эти диапазоны, как из-

вестно, сейчас весьма востребованы для профессиональной

радиосвязи [95].

По мнению специалистов, образцы такой техники в роли

ретрансляторов должны быть способны выполнять задачи

ретрансляции в течение продолжительного времени на значи-

тельной высоте и потреблять минимально возможное количе-

ство энергии. Только в этом случае они способны обеспечить

204

увеличение радиуса действия систем обмена информацией в

течение всего срока выполнения проводимых операций.

Среди БЛА различных видов, которые предназначаются

для ретрансляции радиосигналов, определенную перспективу

имеют аппараты вертолетного типа с вертикальным взлетом

и посадкой [36]. Это позволяет применять их с неподготов-

ленных специальным образом наземных площадок, а также с

палуб военных кораблей. Последнее особенно важно, по-

скольку с учетом корабельной архитектуры, практически все

современные боевые корабли, включая новейшие отечествен-

ные фрегаты и корветы, не имеют значительного пространст-

ва на верхней палубе для взлета БЛА самолетного типа [95].

В этой работе утверждается, что в корабельных условиях

в качестве ретрансляторов предпочтительно применение лег-

ких БВ с взлетной массой 50-100 кг и высотой полета от 1000 м

и до 4000 м. Такие вертолеты должны оснащаться преимуще-

ственно ненаправленными или слабонаправленными антен-

ными системами. В этом случае зона покрытия радиосигна-

лами составит значительную площадь. Это позволит БВ обес-

печить управление кораблями в тактической и оперативно-

тактической зонах, реализуя загоризонтный обмен информа-

цией на значительных расстояниях между кораблями группи-

ровки.

Но при этом БВ имеют низкую разведзащищенность и вы-

сокую степень их доступности воздействию преднамеренных

помех противника. Поэтому необходимо предусмотреть спе-

циальные режимы ретрансляции в условиях воздействия

средств РЭБ противника. Определенную перспективу реше-

ния этой задачи открывает использование БВ, оснащенных

ретрансляторами радиосигналов типа DSAR+ [95].

205

Система DSAR+ (Digital Signal Active Repeater) представ-

ляет собой ретранслятор цифровых радиосигналов, предна-

значенный для организации подвижной связи, мониторинга,

контроля и управления в тактическом звене. Он имеет воз-

можность повысить эффективность противодействия средст-

вам РЭБ, увеличить помехозащищенность связи и управления

войсками и силами, а также снизить электромагнитную дос-

тупность для средств радиоразведки противника. Данная сис-

тема может также использоваться в качестве имитатора сиг-

налов для дезинформации противника с целью отвлечения

систем огневого поражения и РЭБ.

Для точного определения своего места и удержания в те-

чение необходимого времени в заданной точке, БВ-ретранс-

лятор должен быть оснащен оборудованием отечественной

спутниковой системы радионавигации ГЛОНАСС. В мирное

время вопросы навигации таких БВ могут также решаться по-

средством глобальной международной системы GPS, которая

в военное время в любой момент может прекратить обслужи-

вание российских пользователей.

Несложно показать, что дальность устойчивого обмена

информацией в УКВ диапазоне с учетом нахождения БВ на

указанных выше высотах существенно увеличивается. Об

этом свидетельствуют простейшие расчеты по известной эм-

пирической формуле:

2157,3 hhD ,

где h1 – высота первой антенны в метрах; h1 – высота второй

антенны в метрах; D – дальность связи в километрах.

Так при высоте подъема надводной антенны h1 = 20 м и

высоте расположения БВ-ретранслятора h2 = 2500 м даль-

ность радиосвязи достигает величины D = 200 км [95].

206

Бортовое оборудование аппаратуры ретрансляции радио-

сигналов на базе БВ должно создаваться на основе современ-

ных стандартов и быть совместимым с существующими и

перспективными радиосредствами с цифровой обработкой

радиосигналов. При этом необходимо предусматривать спе-

циальные помехозащищенные режимы работы в условиях

действия средств РЭБ противника.

Одним из режимов обмена информацией, эффективным в

таких условиях, как известно [96], является передача инфор-

мации на основе расширения спектра сигнала посредством

псевдослучайных последовательностей. С учетом перемеще-

ний БВ в воздушном пространстве при выполнении функций

ретрансляторов должны использоваться радиосигналы, ус-

тойчивые к смещению частоты, т.е. к эффекту Доплера. К та-

ким сигналам относятся сигналы с относительной фазовой

модуляцией второго порядка (ОФМ-2).

Расчеты показали, что использование псевдослучайных

ОФМ-2 сигналов позволяет обеспечить уверенный прием ин-

формации в каналах связи с летательными аппаратами, в том

числе с БВ. В таких каналах учтены два негативных фактора:

смещение частоты несущей вследствие эффекта Доплера и

действие сигналоподобных преднамеренных помех с энерге-

тикой, превосходящей энергетику передаваемого радиосигна-

ла. При этом вероятность ошибочного приема не превышает

величины Рош 0,021.

Отметим, что при современных требованиях к достовер-

ности передаваемой информации, такое значение оказывается

не вполне приемлемым. Поэтому для достижения заданных

требований по достоверности предлагается использовать

сложные псевдослучайные сигналы с большими значениями

базы или применить дополнительно их помехоустойчивое ко-

207

дирование. Следует иметь в виду, что в противном случае в

условиях преднамеренных помех, создаваемых средствами

РЭБ противника, выполнения возложенной на БВ задачи по

ретрансляции сигналов окажется невозможным. Таким обра-

зом, некоторое усложнение бортового ретрансляционного

оборудования БВ может обеспечить гарантированную воз-

можность обмена важной информацией в сложных условиях

действий средств РЭБ противника в каналах радиосвязи меж-

ду наземными (надводными) и воздушными абонентами.

Применение беспилотных ретрансляторов при тушении

крупных лесных пожаров обосновывается в статье [97]. В ра-

боте [98] показывается, что применение БЛА с ретранслято-

ром ограничено на больших высотах, температурой и влаж-

ностью воздуха. При этом отмечается, что такое влияние на

БВ ниже, чем на БЛА самолетных схем. Зарубежный опыт и

тенденции при решении проблем ретрансляции представлен в

статье [102].

5.4. Аппаратура радиоэлектронного

и оптикоэлектронного противодействия

Традиционно этот вид целевого оборудования БЛА пред-

назначен для организации радиопомех наземным линиям ра-

диосвязи и средствам ПВО противника [3]. Типовая помеха

представляет собой широкополосную шумовую помеху в за-

данном диапазоне частот. Обычно верхняя полоса частот

вдвое больше, чем нижняя полоса. Для создания заградитель-

ной помехи применяются многолитерные передатчики. В

первую очередь подавлению подлежат информационные ис-

точники, относящиеся к системе ПВО. При этом важная роль

отводится помехам военным кодам системы GPS.

208

Повышению эффективности применения постановщиков

помех против линий наземной радиосвязи способствуют [3]:

максимальное приближение постановщика помех к

подавляемому приемнику;

энергетическое превосходство постановщика помех

перед передатчиком. Это достигается, например, за счет его

подъема на высоту более 1000 м;

возможное одновременное подавление всего диапа-

зона частот приемника поставщиком помех данной литеры;

локализация воздействия помех в ограниченном

районе порядка 5-20 км.

Против современных радиолиний с быстрой программной

перестройкой частоты наиболее эффективными являются за-

градительные высотные помехи на всем диапазоне перестраи-

ваемой радиочастоты передатчика. Применение разных литер

обеспечивает полное подавление всех связных радиоприем-

ников наземных и спутниковых радиолиний противника в

районе цели. Для линий радиосвязи типа «рота-взвод» такой

район составляет круг радиусом 10 км [3].

Для большей эффективности подавления линий радиосвя-

зи возможно использование узконаправленных антенн аппа-

ратуры постановки помех с барражированием БЛА по кругу.

При этом цель должна находиться все время в зоне диаграм-

мы направленности передатчика помех [3]. Для БВ такое бар-

ражирование можно заменить режимом висения.

Подавляемая наземная радиолиния, в свою очередь, мо-

жет противодействовать постановщикам помех следующими

способами [3]:

сокращением дистанции связи между абонентами

как наиболее эффективного способа;

209

сужением полосы применяемого диапазона, что

уменьшает пропускную способность подавляемого канала;

подъемом антенн на соответствующую высоту.

Частоты и ширина полосы передатчиков постановщиков

помех согласовываются с характеристиками конкретных сис-

тем противоборствующей стороны.

В работе [3] приведены для примера следующие диапазо-

ны некоторых радиоканалов зарубежных армий:

1. УКВ 30-88 МГц – основной диапазон радиосвязи в так-

тическом звене управления армий НАТО. Радиосвязь россий-

ской армии также находится в основном в этом же диапазоне.

2. Диапазоны УКВ передовых авианаводчиков – 116-150 МГц,

носимая связь в группе на поле боя – 132-174 МГц, спутнико-

вая связь – 225-400 МГц, связь на поле боя внутри взвода –

420-450 МГц, объединенная система распределения тактиче-

ской информации JTIDS – 960-1215 МГц.

3. Спутниковая связь в интервале частот 225-400 МГц яв-

ляется наиболее массовой системой связи армий ряда зару-

бежных стран, применяемой до уровня батальона. Стратеги-

ческая спутниковая связь осуществляется в интервале

20-21/44-45 ГГц, а стратегическое и оперативно-тактическое

звено работает с частотой 6,7 ГГц. Подавление в данном слу-

чае происходит за счет преимущества по высоте и дальности

постановщиков помех.

4. Радиокомпьютерная система солдата («Пехотинец 21

века») использует радиостанции диапазона 1755-1850 МГц.

5. Система опознавания «свой-чужой» (IFF) на поле боя

на дальностях 150-5500 м функционирует в диапазоне 38 ГГц.

Для тактических БЛА с мощностью передатчиков до 50 Вт

перспективное оборудование радиоэлектронного противодей-

210

ствия (РЭП) может иметь массу до 15 кг при подавлении на-

земных радиопередатчиков в радиусе 20 км [3].

Теория и средства РЭП также описаны в работах [100, 101].

Будем считать, что при подавлении средств ПВО против-

ника необходимо применять не только радиоэлектронные, но

и перспективные оптикоэлектронные средства противодейст-

вия.

Один из вариантов структуры комплексной системы ра-

диоэлектронного и оптикоэлектронного подавления пусков

ракет типа «земля-воздух» и наземных РЛС ПВО [92] пред-

ставлен на Рис. 5.5.

В указанной работе приводится достаточно подробное

описание работы вертолетного варианта такой системы, кото-

Ап

пар

ату

ра

пр

еду

пр

ежд

ени

я

о р

ади

оло

кац

ио

нн

ом

и л

азер

но

м о

блу

чен

ии

Ап

пар

ату

ра

пр

еду

пр

ежд

ени

я

о р

акет

но

й а

таке

Уст

ро

йст

во в

ыб

ро

са л

ож

ны

х т

епл

овы

х

цел

ей (

ЛТ

Ц)

и п

еред

атч

ико

в р

ади

оп

ом

ех

од

но

раз

ово

го и

спо

льзо

ван

ия (

ПП

ОИ

)

Аппаратура управления

Рис. 5.5

Ап

пар

ату

ра

по

стан

овки

акти

вн

ых

рад

ио

по

мех

Ап

пар

ату

ра

по

стан

овки

акти

вн

ых

оп

тич

ески

х п

ом

ех

211

рая может быть установлена на беспилотной вертолетной

технике, предназначенной для защиты в боевых операциях

группировок пилотируемых вертолетов.

5.5. Целевое оборудование

имитационных беспилотных вертолетов

Этот вид специального бортового оборудования устанав-

ливается на учебных и боевых БВ АЛЦ, а также на исследова-

тельских БВ-демонстраторах, предназначенных для натурных

испытаний новых и модернизированных образцов вертолетов

и их бортовых комплексов.

Общий состав такого оборудования представлен на Рис. 5.6.

Традиционно на первых образцах воздушных мишеней,

которые являлись предшественниками АЛЦ, применялись та-

кие имитаторы воздушных целей как трассеры, предназна-

Тепловые

имитаторы

целей

Радиолока-

ционные

имитаторы

целей


измерения

промахов

Целевое оборудование имитационных БВ

Рис. 5.6


летных

испытаний

вертолетов

Трассеры

и ИК-

ловушки

Пассивные

имитаторы

Акустиче-

ские

измерители


записи

параметров

Горелки

Активные

имитаторы

Радиотех-

нические

измерители

Телеметри-

ческая

аппаратура РДТТ

212

ченные для увеличения дальности опознания объекта в тепло-

вом и видимом диапазонах. Это достигалось за счет химиче-

ских реакций с выделением светового излучения. Например,

трассер массой 2 кг со временем горения несколько минут

обеспечивает дальность обнаружения цели около 50 км [3].

Для боевых АЛЦ применяются ИК-ловушки для имита-

ции помех средствам ПВО.

Тепловые характеристики воздушных целей могут вос-

производить с помощью специальных бортовых горелок и в

перспективе применением РДТТ (см. Разд. 3.4).

К радиолокационным имитаторам цели относится борто-

вая аппаратура изменения ЭПР, применяемая для имитации

радиолокационных отражательных характеристик различных

воздушных целей.

Аппаратура замера промаха служит для определения рас-

стояний между учебными БВ-АЛЦ и выпускаемыми по ним в

процессе полигонных стрельб ракетами или снарядами.

Испытательная аппаратура включает в себя бортовое обо-

рудование, предназначенное для измерений и регистрации

параметров в процессе летных испытаний новых и модифи-

цируемых образцов бортовых систем вертолетной техники. В

общем случае состав такого оборудования в виде бортовой

системы измерений и регистрации определяется задачами,

решаемыми при проведении испытаний.

Кроме этого в состав целевого оборудования имитацион-

ных БВ включается аппаратура управления АЛЦ-аналогами,

которые создаются на базе выведенных за штат пилотируе-

мых образцов [19, 38] вертолетной техники.

Отметим, что главным элементом бортового комплекса

имитационных БВ как вертолетных АЛЦ является аппаратура

213

воспроизведения радиолокационных характеристик воздуш-

ных целей.

В качестве аппаратуры изменения и формирования ЭПР

таких целей традиционно использовались такие пассивные

имитаторы как линзы Линдбергера [19], а в последнее время

такие перспективные средства как радиолокационные имита-

торы целей.

Радиолокационный имитатор цели (РИЦ) применяется

для увеличения радиолокационной заметности с целью имита-

ции пилотируемых боевых вертолетов и низкоскоростных БЛА.

Исходя из задач летных и стрельбовых испытаний радио-

электронных комплексов (РЭК) зенитно-ракетных и артилле-

рийско-ракетных комплексов ближнего действия, возможны

следующие варианты таких имитаторов:

РИЦ-ответчик;

РИЦ с воспроизведением заданной ЭПР цели;

РИЦ-репер;

РИЦ с воспроизведением угловых размеров цели и од-

номерного и двумерного распределений ее эффективной от-

ражающей поверхности (ЭОП).

Рассмотрим кратко назначение этих вариантов.

РИЦ-ответчик предназначен для имитации сигнала цели

с ненормированным уровнем ответного сигнала для сопрово-

ждения БВ-АЛЦ стрельбовыми РЭК на их максимальных

дальностях.

Такой имитатор представляет собой широкополосный

аналоговый ретранслятор. Принятый сигнал от РЭК усилива-

ется, а затем излучается достаточно мощный не нормирован-

ный по уровню сигнал, позволяющий стрельбовым комплек-

214

сам надежно с минимальными ошибками сопровождать АЛЦ

на максимальных дальностях.

РИЦ с воспроизведением заданной ЭПР цели предназна-

чен для имитации одной и той же заданной ЭПР для РЭК с

различным потенциалом.

Этот РИЦ также является ретранслятором и имитирует

величину ЭПР. Управление РИЦ включает установку средне-

го заданного уровня ЭПР и воспроизведение одномерного и

двумерного законов распределения ЭПР во времени. Такое

управление осуществляется по командам, записываемым в

вычислительный комплекс БВ-АЛЦ при его предполетной

подготовке.

РИЦ-репер обеспечивает создание специального реперно-

го сигнала, отнесенного на известное фиксированное рас-

стояние от той или иной радиолокационной координаты цели.

В этом случае многоканальные стрельбовые комплексы име-

ют возможность сопровождать цель, по отраженному от ее

корпуса сигналу и одновременно сопровождать тот же носи-

тель по достаточно мощному «точечному» ответному сигналу

другим целевым каналам.

Отметим, что при использовании боевых БВ-АЛЦ для ис-

тощения средств ПВО противника в составе их целевого обо-

рудования можно использовать аппаратуру противодействия,

состав которой представлен на Рис. 5.5.

5.6. Целевое оборудование

боевых беспилотных вертолетов

Конкретизируем состав целевого оборудования (ЦО) бое-

вых БВ применительно к их следующим типам:

БВ-штурмовики для огневой поддержки действий су-

хопутных войск;

215

противотанковые БВ для борьбы с бронетехникой

противника;

БВ-истребители, предназначенные для уничтожения

крылатых ракет (КР) и БЛА противника;

В состав ЦО БВ-штурмовиков предлагается включить:

оптико-электронную систему (ОЭС) в составе ТВ/ИК

блоков и лазерного целеуказателя-дальномера;

запросчик/ответчик опознавания целей на поле боя;

пушечное вооружение;

пулеметное вооружение;

управляемые ракеты типа «воздух-поверхность» и

управляемые (корректируемые) авиабомбы [30];

неуправляемые реактивные снаряды (НУРС).

Отметим, что в работе [16] приводятся и другие перспек-

тивные виды оружия для беспилотных платформ.

Рассмотрим алгоритм применения этого вида боевых БВ.

Следуя программе полета, БВ движется в требуемом на-

правлении на постоянной высоте в районе предполагаемых

наземных целей, непрерывно проводя их поиск с помощью

бортовой ОЭС и передавая изображения местности на экран

монитора АРМ оператора целевой нагрузки МНПУ.

После обнаружения цели этот оператор передает на борт

команду включения запросчика. При идентификации цели как

«чужой» оператор совмещает на экране фиксированную мет-

ку с целью и специальной командой включает лазерный целе-

указатель-дальномер. При этом на АРМ оператора управле-

ния МНПУ формируется программа управления вертолетом

при атаке отмеченной цели.

После выдачи на экран монитора оператора целевой на-

грузки проводимого маневра им выбираются виды применяе-

216

мого оружия. При заходе БВ в зону его допустимого приме-

нения этот оператор посылает по ИКРЛ на борт БВ команду

на их непосредственное использование. Во время атаки опе-

ратор управления с помощью радиокоманд удерживает фик-

сированную метку совмещенной с целью. После атаки цели

на МНПУ передается видеоизображение с ее результатами, и

командир расчета принимает решение о повторной атаке или

переходу БВ к поиску и атаке другой цели.

Противотанковые БВ должны иметь следующий состав

целевого оборудования:

оптико-электронная система с дневным/ночным ка-

налами и лазерный целеуказатель/дальномер;

противотанковые управляемые реактивные снаряды

(ПТУРС) и/или противотанковые авиабомбы (ПТАБ);

самоприцеливающиеся боевые элементы (СПБЭ).

Алгоритм применения этого вида боевых БВ практически

аналогичен приведенному выше алгоритму применения БВ-

штурмовиков, но при его доработке необходимо учесть нали-

чие у современных танков систем активной защиты (САЗ) [31].

Предполагается, что БВ-истребители должны осуществ-

лять обнаружение и уничтожение воздушных целей (ВЦ) в

режиме «висение» на рубеже атаки. При этом в связи с дефи-

цитом времени применение их оружия должно производиться

в автоматическом режиме. В этой связи при формировании

ЦО этого вида БВ предлагается использовать принципы при-

менения и оборудование САЗ бронетанковой техники [31].

Следуя такому подходу, в состав ЦО БВ-истребителей пред-

лагается включить:

РЛС обнаружения и определения характеристик ВЦ

(координаты, направление и скорость полета);

217

вычислительный комплекс для расчета траекторий

подлетающих ВЦ и управления огнем;

трехстепенная платформа (турель) для размещения

бортового вооружения;

счетверенная 7,62-мм скорострельная пулеметная ус-

тановка.

При появлении малогабаритных авиационных пушек с ос-

колочными снарядами, оснащенными радиовзрывателями,

последняя может быть заменена бортовой артиллерийской ус-

тановкой с добавлением бортового передатчика для инициали-

зации подрыва таких снарядов на требуемом расстоянии от БВ.

Отметим, что если при уничтожении важных наземных

целей штатные средства ударных БВ не дают требуемых ре-

зультатов, то они по командам с МНПУ могут использоваться

в режимах «камикадзе» [23]. Для этих целей на борту БВ мо-

жет быть предусмотрен определенный запас взрывчатого ве-

щества.

5.7. Целевое оборудование беспилотных

вертолетов двойного назначения

К таким вертолетам будем относить военные БВ вспомо-

гательного назначения и гражданские БВ.

Состав комплексов целевого оборудования (ЦО) БВ двой-

ного назначения приведена на Рис. 5.7.

Отметим, что в составе задач, решаемых БВ 2-го типа,

должна присутствовать задача привязки к ориентирам мест-

ности устанавливаемых минных полей.

Представленные на Рис. 5.7 два последних типа БВ явля-

ются перспективными образцами беспилотной вертолетной

техники.

218

Необходимость в грузовых БВ была обозначена в работе

[2] как средство снабжения мобильных подразделений при

проведении операции в тылу противника.

Комплексы ЦО БВ двойного назначения

БВ-

постановщики

дымовых и

аэрозольных

завес

1

БВ

установки

минных

полей

2

Грузовые

БВ

3

ОЭС

(ТВ/ИК

каналы)

ОЭС

(ТВ/ИК

каналы)

ОЭС

(ТВ/ИК

каналы)

Устройства

для

размещения

баллонов


для

размещения

мин


погрузки


распыления


сброса мин


крепления

грузов


выгрузки


подвески

грузов

Рис. 5.7

БВ

топливоза-

правщики

(танкеры)

4

ОЭС

(ТВ/ИК

каналы)


заливки

топлива

Датчики

уровня

топлива


слива

топлива

219

БВ-танкеры, на наш взгляд, кроме применения в таких

операциях могут быть использованы для обеспечения топли-

вом вертолетов, базирующихся на удаленных и труднодос-

тупных взлетно-посадочных площадках.

Как было отмечено в Разд. 1.2, в качестве БВ гражданско-

го назначения могут быть использованы модификации БВ во-

енного назначения.

В частности, БВ сельскохозяйственного назначения полу-

чается модификацией вспомогательных БВ 1-го типа путем

установки устройств распыления удобрений и средств защи-

ты растений.

В спасательных операциях МЧС кроме информационных

БВ разведки и наблюдения могут применяться модифициро-

ванные для сброса грузов потерпевшим БВ 2-го типа, а для их

доставки с посадкой – БВ 3-го типа. Такие вертолеты должны

иметь средства обеспечения дневных и ночных полетов с на-

вигацией по радиомаякам.

Перспективными БВ гражданского назначения являются

пожарные вертолеты. При создании таких БВ в качестве мо-

дифицируемой конструкции могут быть использована целевая

нагрузка БВ 4-го типа, дополненная устройствами забора во-

ды из ближайших водоемов в режиме «висения».

Перспективным ЦО для оснащения таких вертолетов яв-

ляются авиационные средства пожаротушения (АСП). По со-

общениям сайта «Оружие России» существующий опытный

образец отечественного АСП в виде бомбы весом 500 кг диа-

метром 500 мм и длиной 3285 мм содержит заряд объемом

400 л огнегасящей смеси. При ударе о землю такой заряд с

использованием технологии объемного взрыва гарантирован-

но тушит пожар на площади 1000 м2. Бомбу АСП-500 пред-

220

полагается использовать с высоты 300-1000 м для тушения

крупных лесных пожаров с помощью самолетов Ил-76 и вер-

толетов Ми-8, входящих в состав авиации МЧС РФ.

На наш взгляд существующие массогабаритные характе-

ристики бомбы АСП-500 не позволяют использовать в каче-

стве ее носителя БВ среднего и тяжелого класса. Поэтому

предлагается разработать варианты АСП в виде противопо-

жарных бомб и специальных ракет небольшого калибра с

достаточно большой площадью пожаротушения для их под-

крыльевой подвески на пожарных БВ. На реализуемость тако-

го варианта указывает положительный опыт армии КНР,

применяющей для локализации крупных ландшафтных пожа-

ров артиллерийские снаряды с огнегасящей смесью. Затме-

тим, что противопожарные ракеты могут быть успешно ис-

пользованы при тушении с висящих БВ пожаров на верхних

этажах высотных зданий.

В заключение данной главы подчеркнем особую важность

целевого бортового оборудования для эффективного практи-

ческого применения беспилотной вертолетной техники воен-

ного и гражданского назначения.

221

Глава 6. ТАКТИКА ПРИМЕНЕНИЯ

ИНФОРМАЦИОННЫХ


Как было отмечено в Разд. 1.3, информационные БВ

(ИнБВ) предназначены для решения задач проведения раз-

личных видов разведки наземных (надводных) объектов, мо-

ниторинга районов наземных территорий и морских (океан-

ских) акваторий, ретрансляции радиосвязи, радиотехнической

разведки и электронного противодействия противнику.

Состав применяемого при решении этих задач целевого

оборудования представлен в Разд. 5.1 – Разд. 5.4.

Отметим основные особенности решения приведенных

выше задач информационными БВ.

В отличие от БЛА самолетных схем (БЛА СС) такие

ИнБВ могут «зависать» над искомым объектом для его более

полной и достоверной идентификации оператором целевой

нагрузки МНПУ и оценки динамики изменения контролируе-

мой обстановки.

Вертолет при необходимости по команде оператора

управления МНПУ может в режиме обратного полета опера-

тивно возвратиться в исходную точку для повторной разведки

(доразведки) объекта. Ретрансляцию сигналов БВ может про-

изводить как в режиме «висение», так и при барражировании.

В связи с тем, что вероятность обнаружения РЛС ПВО верто-

летов ниже, чем у БЛА СС, применение БВ, на наш взгляд,

даст большую эффективность решения задач разведки и

ретрансляции.

Как было отмечено в Главе 1, основная масса сущест-

вующих и разрабатываемых у нас в стране и за рубежом БВ

222

предназначена для выполнения функций воздушной разведки

и наблюдения (мониторинга) наземной обстановки.

Вместе с тем, можно констатировать практически полное

отсутствие теоретических основ решения этих задач таким

наиболее многочисленным типом беспилотной вертолетной

техники, как БВ разведки и наблюдения (БВ-РН).

Следуя работам [24-26 и др.], в состав перспективных за-

дач, решаемых БВ-РН, предлагается включить разведку и на-

блюдение мест дислокации крупных воинских (флотских)

группировок; зон природных и техногенных катастроф и

чрезвычайных ситуаций; состояний путе-, нефте- и газопро-

водов; зон загрязнения, химического и радиоактивного зара-

жения воздушного бассейна и др.

Для разработки методик применения БВ-РН предлагается

использовать следующую классификацию объектов разведки

и мониторинга, расположенных в наземных (надводных) и

воздушных областях земного пространства [28]:

1. Точечные объекты (образцы наземной (надводной)

техники, люди, небольшие группы людей и т.п.).

2. Линейные объекты (колонны техники, автомобильные

и железные дороги, нефте- и газопроводы, линии электропе-

редач и т.п.).

3. Плоские объекты (крупные группы точечных объектов,

места дислокации крупных воинских подразделений, насе-

ленные пункты, зоны наводнений и землетрясений и т.п.).

4. Пространственные объекты (области химического и

радиоактивного заражения воздушного бассейна и т.п.).

Для видовой разведки и мониторинга объектов первых

трех типов в настоящее время широко используется оптико-

223

электронные системы (ОЭС), входящие в состав целевой ап-

паратуры БВ-РН.

Перспективными видами целевой аппаратуры видовой

разведки и наблюдения являются бортовые радиолокационные

(БРЛС) и лазерные локационные системы (лидары).

Для проведения радиотехнической разведки (РТР) объ-

ектов 1-го типа используется специальная целевая аппара-

тура БВ-РН.

Объекты 4-го типа контролируются специализированны-

ми измерительными приборами, установленными на борту

БВ-РН.

Проведенный анализ доступной литературы позволяет от-

метить отсутствие теоретических основ применения беспилот-

ных вертолетов ретрансляции (БВ-Р), РТР (БВ-РТР) и подав-

ления средств противника (БВ-П).

В данной главе рассматриваются методы применения спе-

циализированных БВ-РН, БВ-Р, БВ-РТР и БВ-П, обеспечи-

вающих их движение по траекториям, формируемым персо-

налом МНПУ БВК после получения соответствующих полет-

ных заданий.

6.1. Оптико-электронная разведка и наблюдение

наземных и надводных объектов

Рассмотрим тактику применения БВ-РН для наиболее рас-

пространенной оптико-электронной видовой разведки и на-

блюдения.

Данный тип БВ-РН, оснащенный ОЭС, предназначен для

визуального поиска и обнаружения точечных объектов, а

также контроля состояния линейных и плоских объектов в

дневное и ночное время суток. В процессе полета БВ-РН по-

лучаемое видеоизображение определенного участка наземной

224

(надводной) поверхности передается по ИКРЛ на МНПУ БВК

и отображается на мониторах АРМ оператора целевой на-

грузки. Проводя анализ полученного изображения, этот опе-

ратор осуществляет распознавание и идентификацию, как

объектов, так и их состояний. Решение этих задач существен-

ным образом связано с четкостью и скоростью изменения ви-

деоизображения на экранах его АРМ, которые в свою очередь

зависят от высоты и скорости полета БВ, а также от характе-

ристик применяемой бортовой ОЭС вертолета.

Видовая воздушная разведка и мониторинг объектов

обычно осуществляется в некоторой области наземной (над-

водной) поверхности. Поэтому при формировании тактики

применения этого типа БВ-РН необходимо учитывать разме-

ры таких областей и проекции поля зрения применяемой ОЭС

на наземную (надводную) поверхность.

Проекция поля зрения ОЭС БВ-РН на контролируемую в

процессе его полета наземную (надводную) поверхность при-

ведена на Рис. 6.1.

у

x

z

M

A G

K

D

P O

B

C

E

F V

α

βв

βг

hп

ол

Рис. 6.1

225

При расчете этой проекции в качестве исходных данных

используются следующие параметры: hпол – высота полета

БВ-РН, α – угол визирования оптической оси ОЭС, βг – гори-

зонтальный угол поля зрения ОЭС, βв – вертикальный угол

поля зрения ОЭС [13].

На этом рисунке искомая проекция описывается трапеци-

ей ABCD. Точка F определяет местоположение БВ-РН с раз-

мещенной на его борту ОЭС в соответствующим образом вы-

бранной системе координат (СК) Mхуz, а прямая FO описыва-

ет положение линии визирования (ЛВ), являющейся биссек-

трисой углов βг и βв. При этом считается, что трапеция ABCD

располагается на координатной плоскости Mxz, а вектор ско-

рости V при горизонтальном полете БВ-РН – на параллельной

ей плоскости, определяемой высотой hпол.

Параметры проекции поля зрения ОЭС БВ-РН вычисля-

ются из следующих формул [13]:

;

2sin

2tg

2cos2

в

гвпол

1

h

CDl

;

2sin

2tg

2cos2

в

гвпол

2

h

ABl

;

2sin

2sin

sin2

вв

впол3

hPKl (6.1.1)

,

2sin

2sin

cos2

tg1sin

вв

2г2впол

4

h

CBADl

226

где KM – высота, AB – верхнее основание, CD – нижнее осно-

вание, а AD и CB – боковые стороны проекции поля зрения

ОЭС.

Используя известную формулу для вычисления площади

трапеции [27] и выражения (6.1.1), получаем, что площадь зо-

ны обзора наземной (надводной) поверхности при заданных

значениях параметров hпол, α, βв, и βг определяются выраже-

нием вида:

.

2sin

2sin

2cos

2tgsinsin2

в2в2

в2гв

2пол

обз

h

S

Исследование влияния параметров ОЭС и высоты полета

БЛА на размеры области обзора наземной (надводной) по-

верхности приведено в работе [28], в которой представлены

различные виды проекций поля зрения перспективных ОЭС

БЛА видовой артиллерийской разведки.

Поиск и обнаружение введенных выше объектов 1-го,

2-го и 3-го типов предлагается осуществлять в процессе поле-

тов БВ-РН по типовым траекториям, представленным в вы-

бранной СК на Рис. 6.2,а – Рис. 6.2,д.

На Рис. 6.2,а в соответствующим образом ориентирован-

ной СК приведена траектория полета БВ-РН при поиске и об-

наружении точечных объектов в заданной прямоугольной об-

ласти, задаваемой координатами a, b, c, d. Для покрытия по-

лосами обзора, образующимися при движении трапеции

ABCD, всех точек такой области расстояние между k-м и

(k+1)-м пролетами вертолета должно удовлетворять условию:

,,1,5,0; 1разв11 nklrlzz kk (6.1.2)

227

где параметр l1 определяется из выражений (6.1.1) при задан-

ных значениях hпол, α, βв, и βг.

а

б

Рис. 6.2

D

C

A

B

x M

b b

Vзад

ППМ

1

ППМ

2 ППМ

3

ППМi

ППМ

n

z

z

x a b B

A

C

D

A

B

D

C

d

z1 = c

zn

zk

zn–1 rразв

Vзад

l 1

М

A

В С

D rразв rразв

O Vзад=

0

Vзад = 0

228

Рис. 6.2 (продолжение)

БВ

1) 2)

3)

A

B

C D

Ц

x

z

z

A

B

D

C

Rmin Rmax

БВ

Vзад

х

в

г

Vзад

M

M

Ц

rпол

229

е

ж

Рис. 6.2 (окончание)

ИРИ ИРИ

ИРИ

ИРИ

ИРИ

M

z

x

V

V

V 0

БВ-РТР

(xi-1,zi-1,i)

(xi,zi,i)

i-1

i-1

x

z

М (x0,z0)

a

–a

z0

S

r

y 0 L

x0

Ц z

x

M

y

D

x

z

M K

A

C

P

θ E L1

L2

БВ Vзад > 0

Vзад = 0

B д

230

Отметим особенности применения БВ-РН при выполне-

нии разведки в прямоугольной области [a,b][c,d].

Основная особенность состоит в возможности повторного

контроля (просмотра оператором целевой нагрузки МНПУ)

некоторых участков области. Для этого вертолет после про-

смотра определенного участка по командам оператора управ-

ления БВ-РН переводится в режимы «висение» и «обратный

полет». В процессе такого полета первый оператор уточняет

наличие искомого объекта. При необходимости второй опера-

тор может перевести БВ-РН в режим «висения» над местом

расположения на местности распознаваемого объекта. После

этого оператор целевой нагрузки переводит ОЭС вертолета в

«надир», при котором ось ее визирования направлена верти-

кально вниз и осуществляет распознавание объекта. После

этого оператор управления МНПУ посылает на борт БВ-РН

команду продолжения его полета по сформированной про-

грамме.

Применение БВ-РН для доразведки и уточнения деталей

наземной (надводной) обстановки позволяет полностью по-

вторить пройденный участок его траектории. Для этого опе-

ратор управления переводит вертолет в режимы «торможе-

ние», «висение» и «разворот», и дальнейший полет БВ осуще-

ствляется в обратном направлении по уже пройденной траек-

тории.

Эти особенности изображены на Рис. 6.2,а «прямоуголь-

ником» и «петлей».

Отметим, что маневры БВ-РН типа «зависание» и «разво-

рот на 180» могут быть использованы и на рассмотренных

ниже траекториях его полетов, приведенных на Рис. 6.2,б-

6.2,д.

231

При полете БВ-РН по составной траектории, определяе-

мой поворотными пунктами маршрута (ППМ) с координата-

ми (xi, zi), i = 1, 2, 3, …, представленными на Рис. 6.2,б, пред-

полагается, что наряду с контролем линейного объекта прово-

дится контроль смежной с ним полосы шириной 2b.

На Рис. 6.2,в и Рис. 6.2,г приведены траектории полета

БВ-РН при установлении границы плоского объекта с цен-

тром в точке Ц.

В первом случае считаются известными оценки расстоя-

ний Rmin и Rmax, и траектория БВ-РН представляет собой ок-

ружность радиуса r = 0,5(Rmax + Rmin).

Во втором случае (при неизвестных Rmin и Rmax) полет

БВ-РН осуществляется по спирали, описываемой в полярных

координатах уравнением [28]:

,,, max0 k (6.1.3)

где коэффициент k выбирается из условия, что каждый ее ви-

ток «ометает» полосу шириной l1. Заметим, что в процессе

полета по такой траектории можно проводить обнаружение

точечных объектов, входящих в состав плоского объекта.

Для беспилотного вертолета возможен режим полета,

представленный на Рис. 6.2,д.

В этом случае БВ-РН зависает на высоте hпол в определен-

ной точке F пространства (см. Рис. 6.1) и «сканирует» с по-

мощью бортовой ОЭС определенный сектор наземной (над-

водной) поверхности, характеризующийся углом θ. Контроль

сектора осуществляется путем движения гиростабилизиро-

ванной платформы ОЭС по азимуту или вращения вертолета

вокруг его оси ЦМyсв. После контроля сектора БВ-РН может

продолжить горизонтальный полет по ранее выполняемой

траектории, состав которых приведен на Рис. 6.2,а – Рис. 6.2,г.

232

Методы формирования параметров требуемых траекторий

полетов БВ-РН, представленных на этих рисунках, приведены

в работе [13].

Основным критерием эффективности разведки объектов

1-го, 2-го и 3-го типов является вероятность их обнаружения,

распознавания и идентификации оператором целевой нагрузки

МНПУ по изображениям, полученным с борта БВ-РН [14, 28].

В общем случае эта вероятность описывается зависимо-

стью вида:

,,, cbaQQ (6.1.4)

где a – вектор характеристик полетного задания БВ-РН,

b – вектор параметров установленного на борту целевого обо-

рудования; c – вектор характеристик искомых объектов и со-

стояния контролируемой БВ-РН наземной (надводной) по-

верхности.

При задании требуемого значения вероятности Q и значе-

ний векторов b и c зависимость (6.1.4) может быть использо-

вана наряду с некоторыми дополнительными условиями для

определения значений вектора a.

Рассмотрим пример использования этой зависимости для

определения заданного значения Vзад скорости полета БВ-РН.

Определим эту характеристику полета БВ-РН, предпола-

гая, что для поиска и обнаружения объектов 1-го, 2-го и 3-го

типов в ночное время используется тепловизионный канал

ОЭС. В работе [18] вводится в рассмотрение вероятность то-

го, что за время нахождения объекта в поле зрения ОЭС (см.

Рис. 6.1) оператор целевой нагрузки МНПУ обнаружит его на

экране своего АРМ.

Для вычисления этой вероятности предлагается использо-

вать зависимость вида:

233

.cos2

22000exp1

виз2

c0

20

VN

NhQ (6.1.5)

Здесь h – высота полета БЛА (м); δ0 – элементарное поле

зрения канала (град.); N = (с/A) – параметр, зависящий от ми-

нимального размера с искомого объекта и разрешения A на

местности применяемой ОЭС; N0 – степень тепловой неодно-

родности фона поверхности; 2βс – горизонтальное поле зре-

ния канала (град.); V – скорость БЛА (м/с); αвиз – угол визиро-

вания ОЭС, отсчитываемый от надира (град.).

Поскольку угол визирования αвиз ОЭС выше было пред-

ложено отсчитывать от строительной горизонтали фюзеляжа

вертолета, с использованием замены виз2

и того, что

визвиз sin2

cos

, а также с учетом рассмотрения вве-

денного выше горизонтального поля зрения βг = 2βс, формула

(6.1.5) преобразуется к виду:

.sin

22000exp1

виз2

г0

20

VN

NhQ (6.1.6)

Будем считать заданной требуемое значение Qтр вероятно-

сти Q. Тогда значение скорости полета БВ-РН можно опреде-

лить из выражения (6.1.6), полагая в нем Q = Qтр, как:

.1lnsin

22000

трвиз2

г0

20

задQN

NhV

Входящая в эту формулу высота h = hпол полета БВ-РН оп-

ределяется в зависимости от вида искомых объектов метода-

ми, приведенными в работе [13].

Аналогичный подход, основанный на применении зави-

симостей вида (6.1.4), может быть использован для таких ка-

234

налов ОЭС БВ-РН, как цифровые фотокамеры, телевизион-

ные системы, а также для бортовых РЛС.

Требуемые изменения положения линии визирования

ОЭС при движении БЛА-РН по криволинейным траекториям

вида (6.1.3), при которых предусматривается программное

управление гиростабилизированной платформой системы,

рассмотрены в работе [28].

При реализации контроля наземной (надводной) поверх-

ности из режима висения по схеме, представленной на

Рис. 6.2,д, будем предполагать заданными такие характери-

стики сектора обзора, как угол θ и дальности L1, L2.

Будем считать, что точка E, от которой производится от-

счет этих дальностей, имеет координаты x(t0), z(t0), опреде-

ляющие местоположение БВ-РН в момент времени t0 начала

обзора.

Высоту hвис точки висения вертолета определим из оче-

видного требования, что PK = L2 – L1. Заменяя левую часть

этого равенства формулой для определения параметра l3 из

состава выражений (6.1.1) и проводя несложные преобразова-

ния, получим, что:

.sin

5,0sin5,0sin

в

вв12вис

LLh

Как было отмечено выше, применение беспилотной вер-

толетной техники в задачах разведки и мониторинга позво-

ляют использовать специальные режимы ее полетов, отсутст-

вующие у БЛА самолетных схем.

Примеры применения режимов висения и последующего

разворота приведены на Рис. 6.3.

235

На этих рисунках символом отмечены точки траектории

движения БВ-РН, в которых производится его зависание и

разворот на углы 90 (Рис. 6.3,а) и 12 и 23 (Рис. 6.3,б).

Ситуация, представленная на Рис. 6.3,б, соответствует

требованию об обязательном прохождении вертолетом каж-

дого ППМ.

Заметим, что время разведки и наблюдения с использова-

нием упомянутых выше специальных режимов полета БВ-РН

будет превышать это время при его «непрерывном» полете.

Это объясняется дополнительными затратами времени на

торможение вертолета до нулевой скорости его движения, за-

висание и поворота на требуемый угол . При программной

реализации применения таких режимов полета необходимо

осуществить не менее четырех переключений управления БВ-

РН.

6.2. Оптико-электронная разведка целей

и наведение управляемых артиллерийских снарядов

Одним из важнейших военных применений БВ-РН явля-

ется обеспечение процессов наведения высокоточного оружия

различных родов войск.

Vзад

z

d

c

M a b x

z

M x

Vзад

1 2

3

ППМ2

ППМ3

ППМ1

ППМ4

а б

Рис. 6.3

236

Рассмотрим тактику применения беспилотного разведы-

вательно-корректировочного вертолета (БРКВ) при стрельбе

управляемыми артиллерийскими снарядами (УАС) с лазерной

полуактивной головкой самонаведения (ГСН) типа «Красно-

поль» [29-31].

Низкая стоимость и простота эксплуатации БРКВ позво-

лит оснастить ими артиллерийские дивизионы тактического

звена, что будет способствовать повышению эффективности

их боевой работы как с применением управляемых, так и

обычных снарядов [31]. Поэтому в качестве БВ-РН при ис-

следовании возможностей обнаружения и подсвета целей для

УАС будем рассматривать БРКВ.

Первый этап исследования будем проводить при следую-

щих предположениях [29, 31]:

1. Движение БРКВ и УАС осуществляется в вертикальной

плоскости.

2. Рассматриваются такие режимы полета БРКВ как висе-

ние, вертикальный подъем и снижение, горизонтальный полет.

3. Захват цели ГСН УАС осуществляется на фиксирован-

ном расстоянии от нее.

4. Отраженные от цели импульсы лазерного подсвета цели

располагаются в остром угле с заданным значением его рас-

твора.

5. Принятая к поражению цель является неподвижной.

На следующем этапе исследований предполагается рас-

смотреть пространственное движение БРКВ и УАС.

Бортовой комплекс разведки и целеуказания БРКВ описан

в Разд. 5.1.

Применение БРКВ для обеспечения стрельбы УАС может

осуществляться двумя способами.

237

В первом способе в процессе полета БРКВ для разведки

целей выявляется требуемая цель, производится выстрел УАС

и через определенное время включается бортовая система ее

подсвета.

Второй способ подразумевает облет БРКВ разведываемой

местности с передачей всей собранной информации от МНПУ

БВК на командные пункты (КП) артиллерийских формирова-

ний. После выбора на КП принимаемой к поражению УАС

цели по команде оператора управления БРКВ совершает ма-

невры типа «заход на цель» и «зависание». На определенном

расстоянии БРКВ от цели производится выстрел УАС и

включается бортовая аппаратура подсвета цели.

Реализация отмеченных выше способов требует четкой

синхронизации следующих процессов:

поиска, обнаружения и идентификации целей;

выбора оптимальной последовательности поражения

выявленных целей УАС;

выбора траектории БРКВ для эффективного подсвета

целей;

определение моментов времени выстрелов УАС;

определение моментов времени начала и окончания

подсвета целей и законов его проведения;

определение процессов движения УАС по баллистиче-

ской траектории и его самонаведения на указанную цель.

В работах [29, 31] путем математического моделирования

процессов обнаружения цели и ее целеуказания в различных

режимах полета БРКВ было установлено, что наиболее эф-

фективным для подсвета целей является режим его висения.

238

Висение БРКВ и процесс целеуказания будем рассматри-

вать в вертикальной плоскости в выбранной системе коорди-

нат (Мху).

Пусть БРКВ находится в режиме висения в точке с коор-

динатами (х*,у*). Обозначим через D – наклонную дальность

до обнаруженной цели, ε – угол ее визирования (Рис. 6.4).

Тогда координата Цх цели Ц определяется по известному

местоположению БРКВ как:

cosЦ Dxx . (6.2.1)

Допустим, что при подсвете цели ЛЦД отраженные от нее

импульсы располагаются в остром угле 2β с вершиной в точке

Ц (Рис. 6.5).

В

хзахв

у

β

С

А

хЦ х

●

●

●

Ц

l

Рис. 6.5

Рис. 6.4

БРКВ

ε у*

D Ц

х*

хЦ х

у

М

239

Будем считать, что ГСН УАС устойчиво захватывает под-

свечиваемую цель на расстоянии l. Тогда координата захвата

цели определяется по формуле вида:

lxx Цзахв . (6.2.2)

где хЦ вычисляется по формуле (6.2.1).

Пусть максимальная интенсивность отраженных от цели

импульсов достигается на прямой ЦС, расположенной под

углом к оси х (см. Рис. 6.5). Уравнение этой прямой запи-

сывается как:

tg)( Цxху . (6.2.3)

С ее помощью ордината точки С вычисляется по формуле

вида:

tg)( Цзахв xxуС . (6.2.4)

Аналогичным образом можно вычислить ординаты точек

А и В:

)(tg)();(tg)( ЦзахвЦзахв хxyxxу BА .

Для управления процессом целеуказания и выбора на-

чальных условий стрельбы УАС необходимо связать коорди-

наты точки С с координатами БРКВ (х*,у*), фактическим уг-

лом визирования (подсвета) цели (*) и предельной дально-

стью (D*) работы ЛЦД в режиме подсвета цели. Геометриче-

ская схема подсвета цели при стрельбе УАС из самоходного

орудия представлена на Рис. 6.6.

Методы расчета этих параметров приведены в моногра-

фии [31].

Задача наведения УАС на выявленную БРКВ цель реша-

ется комплексом управления огнем соответствующего под-

разделения и завершается выдачей на конкретное орудие тре-

буемых параметров его стрельбы [29].

240

Отметим, что БРКВ должен применяться также для раз-

ведки целей и управления стрельбой обычными боеприпаса-

ми [31].

Аналогичное комплексное решение задач разведки и на-

ведения должно проводиться и для других видов высокоточ-

ных боеприпасов, например, для корректируемых и управ-

ляемых авиабомб [30].

6.3. Радиолокационная разведка

наземной (надводной) обстановки

Очевидно, что состав комплекса целевого оборудования

БВ-РН, определяется перечнем боевых задач, решаемых в за-

данных типовых тактических обстановках (ТТО) [28].

Для расширения функциональных возможностей БВ-РН и

гибкости управления вертолетом в сложных ТТО, в состав его

целевого оборудования, помимо ОЭС, как было отмечено

выше, должна входить бортовая радиолокационная станция

(БРЛС).

Следует заметить, что если в оптическом диапазоне волн

в виду их малой длины противнику достаточно просто при-

менить эффективные технологии обеспечения малозаметно-

В

xзахв

С

А

xЦ х

Ц

l

Д

у

*

БРКВ у*

x0 x*

θ0

)(хуу

D*

Vy

V

Vx

*

Рис. 6.6

𝑉0

241

сти, то при применении в БРЛС нескольких радиодиапазонов

одновременно, можно обнаруживать наземные цели типа

вооружений и военной техники (ВВТ) с большой вероятно-

стью. Следует также заметить, что, например, в дециметро-

вом диапазоне волн дальности обнаружения целей БРЛС

больше, чем у телевизионных и тепловизионных средств. Еще

одно преимущество БРЛС заключается в том, что потери на

распространение радиоволн в сложных гидрометеорологиче-

ских условиях (туман, слабые дождь и снег) в диапазоне час-

тот вплоть до 8-12 ГГц незначительны, следовательно, БРЛС

по условиям применения более всепогодна, чем средства ОЭС.

Наиболее простым способом радиолокационной разведки

местности в см-диапазоне волн является использование ре-

жима «реального луча», когда БРЛС переднего обзора, уста-

новленная на БВ-РН, осуществляет «сканирование» поверх-

ности антенной в горизонтальной плоскости, например в сек-

торе ±90° относительно вектора скорости носителя. При этом

радиолокационное изображение местности (РЛИ) в зоне об-

зора наблюдается в виде сектора размером ±90° с максималь-

ным радиусом, равным дальности действия БРЛС.

Основным недостатком этого режима является низкая

разрешающая способность по азимуту, которая при некоге-

рентной обработке определяется шириной диаграммы на-

правленности (ДН) реальной антенны в горизонтальной плос-

кости. Ширина Θдн ДН зависит от горизонтального размера

антенны d (апертуры), длины волны λ электромагнитных ко-

лебаний, излучаемых БРЛС, и вычисляется как:

Θдн = λ/d. (6.3.1)

В то же время линейное разрешение по азимуту уменьша-

ется пропорционально наклонной дальности. Например, при

242

длине волны λ = 3 см и размере антенны d = 150 см ширина

луча Θдн = 1,15°. Тогда при дальности 120 км линейное раз-

решение будет составлять около 2,5 км. Такая низкая разре-

шающая способность приводит к тому, что на изображении

наблюдаются отметки только от крупных объектов (мостов,

населенных пунктов, кораблей).

Получение высококачественного РЛИ требует примене-

ния антенны с большим размером апертуры. Размещение ан-

тенн больших размеров на БВ невозможно, поэтому для обес-

печения разрешения значительно лучшего, чем определяемо-

го шириной ДН реальной антенны, используются когерентные

режимы работы БРЛС, позволяющие сформировать синтези-

рованную апертуру большего (в 1000 и более раз) размера.

Отметим, что разведывательные и ударные БВ в дополне-

ние к БРЛС должны оборудоваться и средствами опознавания

на поле боя, в первую очередь радиолокационными [32, 33].

Это позволит определять в автоматическом режиме государ-

ственную принадлежность обнаруженных наземных целей и

передавать на МНПУ данные с отметками «чужих» целей.

Разведка с использованием переднебокового обзора по-

верхности в настоящее время осуществляется БРЛС с синте-

зированной апертурой (СА) антенны.

Совместное использование в одном из существующих об-

разцов БРЛС для перспективных БЛА следующих режимов:

1) реального луча (РЛ);

2) синтезированной апертуры (СА)

обеспечивают обнаружение объектов по азимуту в диапазоне

60 (режим СА) и в секторе 35 (режим РЛ) при высотах

полета от 100 м до 6000 м. Режимы РЛ и СА могут включать-

243

ся поочередно, но в каждый момент времени РЛС может ра-

ботать только в одном из режимов.

Зоны обзора такой БРЛС по азимуту представлены на Рис.

6.7.

Методика расчета характеристик областей обзора поверх-

ности с помощью БРЛС БВ, зависящих от его высоты и ско-

рости полета, приведена в работе [28].

Во все полученные в этой работе выражения, характери-

зующие область обзора БРЛС, входит в качестве параметра

высота hпол полета БВ-РН. Для обеспечения эффективного по-

иска и обнаружения объектов эта величина должна быть вы-

брана путем сопоставления их характерных размеров с харак-

теристиками разрешения применяемой БРЛС.

В качестве примера конкретизации значения высоты по-

лета БВ, оснащенного БРЛС с СА, можно использовать сле-

дующую формулу [28]:

2222

пол

2

пол

sin2

cos

1

D

L

D

LTV

Dh .

(6.3.1)

Зона СА

Зона РЛ

Рис. 6.7

z

х М

БВ

Зона СА

244

Данная формула может быть использована для определе-

ния требуемой высоты полета БВ-РН при задании в качестве

исходных данных следующих параметров:

характеристики длины волны и угла визирования

используемой БРЛС;

значения скорости Vпол и времени Т полета вертолета;

предполагаемого значения наклонной дальности D до

искомого объекта;

характерного размера L объекта, поиск и обнаруже-

ние которого осуществляется в планируемом полете БВ-РН.

Из Разд. 5.2 следует, что в последнее время в беспилотной

вертолетной технике начинают применяться БРЛС кругового

обзора, которые имеют веерный антенный луч, являющийся

узким в поперечной плоскости обзора и широким в продольной

плоскости.

На Рис. 6.8 представлены проекции ДНА такой БРЛС и

контролируемая область наземной (надводной) поверхности.

В этих БРЛС применяются в основном косекансные ДНА,

характерные тем, что угол об их раскрыва значительно

больше угла об (см. Рис. 6.8,а). Путем вращения ДНА с за-

данной угловой скоростью вертолет в процессе полета со

скоростью V контролирует полосу наземной (надводной) по-

верхности шириной Lmax (см. Рис. 6.8,б).

Из приведенного рисунка следует, что угол об обзора по

вертикали будет равен:

max

maxоб arccos

R

h, (6.3.2)

где Rmax – максимальная дальность действия БРЛС; hmax – мак-

симальная высота полета БВ-РН.

245

Тогда максимальное значение ширины полосы просмотра

контролируемой поверхности определяется как:

обmaxобmaxmax sin2)90cos(2 RRL . (6.3.3)

Ширина ДНА в горизонтальной плоскости, определяемая

углом об, выбирается из условия получения максимальной

точности пеленгации цели и разрешающей способности в

плоскости пеленгации.

Форма ДНА в вертикальной плоскости выбирается из ус-

ловия, чтобы наземные (надводные) цели с равной интенсив-

ностью отражения давали одинаковой силы сигнал на входе

приемника БРЛС или одинаковую яркость отметок на экране

у

х М

БВ V

hmax Rmax

Ц

об

R

у

z М об

БВ

а

Рис. 6.8

б

Lmax

x

z М

ЛЗП

V БВ

об

246

монитора АРМ оператора целевой нагрузки, независимо от их

удаления.

Заметим, что для получения на экране монитора АРМ не-

искаженного изображения наземной (надводной) обстановки

необходимо согласование значений скоростей V и .

Приведем с использованием информации специализиро-

ванных Web-сайтов в дополнение к Разд. 5.2 характеристики

некоторых разрабатываемых отечественных образцов малога-

баритных БРЛС кругового обзора для применения на БВ-РН.

Система «Колибри», которая может дополнительно рабо-

тать и в режиме бокового обзора, имеет следующие характе-

ристики:

масса, кг ……………………………......... не более 6,5;

импульсная излучаемая мощность, ВТ… не менее 6;

размеры апертуры антенны, мм ……...... 50020;

дальность действия, км

- круговой обзор при висении ………… не менее 200;

- боковой обзор в режиме СА ………… не менее 20.

Другая вертолетная БРЛС кругового обзора большой

дальности на базе цифровой активной фазированной антен-

ной решетки (АФАР) имеет характеристики, представленные

в Табл. 6.1.

Таблица 6.1

Рабочий диапазон дальности применения, км 300 3 Рабочая частота, ГГц 94 Дальность обнаружения:

неровности рельефа, км 50-100 автомобильная техника, км 100-200 корабли, км 200-300

Ошибка измерения дальности (СКО), км 1-2 Сектор обзора:

по азимуту, град 360

247

по углу места, град 4 Разрешающая способность:

по азимуту, град 8 по дальности, м 8

Масса, кг 4-5 Габариты РЛС, мм 270150 Энергопотребление, ВТ 120

Отметим, что современные тактические БРЛС с косеканс-

ной ДНА имеют следующие значения ее углов:

об = 60-70; об = 3-6.

Сформируем для среднего значения угла об = 65 оценки

дальности Rmax и ширины Lmax для интервала эксплуатацион-

ных значений высот h полета современных БВ-РН. Величину

Rmax будем определять из Рис. 6.8,а как:

Rmax = h cosec об.

Результаты расчетов по этой формуле и формуле (6.3.3)


Таблица 6.2

h, км 0,5 1,0 2,0 3,0 4,0 5,0 6,0

Rmax, км 1,183 2,366 4,732 7,099 9,465 11,831 14,197

Lmax, км 2,145 4,289 8,578 12,867 17,156 21,445 25,730

Из этой таблицы следует, что существующий интервал

высот БВ-РН требует создания и применения БРЛС с макси-

мальной дальностью порядка 15-20 км. Как было отмечено

выше, БРЛС кругового обзора может работать и в режиме бо-

кового обзора. Согласно Рис. 6.8,б при значении угла = 0

осуществляется обзор по правому борту БВ-РН, а при = 180

– по его левому борту.

6.4. Радиотехническая разведка наземной обстановки

Рассмотренные выше траектории движения БВ-РН пред-

назначены для решения задач видовой разведки и наблюдения

248

наземных (надводных) объектов с активным участием в этом

процессе оператора целевой нагрузки МНПУ.

Рассмотрим применение информационных БВ в процессах

обнаружения и определения координат наземных источников

радиоизлучения (ИРИ), которые объединяются понятием воз-

душной радиотехнической разведки (РТР) [35].

Искомыми объектами БВ-РТР являются РЛС, узлы радио-

релейной и спутниковой связи, радиостанции противника и др.

В гражданской сфере БВ-РТР могут использоваться для

поиска и обнаружения терпящих бедствия наземных (надвод-

ных) объектов, оснащенных аварийными радиомаяками, а

также при поиске БЛА с такими маяками, совершающих не

запланированные (аварийные) парашютные посадки.

Цели, задачи, состав аппаратуры и методы воздушной РТР,

выполняемой пилотируемыми ЛА, приведены в монографии

[35]. Анализ существующей литературы показал практически

полное отсутствие работ по применению БВ-РТР.

Рассмотрим один из подходов к решению этой актуальной

задачи для БВ-РТР, целевое оборудование которых составля-

ют различные типы бортовой аппаратуры РТР бокового обзо-

ра [35].

Пусть из предварительной оценки обстановки известно,

что подлежащие обнаружению ИРИ располагаются в квадрате

размерами (аа) км. Поместим в центр этого квадрата, как

показано на Рис. 6.2,ж, начало плоской СК Mxz.

Будем считать, что БВ-РТР совершает разведывательный

полет в горизонтальной плоскости на высоте h со скоростью

Vзад(t) = Vзад = const по круговой траектории вида:

x2 + z2 – R2 = 0. (6.4.1)

249

Здесь aR2

2 – радиус окружности, описанной вокруг

введенного выше квадрата [27].

Полет БВ-РТР начинается в точке с координатами (x0,z0), в

которой угол поворота его траектории (курсовой угол) равен 0.

Пусть в процессе движения по траектории (6.4.1) бортовая

аппаратура РТР определила в некоторые моменты времени ti-1

и ti углы пеленга i-1 и i на работающий ИРИ,

i = 1,2,3,…, представленные на Рис. 6.2,ж. В эти моменты

времени параметры полета вертолета соответственно равны

(xi-1,zi-1,i-1) и (xi,zi,i), i = 1,2,3,…

Используя значения этих параметров, построим уравнения

прямых, проходящих через точки с координатами (xi-1,zi-1) и

(xi,zi) под углами (i-1 + i-1) и (i + i) [27]:

).()(tg

);()(tg 1111

iiii

iiii

xxzz

xxzz

(6.4.2)

Координаты обнаруженного i-го ИРИ определяются точ-

кой пересечения этих прямых.

Решая систему линейных алгебраических уравнений

(6.4.2), получаем следующие формулы для вычисления коор-

динат обнаруженного i-го ИРИ:

;)(tg)(tg

)(tg)(tg

11

1111*

iiii

iiiiiiiii

zzxxx

)(tg)(tg

)(tg

11

11111

*

iiii

iiiiiii

xzzzz (6.4.3)

,...3,2,1),(tg)(tg)(tg

)(tg111

11

ixx

iiiiiii

iii

При использовании этих выражений применяются значе-

ния координат xi-1, zi-1, xi, zi и курсовых углов i-1, i, посту-

250

пающие в моменты времени ti-1 и ti от бортового комплекса

управления полетом БВ. Вычисляемые в его вычислительном

комплексе по формулам (6.4.3) координаты обнаруженных

ИРИ передаются на МНПУ и отображаются в требуемой фор-

ме на мониторе АРМ оператора целевой нагрузки БВ-РТР.

Приведенный метод вычисления координат ИРИ исполь-

зуется при небольшом количестве источников в области раз-

ведки. При больших концентрациях ИРИ необходима его до-

работка с учетом того, что бортовая аппаратура РТР в смеж-

ные моменты времени может запеленговать разные ИРИ.

Отметим, что в работе [35] отсутствуют расчетные фор-

мулы для определения координат объектов, обнаруженных

РТР, но приводятся соотношения для вычисления погрешно-

стей двукратной и многократной их пеленгации.

Рассмотрим другие виды требуемых траекторий полетов

БВ-РТР, используя рекомендации специалистов по тактике

применения пилотируемых ЛА, оснащенных аппаратурой

воздушной РТР [13]. Такая разведка при любых метеоуслови-

ях в дневное и ночное время должна выполняться при полетах

БВ-РТР на постоянной высоте, как над своей территорией, так

и за линией боевого соприкосновения (ЛБС) с противником.

При этом, по их мнению, основными видами ИРИ являются

РЛС ПВО, осуществляющих обнаружение воздушных целей

(ВЦ) и их целеуказание ЗУР. В нашем случае в качестве ИРИ

дополнительно выступают все наземные (надводные) объекты

для их последующего радиоподавления (см. Разд. 6.5).

При движении БВ-РТР над своей территорией вдоль ЛБС

используются следующие виды траекторий:

1. Полет по прямой, параллельной ЛБС.

При формировании траектории полета вертолета по такой

251

прямой задаются координаты двух ППМ, расположенных на

одинаковых расстояниях от ЛБС.

2. Полет по ломаному маршруту.

Данная траектория полета БВ-РТР представляется сово-

купностью ППМ (см. Рис. 6.2,б) и позволяет за счет ее пово-

ротов получить большее число пеленгов на ИРИ, чем при

прямолинейном полете. По оценкам специалистов по РТР ко-

ординаты ППМ должны обеспечивать повороты БВ-РТР на

углы 60-120 через каждые 20-30 км при его полетах на ма-

лых высотах 500-1000 м и 30-50 км – на средних и больших

высотах порядка 4000-7000 м [35].

3. Полет по нескольким замкнутым маршрутам.

Такие маршруты располагаются на определенном рас-

стоянии от ЛБС. В качестве уравнения, описывающего каж-

дый маршрут в виде неявно заданной функции Ф(x,z) = 0 [13],

предлагается использовать уравнение эллипса [27], большая

ось которого расположена «параллельно» ЛБС:

01)()(

),(2

2ц

2

2ц

b

zz

a

xxzx . (6.4.4)

Здесь (xц,zц) – координаты центра траектории, заданной в

применяемой СК; a, b – размеры малой и большой полуосей

эллипса такие, что b > a.

В этом случае составная траектория движения БВ-РТР бу-

дет описываться совокупностями функций вида (6.4.4) с раз-

личными значениями координат (xц,zц) и переходных траекто-

рий z(x), обеспечивающих непрерывное и гладкое перемеще-

ние БВ-РТР с одной эллиптической траектории на другую,

смежную ей траекторию [17].

Отметим, что пеленгация ИРИ проводится в процессе

движения БВ-РТР как по эллиптическим, так и по переход-

252

ным траекториям. При этом рекомендуется выбирать пара-

метры этих траекторий так, чтобы расстояния между центра-

ми кривых (6.4.4) составляло 30-50 км и линии пеленгов ИРИ,

полученные при движении по ним вертолета, пересекались

под углами 60-120. Для повышения точности РТР и проведе-

ния наблюдения некоторого района предлагается использо-

вать несколько БВ-РТР с траекториями полета вида (6.4.4).

Для исключения поражения БВ-РТР от средств ПВО про-

тивника полеты по отмеченным выше траекториям предлага-

ется проводить на удалении 25-35 км от ЛБС.

При полетах БВ-РТР за ЛБС предлагается использовать

траектории, представленные на Рис. 6.2,а, Рис. 6.2,б и Рис.

6.2,ж, совместно с соответствующими методами их описания.

Для всех приведенных выше траекторий полетов БВ-РТР

при определении координат обнаруженных ИРИ используют-

ся формулы вида (6.4.3).

При разведке и доразведке координат РЛС обнаружения

ВЦ и РЛС управления огнем средств ПВО перспективным

направление является совместное использование БВ-РТР и

боевых БВ-АЛЦ, задачей которых является имитация атак на

вскрываемые разведкой средства.

Предложенные в данном разделе виды траекторий поле-

тов БВ-РТР и метод расчета координат обнаруженных ИРИ

может рассматриваться как первый этап решения проблемы

применения БВ при проведении воздушной РТР. В исследо-

ваниях и разработках последующих этапов необходимо учи-

тывать такие факторы, как параметры и характеристики бор-

товой аппаратуры РТР, размеры районов разведки, допусти-

мые (предельные) затраты времени на ее проведение, ошибки

определения координат ИРИ, требуемое количество и виды

253

применяемых БВ-РТР, вероятность вскрытия всех ИРИ в за-

данном районе разведки и др.

Отметим, что современные точностные характеристики

воздушной РТР приведены в работе [21].

6.5. Подавление работы наземных,

надводных и воздушных объектов

Будем считать, что по результатам проведенной оптико-

электронной, радиолокационной и радиотехнической разве-

док в некоторой области наземной (надводной) поверхности

выявлены объекты, оснащенные РЛС, средствами радиосвязи

и компьютерной обработки информации. Для их нейтрализа-

ции предлагается использовать БВ-П, оснащенные аппарату-

рой радиоэлектронного подавления (РЭП) работы таких объ-

ектов.

Применение у нас в стране и за рубежом авиационных

средств РЭП имеет достаточно большую историю [40]. Сле-

дует отметить, что такие средства, устанавливаемые на само-

летах РЭБ, в основном были предназначены для использова-

ния в операциях ВВС для подавления РЛС средств ПВО про-

тивника. Такие бортовые системы РЭП имели значительную

мощность и дальность действия для прикрытия крупных

ударных группировок самолетов и вертолетов.

Отметим, что РЭП с помощью БЛА названо перспектив-

ным направлением в работах [21, 101].

В связи с небольшой высотностью и дальностью полетов

беспилотной вертолетной техники для оснащения БВ-П пред-

лагается разработать аппаратуру относительно небольшой

мощности и тактической дальности действия, действующую

против наземных (надводных) и маловысотных воздушных

254

объектов, частотные диапазоны работы которых приведены в

Главе 5.

При этом в вертолетной системе РЭП необходимо исполь-

зовать опыт разработки отмеченных выше систем, дополнен-

ный использованием аппаратуры РТР с новой элементной ба-

зой, цифровыми вычислителями и применением компьютер-

ных радиовирусов [101].

Перспективная малогабаритная бортовая система БВ-П

должна автоматически создавать заградительные или при-

цельные помехи в зависимости от текущей радиоэлектронной

обстановки.

После включения система автоматически проводит ее

анализ и с помощью средств РТР определяются рабочие час-

тоты и мощности ИРИ. На этих частотах передатчики систе-

мы РЭП в течение нескольких минут генерируют помехи не-

обходимой мощности и по их истечении система снова анали-

зирует сигналы ИРИ. Если источники начинают менять час-

тоты своей работы, то с использования вычислителя системы

РЭП осуществляется формирование помех в зависимости от

режимов работы ИРИ.

Если приходят сигналы от нескольких ИРИ с различаю-

щимися частотами, вычислитель формирует несколько участ-

ков прицельных помех, расставив их по диапазонам. При этом

если после очередного анализа обстановки окажется, что два

или более ИРИ сблизились по рабочей частоте, то для них

сформируется общая заградительная помеха, а для остальных

ИРИ используются после поднастройки на новые частоты

прицельные помехи.

Особенность применения радиовирусов состоит в том, что

они должны передаваться системой в форме входных радио-

255

сигналов, поступающих на радиоприемные средства назем-

ных (надводных) командных пунктов управления силами и

средствами для вывода из строя или затруднения работы их

компьютерного оборудования [101].

Рассмотрим один из подходов к применению БВ-П, целе-

вая аппаратура которого имеет дальность действия, равную D,

угол азимута , и угол места .

Сечения области действия аппаратуры РЭП при висении

БВ на высоте h представлены на Рис. 6.9.

Определим параметры наземной (надводной) Sн и воз-

душной Sв площадей ее действия.

Из Рис. 6.9,а определим длины следующих отрезков:

.ctg

;;ctg

22

22

hhDCBCABA

hDCAhCB (6.5.1)

Используя известную формулу площади кругового секто-

ра [27] и Рис. 6.9,б, получаем, что аппаратура с указанными

выше характеристиками будет осуществлять подавление объ-

ектов на площади:

22н

360CBCAS

.

Подставляя в это выражение соответствующие величины

из соотношений (6.5.1), имеем:

D

D БВ

С В А х

y

h

M

D

D

БВ

С

В А

х

Рис. 6.9

а б

z

M

256

2222н ctg

360hhDS .

Проводя несложные преобразования, получаем оконча-

тельную формулу вида:

2

22

нsin360

hDS . (6.5.2)

При известном значении sн площади, на которой распола-

гаются подавляемые объекты, из этого выражения и неравен-

ства:

Sн sн (6.5.3)

можно определить оценку значения hвис.

Подставляя правую часть выражения (6.5.2) в неравенство

(6.5.3), имеем:

н2

22

sin360s

hD

.

Отсюда, проводя несложные преобразования, получаем

оценку вида:

н2вис

360sin

sDh . (6.5.4)

В тактике боевых действий область расположения объек-

тов противника обычно задается в виде квадрата (аа) км. То-

гда неравенство (6.5.4) можно переписать как:

2

2вис

360sin

aDh . (6.5.5)

Из требования неотрицательности подкоренного выраже-

ния следует условие:

0360 2

2

a

D .

257

Откуда имеем, что характеристики аппаратуры РЭП и

размеры области ее действия должны быть связаны неравен-

ством вида:

360

aD .

Проводя несложные преобразования, получим условие

вида:

aD 707,10 . (6.5.6)

Отметим, что теория расчета характеристик средств РЭП,

в частности дальности D их действия, достаточно подробно

изложена в работе [100].

Рассмотрим задачу применения БВ-П для нейтрализации

маловысотных низкоскоростных БЛА и крылатых ракет (КР).

На Рис. 6.10 приведено описание взаимного расположения

БВ-П и КР в двух сечениях ДН передатчика системы РЭП.

На Рис. 6.10,а через Н обозначена минимальная высота

полета КР рассматриваемого типа. Сечение ДН на этой высо-

те представлено на Рис. 6.10,б.

Введем в рассмотрение использованные выше характер-

ные точки С и А и дополнительные точки E, F, и K. Отрезок

D БВ

С А

х

y

h

H

M

D

БВ

С

А

х

Рис. 6.10

а б

z

M

V K

КР

КР

F

v

v v КР

v КР

E

258

EF определяет хорду кругового сектора радиуса СА, который

вычисляется по формуле:

22 )( HhDCA .

Вычислим длину хорды по известной формуле [27]:

22 )(5,0sin25,0sin2 HhDCAEF .

Тогда площадь прямоугольной области AKEF, которая

«встречает» подлетающие КР с последующим воздействием

на них аппаратуры РЭП, определяется как:

22в )(5,0sin)(2 HhDHhEFAKS . (6.5.8)

Если известно, что атакующая группа КР движется в об-

ласти с поперечным сечением, равным sв, то максимальная

высота h полета БВ с аппаратурой РЭП при использовании

условия Sв = sв и выражения (6.5.8) вычисляется из уравнения

вида:

в22 )(5,0sin)(2 sHhDHh , (6.5.9)

которое может быть решено аналитически или известными

численными методами [11].

При разработке тактики применения БВ-П, осуществ-

ляющих радиоэлектронное подавление наземных (надводных)

объектов в правой и левой полусферах, предлагается исполь-

зовать подход, изложенный в работе [13].

Отметим, что отсутствующая в настоящее время тактика

применения БВ при оптико-электронном подавлении объек-

тов противника требует достаточно глубоких теоретических

исследований и разработок.

6.6. Ретрансляция связи воздушных и наземных объектов

Увеличение дальности действия радиоканалов связи

«МНПУ-БЛА» является одним из важнейших направлений по-

вышения эффективности применения различных видов БЛА.

259

В настоящее время для этих целей предлагается использо-

вать спутниковые и тактические каналы связи с резким рас-

ширением спектра применяемых радиочастот [102] и автома-

тические активные ретрансляторы, принимающие сигналы на

одной частоте и передающие их абонентам на другой частоте

[20]. Ретрансляция радиосигналов с помощью специального

типа информационных БЛА-ретрансляторов (БЛА-Р) является

перспективным направлением повышения эффективности со-

временных систем связи [13].

В качестве гражданского применения БЛА-Р можно ука-

зать на их использование при тушении крупных ландшафт-

ных пожаров [97, 98].

Анализ состояния вопроса по созданию и применению

БЛА-Р показал, что основные усилия их разработчиков со-

средоточены на проектировании различных образцов борто-

вой аппаратуры активной и пассивной ретрансляции сигналов

и ее взаимодействия с наземной аппаратурой связи МНПУ

(см. библиографию к работе [36]).

Применение беспилотных вертолетов-ретрансляторов

(БВ-Р) наиболее эффективна в следующих областях:

1. Обеспечение связи с удаленными БЛА, решающими

целевые задачи вне зоны действия средств передачи команд-

ной информации и приема бортовых данных их МНПУ.

2. Организация системы удаленной связи наземных або-

нентов, в том числе с получением ими данных от находящих-

ся в воздухе БЛА.

Применяемую бортовую аппаратуру связи и ретрансляции

БВ-Р будем характеризовать величинами DЗВ, DВВ, DВЗ макси-

мальной дальности устойчивой радиосвязи по каналам «земля-

воздух», «воздух-воздух» и «воздух-земля» соответственно.

260

В связи с тем, что на МНПУ обычно применяется более

мощная приемопередающая аппаратура и узконаправленные

антенные системы, дальность ее действия DЗВ значительно

превосходит дальности действия DВВ и DВЗ аппаратуры, уста-

навливаемой на борту БВ-Р. Это объясняется тем, что по мас-

согабаритным ограничениям в составе целевого оборудования

БВ-Р легкого и среднего классов используются менее мощные

приемопередатчики (трансиверы) и ненаправленные или сла-

бонаправленные антенны (волновые полувибраторы, плоские

«patch»-антенны) При этом предполагается, что DВЗ < DВВ, то

есть дальность действия аппаратуры ретрансляции, приме-

няемой в тактических сетях связи, может быть меньше даль-

ности действия аппаратуры радиообмена с удаленными БЛА.

Будем считать, что при планировании применения БВ-Р

для организации связи с удаленным БЛА на интервале време-

ни [t0, tк] определены следующие значения его координат:

,max

;min

;max

к0

к0

к0

,max

,min

,max

tzz

tyy

txx

ttt

ttt

ttt

(6.6.1)

вычисленные для параметрического представления x(t), y(t),

z(t) траектории БЛА в СК с началом в точке М расположения

его МНПУ (см. Разд. 13.1).

Минимальное значение высоты ymin полета БЛА выбрано

для обеспечения его связи с МНПУ вне зоны его прямой ра-

диовидимости и для учета действия помех при распростране-

нии радиоволн вблизи наземной поверхности.

Для удаленного БЛА имеем, что значения его координат

(6.6.1) должны удовлетворять условию:

261

,2max

2min

2maxЗВ RzyxD

где R – радиус действия рассматриваемого образца БВ.

Будем считать, что СК повернута относительно земной

СК на угол ΨM, который с учетом выражений (6.6.1) вычисля-

ется как:

.arctg maxmax xzM

В этой СК значение zmax будет равно нулю, а значения xmax,

ymin будут лежать на координатной плоскости Mxy, проходя-

щей через точку с координатами (xmax, zmax).

Расчетная схема для определения параметров полета БВ-Р,

применяемого для обеспечения связи с удаленным БЛА, при-

ведена на Рис. 6.11.

Рис. 6.11

Координаты (xP, yP) точки висения БВ-Р в используемой

СК, обеспечивающего работу канала связи «МНПУ-БЛА»,

согласно этому рисунку, определяются из решения следую-

щей системы нелинейных алгебраических уравнений:

.

;2вв

2min

2max

2зв

22

Dyyxx

Dyx

PP

PP

(6.6.2)

МНПУ

БВ-Р

БЛА

y

ymin

yP

xP xmax x

Dзв

Dвв

262

Каждое из уравнений этой системы записано с использо-

ванием формулы расстояния между соответствующими точ-

ками [27], расположенными в плоскости МНПУxy.

Система (6.6.2) решается одним из известных численных

методов, представленных в работе [11].

Для полученного решения 0Px , 0

Py проверяется условие вида:

,max0

min hyh P (6.6.3)

где [hmin, hmax] – эксплуатационный интервал высот полета

рассматриваемого образца БВ-Р.

При невыполнении этого неравенства и при отсутствии

решения системы (6.6.2) необходимо увеличить значение

дальности DВВ действия бортовой аппаратуры ретрансляции.

После получения решения 0Px , 0

Py , удовлетворяющего ус-

ловию (6.6.3), и с учетом того, что в рассматриваемой СК ко-

ордината 00 Pz , вычисляются координаты точки висения

БВ-Р в используемой СК (см. Разд. 13.1).

Определим координаты точки висения БВ-Р при органи-

зации тактической системы связи между наземными абонен-

тами, расположенными в некоторой прямоугольной области с

размерами ( BA ) км.

Построим СК с началом в точке размещения МНПУ и

осями МНПУx и МНПУy, параллельными сторонам заданной

прямоугольной области (Рис. 6.12).

На этом рисунке параметрами a, b, c, d обозначены коор-

динаты, описывающие заданную область размещения назем-

ных абонентов, которые связаны с ее размерами выражения-

ми вида:

.; cdBabA

263

Рис. 6.12

Используя очевидные геометрические соотношения, по-

лучаем следующие формулы для вычисления координат точ-

ки висения БВ-Р:

.5,05,0

;45,0

45,0

;5,05,0

0

22

2220

0

ВЗ

ВЗ

Bcdz

BAD

cdabDy

Aabx

P

P

P

(6.6.4)

Из второго выражения следует, что для получения значе-

ния 00 Py дальность DВЗ действия аппаратуры ретрансляции

и размеры области обслуживания его наземных абонентов

должны удовлетворять неравенству:

.)(25,0 22ВЗ BAD (6.6.5)

Как и выше, вычисленные по формулам (6.6.4) значения

координат 0Px , 0

Py и 0Pz , должны быть преобразованы с по-

мощью соответствующих формул в координаты PPP zyx ,,

точки висения БВ-Р в применяемой СК.

БВ-Р

Dвз

Dвз

Dвз

y

x

z

a b

c

d

A

B

МНПУ

0Py

),( 00PP zx

Зона размещения

абонентов

264

Для случая, когда наземные абоненты системы связи

должны получать на свои терминалы данные от находящихся

в воздухе БЛА, имеет место некоторая область существова-

ния информационных каналов «БЛА → БВ-Р → абоненты».

Такую область будем описывать выражением вида:

,2222ВЗDzzyyxx PPP (6.6.6)

которое геометрически представляет собой шар радиуса DВЗ с

центром в точке висения БВ-Р.

При выполнении в некоторый момент времени t условия

(6.6.6) для текущих значений координат x = x(t), y = y(t),

z = z(t) некоторого БЛА такой канал начинает действовать, и

наземные абоненты получают возможность использовать в

своей деятельности данные, поступающие от этого БЛА.

Для радиообмена данными между удаленными БЛА в

правую часть неравенства (6.6.6) подставляется величина

DВВ > DВЗ.

В заключение главы отметим, что реальные методики

применения информационных БВ должны быть разработаны

в тесном взаимодействии с их военными и гражданскими

специалистами Заказчиков этого класса беспилотной верто-

летной техники.

265

Глава 7. ТАКТИКА ИМИТАЦИИ

БЕСПИЛОТНЫМИ ВЕРТОЛЕТАМИ

СРЕДСТВ ВОЗДУШНОГО НАПАДЕНИЯ

Военные вертолеты составляют значительную часть ВВС

ведущих стран мира. Большую часть из них составляют удар-

ные или штурмовые вертолеты, осуществляющие авиапод-

держку наземных войск на поле боя и борьбу с бронетехни-

кой противника.

Примеры параметров и характеристик некоторых сущест-

вующих вертолетов этого класса приведены в Табл. 7.1.

Таблица 7.1

Марка Страна Схема Силовая

установка

Крейсер./ макс.

скорость, км/ч

Статич./ динамич. потолок,

м

Дальность полета, км

CAIC WZ-10

КНР одновинт. ТВД

21285 л.с

210/300 4115/6400 842

Ми-24 СССР одновинт. ТВД

22200 л.с

280/335 2200/4500 450

Denel АН-2

Rooivalk

ЮАР одновинт. ТВД

21376 кВт

247/309 5850/6100 940

Bell AH-1 Super Cobra

США одновинт. ТВД

21285 кВт

278/352 4270/4495 518

Agusta A129

Италия одновинт. ТВД

2881 л.с

229/278 4480/4725 600

AH-1Z Viper


21723 л.с

248/411 5770/6016 685

Eurocopter Tiger

ФРГ, Франция

одновинт. ТВД

21285 л.с

278/315 2100/400 800

Ми-28Н РФ одновинт. ТВД

22200 л.с

240/300 3600/5600 450

AH-64D Apache


21890 л.с

212/265 4170/5815 1850

Ka 50/52 РФ двухвинт. ТВД

22500 л.с

310/310 4000/5500 520

266

В настоящее время весьма актуальной является разработ-

ка методов и средств борьбы с этим видом средств воздушно-

го нападения (СВН) [22].

Отметим, что приведенные в этой главе параметры и ха-

рактеристики отечественных и зарубежных боевых вертоле-

тов, БРЛС и средств ПВО соответствуют информации спе-

циализированных Web-сайтов.

Для обучения борьбе с воздушными целями (ВЦ) и повы-

шения боевой квалификации персонала ВВС и ПВО с 40-60 гг.

прошлого века широко применяются мишени самолетной

схемы и ракеты-мишени [20, 21].

В этих работах, где подробным образом описывается ис-

тория и современное состояние воздушных мишеней (ВМ),

ничего не говорится о вертолетах-мишенях, хотя борьба с

боевыми вертолетами за счет ряда особенностей существенно

отличается от борьбы с самолетами и ракетами противника. В

настоящее время ряд ВМ на базе БЛА самолетных схем ис-

пользуется для имитации полетов вертолетов, но воспроизве-

дение их специальных режимов (сброс скорости до нулевых

значений, висение и др.) не осуществляется. В работе [22]

предлагается проект ВМ в виде привязного БВ.

Рассмотрим особенности вертолетов как воздушных целей.

Основным средством их обнаружения и сопровождения

являются БРЛС истребителей и РЛС средств ПВО. Вертолеты

имеют достаточно малые значения эффективной площади

рассеивания (ЭПР), что затрудняет их обнаружение.

В Табл. 7.2 приведены данные по диапазонам РЛС ЗРК и

ЭПР обнаруживаемых ими вертолетов.

Таблица 7.2

Диапазон работы РЛС, см 5-10 10-100 100-200

ЭПР вертолета, м2

0,1-1,0 1,0-1,5 1,0-2,0

267

Другой особенностью является установленный факт, что

при уменьшении скорости вертолета до нулевого значения и

последующего зависания у импульсно-доплеровских БРЛС ис-

требителей наблюдается «срыв» процесса его сопровождения.

Проблемы с обнаружением и захватом на сопровождение

вертолетов наблюдаются и в РЛС ЗРК ПВО. Например, РЛС

ЗРК «Тор-М1» способна обнаруживать с вероятностью не ме-

нее 0,8 на дальности 25-27 км самолеты типа F-15, летящие на

высотах от 30 до 6000 м. Беспилотные летательные аппараты

обнаруживаются этой РЛС с вероятностью не менее 0,7 на

дальности 9-15 км, а зависшие в воздухе вертолеты – с веро-

ятностью 0,6-0,8 на дальности 13-20 км.

Французская обзорная РЛС ЗРК «Crotale-NG» Е-диапазо-

на с перестройкой частоты имеет дальность обнаружения са-

молетов 20000 м, а для зависших вертолетов – 8000 м.

Таким образом, летящий на малых скоростях или завис-

ший вертолет представляет собой весьма проблемную цель

как для БРЛС истребителей, так и для РЛС ЗРК ПВО.

Это еще раз говорит об актуальности применения специ-

альных БВ для обучения войск, имитирующих летно-

технические и отражательные характеристики, а также такти-

ку применения зарубежных ударных вертолетов.

В работах [13, 19] понятие воздушной мишени было пред-

ложено заменить более общим понятием «авиационная лож-

ная цель» (АЛЦ) и использовать их не только для обучения

персонала ПВО и ВВС, но и в боевых действиях армейской и

фронтовой авиации. Поэтому в дальнейшем будем использо-

вать сокращение «БВ-АЛЦ» с уточнением типа учебная

(УАЛЦ) и боевая (БАЛЦ) авиационная ложная цель.

268

Для эффективного решения задач, стоящих перед пер-

спективными БВ-АЛЦ, предлагается состав их целевого обо-

рудования, описанного в Разд. 5.5.

К дополнительному целевому оборудованию, устанавли-

ваемому на боевых АЛЦ вертолетного типа, относятся:

аппаратура радиотехнической разведки, используемая

для обнаружения РЛС противника;

бортовая РЛС, применяемая для обнаружения и сопро-

вождения мобильных наземных и воздушных средств ПВО и

ЛА противника, действующих в режимах радиомолчания;

боевая часть для использования боевых АЛЦ в режиме

«камикадзе» как средства поражения целей противника или

при выработке ими бортовых запасов топлива.

7.1. Применение учебных БВ-АЛЦ

Непосредственное управление применением БВ-УАЛЦ

осуществляется с помощью МНПУ, размещенными на соот-

ветствующих полигонах. Такие пункты управления с дально-

стью действия их радиолиний порядка 100-150 км также мо-

гут быть использованы для имитации боевыми АЛЦ действий

вертолетов армейской авиации.

Сформулируем основные методические подходы к прак-

тическому применению учебных БВ-АЛЦ.

При формировании требуемых траекторий движения

БВ-УАЛЦ предлагается использовать принцип их рандомиза-

ции [13]. Суть этого принципа состоит в генерации случай-

ных параметров реализуемых БВ маневров и режимов их по-

летов.

Для закрепления у расчетов средств ПВО и экипажей ис-

требителей навыков успешной борьбы с воздушными целями

269

(ВЦ) и количественной оценки степени их обученности пред-

лагается применять определенную совокупность N рандоми-

зированных маневров и режимов полетов используемых

БВ-УАЛЦ.

В процессах индивидуальной боевой учебы расчетов ПВО

применяемые БВ-УАЛЦ выполняют N единичных полетов по

рандомизированным (случайным) траекториям. Для имитации

реальной воздушной обстановки на учениях подразделений

ПВО используются групповые полеты БВ-УАЛЦ по таким

траекториям [15].

Методика оценки степени обученности расчетов ПВО при

использовании N полетов УАЛЦ приведена в работе [13].

Из анализа характеристик отечественных ПЗРК «Верба»,

ЗРПК «Панцирь-С1», ЗРК «Бук-М3» и высотности полетов

современных боевых вертолетов (см. Табл. 7.1) следует, что

применяемые образцы БВ-УАЛЦ должны иметь высоты по-

летов от 10 м до 5000 м.

Известно, что в зависимости от дальности обнаружения и

поражения ВЦ комплексы ПВО подразделяются на комплек-

сы ближнего действия (до 10 км), малой дальности (до 30 км),

средней дальности (до 100 км) и дальнего действия (более

100 км). В соответствии с этим и данным по дальности поле-

тов имитируемых вертолетов формируются радиусы действия

применяемых БВ-АЛЦ и параметры аппаратуры их связи с

МНПУ.

Главным элементом систем ПВО являются РЛС обнару-

жения и сопровождения ВЦ, зоны действия которых описы-

ваются углами азимута θ, места λ и дальностью действия L

[37]. При этом имеются РЛС кругового ]360;0[ и секто-

270

риального ],[ 21 обзоров. Величина L зависит от высоты

полета обнаруживаемых ВЦ.

Например, РЛС кругового обзора обнаружения целей

ЗРПК «Панцирь-С1» имеет следующие характеристики:

L [7, 24] км для целей с ЭПР в интервале [0,03; 2] м2;

[0, 80] град. Станция сопровождения ВЦ этого комплекса

имеет углы [–45, +45] град. и [–5, +85] град.

Для обнаружения и сопровождения визуально наблюдае-

мых ВЦ в ЗПРК и ПЗРК применяются оптико-электронные

прицелы, включающие тепло- и телевизионные каналы.

Будем считать, что основной функцией БВ-АЛЦ является

их появление и полет в зонах обнаружения ВЦ средств ПВО

условного и реального противника. В общем случае простран-

ственное представление области действия РЛС обнаружения

ВЦ может быть описано системой неравенств вида [13]:

,,1,0,,,,, njzyxzyxf j (7.1.1)

где x*, y*, z* – координаты точки размещения РЛС, выявлен-

ные с помощью оптикоэлектронной или радиотехнической

разведок.

В этой работе приводится один из подходов к построению

такой области.

На Рис. 7.1 представлен общепринятый вид зоны действия

РЛС обнаружения ВЦ средства ПВО в координатах «даль-

ность (L) – высота (H)» [37].

Пространственную область действия рассматриваемого

средства ПВО кругового обзора можно получить путем враще-

ния ее сечения, представленного на Рис. 7.1, вокруг оси 0H.

Для ее построения была использована СК Mxyz с началом

в точке размещения РЛС средства ПВО, имеющей заданные

значения координат x*, y*, z* в земной СК.

271

Рис. 7.1

Искомая пространственная область, представленная на

Рис. 7.2, имеет в качестве границ совокупность круговых ко-

нусов, сферу и плоскость, параллельную координатной плос-

кости Mxz.

Рис. 7.2

С использованием их известных уравнений [27] для РЛС

кругового обзора получена следующая система неравенств,

описывающая область пространства, в которой рассматри-

ваемое средство ПВО может обнаруживать ВЦ [13]:

Hmax

x

1

2

3 4

5

1

2

3 4

5 R

M

y

–x

z

Hmax

H

L 0 1

2

3 4

5

272

.0

;0])()[(

;0])()[(

;0])()[(

;0)()(

max

22223

223

22245

2

22212

2

2222

Hy

zzxxkby

zzxxky

zzxxky

Rzzyxx

(7.1.2)

Отметим, что входящие в эти неравенства параметры R,

k12, k45, k23 и b23 вычисляются по формулам, приведенным в

работе [13].

Для конкретизации выражений (7.1.1), описывающих об-

ласть действия РЛС секториального обзора воздушного про-

странства по азимуту (±θ) градусов, в состав неравенств

(7.1.2) должно быть включено выражение:

,0)( xxkzz (7.1.3)

где k = tg θ – угловой коэффициент следа плоскостей, прохо-

дящих через точку с координатами (x*, z*) и параллельных оси

My (Рис. 7.3).

Рис. 7.3

Отметим, что на практике средства обнаружения ВЦ мо-

гут иметь области их захвата и сопровождения, отличные от

области, описываемой выражениями (7.1.2) и (7.1.3).

M

z

x

z = kx

z = –kx

+θ

–θ

273

Для имитации тактических приемов ударных вертолетов

предлагается использовать следующие виды траекторий

БВ-УАЛЦ в выбранной для удобного программирования их

полетов системах координат (СК) Mxyz:

1. Плоские траектории.

2. Пространственные траектории.

Первые располагаются в этих СК в горизонтальной плос-

кости при высоте h = const полета БВ-УАЛЦ и в вертикальной

плоскости, проходящей через точку его учебной или боевой

атаки. Описания таких траекторий проводится в координат-

ной форме, которые для горизонтальной плоскости в общем

виде записываются как:

z = z(x) или Ф(x,z) = 0. (7.1.4)

Для вертикальной плоскости траектории полета вертоле-

тов представляются выражением вида:

y = y(x). (7.1.5)

В параметрической форме такие траектории описываются

в соответствующих плоскостях парами функций:

x = x(t), z = z(t); (7.1.6)

x = x(t), y = y(t). (7.1.7)

Для пространственных траекторий БВ-УАЛЦ предлагает-

ся использовать параметрическое представление вида:

x = x(t), y = y(t), z = z(t); (7.1.8)

Отметим, что в выражениях (7.1.6)-(7.1.8) параметр t оз-

начает текущее значение времени полета БВ-УАЛЦ.

Заметим также, что если движение БВ-РН осуществляется

на постоянной высоте с заданной постоянной скоростью

V = const, то БВ-УАЛЦ в силу решаемых ими задач могут

иметь переменные скорости их полета, описываемые функ-

циями:

274

V = V(t), (7.1.9)

Отметим, что для программирования требуемых движе-

ний БВ-АЛЦ как учебно-испытательного, так и боевого типов

необходимо сформировать конкретные выражения вида

(7.1.6)-(7.1.9).

Полеты БВ-АЛЦ в зависимости от задач учебной, испыта-

тельной и боевой операции предлагается осуществлять как их

одиночные и групповые полеты.

По форме введенные выше траектории делятся на линей-

ные и нелинейные траектории. Первые представляют плоские и

пространственные прямые или совокупности прямых. Заметим,

что такие траектории являются основными режимами полетов

современных пилотируемых вертолетов [43, 108, 110, 111].

Нелинейные траектории БВ-АЛЦ, на наш взгляд, пред-

ставляют более сложные условия для их обнаружения и со-

провождения, что уменьшает вероятность условного или фак-

тического уничтожения этих вертолетов средствами ПВО.

С помощью введенных выше видов траекторий рассмот-

рим воспроизведение БВ-АЛЦ следующих тактических прие-

мов одиночных ударных вертолетов и их групп:

1. Полеты в район проведения операции по линейным

траекториям;

2. Атака цели с различных направлений;

3. Краткосрочный заход и выход из зоны обнаружения

РЛС средств ПВО;

4. Роспуск группы при входе в такую зону;

5. Полеты «змейкой»;

6. «Подскок» БВ-АЛЦ из-за естественных укрытий.

Будем считать, что основным режимом применения

БВ-АЛЦ является режим имитации групповых полетов пило-

275

тируемых вертолетов, которые осуществляют движения пре-

имущественно по линейным траекториям с постоянной ско-

ростью.

Рассмотрим конкретизацию выражений (7.1.4)-(7.1.8) для

приведенных выше тактических приемов.

Как показала практика, движение групп вертолетов в рай-

он проведения операций осуществляется определенным стро-

ем. На Рис. 7.4 показаны такие движения БВ-АЛЦ, осуществ-

ляемые группой из N единиц, N 1 в горизонтальной плоско-

сти некоторой маневренной СК на постоянной высоте, курсе

и скорости полета (7.1.9).

На Рис. 7.4,а представлены траектории движения N БВ-

АЛЦ при их полете строем «фронт» [15], которые начинаются

в точках с координатами ),1(,, )(0

)(0 Nszx ss . При использо-

вании представления вида (7.1.4) эти траектории описывают-

ся уравнениями прямых [27]:

),1(,tg)(

0)(

0 Nsxxzzss

, (7.1.10)

где = const – курсовой угол движения каждого из вертоле-

тов группы.

Параметрическое представление (7.1.6) траекторий их

движения записывается как решения системы кинематиче-

ских уравнений динамики полета [17]:

0,sin)(;cos)( ttVtzVtx

с начальными условиями:

x(t0) = x0; z(t0) = z0.

При V = const и = const эти дифференциальные уравне-

ния имеют решения вида:

).,1(,sin)()(

;cos)()(

0)(

0)(

0)(

0)(

NsVttztz

Vttxtx

ss

ss

(7.1.11)

276

Для представления различных видов строя БВ («пеленг»,

«ромб», «колонна» и др.) можно использовать методы, рас-

смотренные в работе [15].

На Рис. 7.4,б представлено движение группы N БВ, N > 1

строем «колонна» с расстоянием между ними, равном l.

Если считать, что БВ1 является ведущим вертолетом, то

описание его движения получим с помощью выражений

(7.1.11) при s = 1.

V

БВN 𝑥0

(𝑁), 𝑧0

(𝑁)

V

БВ2 𝑥0

(2), 𝑧0

(2)

V

БВ1 𝑥0

(1), 𝑧0

(1)

z

M x

z

M x

V l

V

V

V l

(xц,zц)

БВN

БВ(N – 1)

БВ2

БВ1

а

б

Рис. 7.4

277

Движение ведомых вертолетов колонны описывается оче-

видными соотношениями вида:

).,2(,sin)()1()(

;cos)()1()(

0)1(

0)(

0)1(

0)(

NsVttslztz

Vttslxtx

s

s

(7.1.12)

где x(s)(t), z(s)(t) – значения координат s-го ведомого БВ в мо-

мент времени t.

Уравнение траектории движения колонны БВ с курсовым

углом к цели с координатами (xц,zц) описывается следую-

щим уравнением прямой [27]:

z = zц + (x – xц) tg . (7.1.13)

Рассмотрим представление пространственных траекторий

имитации атаки наземной цели группой N 1 БВ-АЛЦ с раз-

личных направлений их высот (Рис. 7.5).


(xц,0,zц) – координаты наземной цели в выбранной СК Mxyz;

)(0

)(0

)(0 ,, sss zyx – координаты точки начала атаки s-м БВ,

),1( Ns ;

Vs – скорость движения s-го «атакующего» БВ ),1( Ns ;

s, s – углы курса и наклона траектории s-го БВ группы,

),1( Ns .

Для построения описания движения БВ-АЛЦ вида (7.1.8)

будем использовать кинематические дифференциальные

уравнения движения вида [17]:

0,sincos

;sin

;coscos

ttVz

Vy

Vx

(7.1.14)


000000 )(;)(;)( ztzytyxtx . (7.1.15)

278

При предположении о линейности траекторий движения

БВ-АЛЦ и s = const, s = const входящие в уравнения

(7.1.14) тригонометрические функции с использованием Рис.

7.5 вычисляются как:

2)(0ц

2)(0ц

)(0цcos

ss

s

s

zzxx

xx

;sin

2)(0ц

2)(0ц

)(0ц

ss

s

s

zzxx

zz

(7.1.16)

VN

БВN

𝑥0(𝑁)

, 𝑧0(𝑁)

𝑥0(1)

, 𝑧0(1)

z

M x а

(xц,zц)

𝑥0(𝑠)

, 𝑧0(𝑠)

Vs

БВs

s

V1 БВ1

БВ2 V2

𝑥0(2)

, 𝑧0(2)

у

M x б

БВs Vs

𝑥0(𝑠)

,𝑦0(𝑠)

s

xц

Рис. 7.5

279

),1(,cos

;sin

2)(0

2

ц)(

0

)(0

2)(0

2

ц)(

0

ц)(

0

Ns

yxx

y

yxx

xx

ss

s

s

ss

s

s

Интегрируя уравнения (7.1.14) после подстановки в них

этих выражений с учетом начальных условий (7.1.15) и до-

полнительном предположении, что Vs = const, получаем ре-

шения вида:

,

)(

)(

;)(

)(

;)(

)(

2

ц)(

0

2

ц)(

0

2)(0

2

ц)(

0

0ц)(

0ц)(

0

)(0

)(

2)(0

2

ц)(

0

0ц)(

0)(0

)(

2

ц)(

0

2

ц)(

0

2)(0

2

ц)(

0

0

2

ц)(

0

)(0

)(

zzxxyxx

ttVzzxx

ztz

yxx

ttVxxyty

zzxxyxx

ttVxx

xtx

ssss

sss

ss

ss

ss

ss

ssss

ss

ss

(7.1.17)

где s – номер БВ-АЛЦ в группе, который изменяется от 1 до N.

Варианты плоских траекторий кратковременного захода в

зону обнаружения РЛС ПВО и выхода из нее одиночного

БВ-АЛЦ, осуществляемых на предельно малой высоте полета,

приведены на Рис. 7.6.

Представление таких траекторий будем осуществлять в

СК с началом в точке размещения РЛС, атаку которого в точ-

ках С и K траекторий имитирует БВ-АЛЦ.

280

Введем следующие обозначения:

D – дальность обнаружения целей рассматриваемой РЛС;

1, 2 – курсовые углы соответственно захода и выхода

БВ-АЛЦ в зону выполнения полетного задания;

А(xз,zз) – точка захода БВ-АЛЦ в зону обнаружения РЛС;

В(xв,zв) – точка его выхода из этой зоны;

С(xр,zр) – точка разворота на висении БВ-АЛЦ на угол

(1 – 2);

Е(xт,zт) – точка начала «сброса» скорости БВ-АЛЦ до ну-

левого значения в точке С;

К(xк,zк) – точка начала виража радиуса rmin;

M(xм,zм) – точка центра виража БВ-АЛЦ;

F(xf,zf) – точка завершения виража БВ-АЛЦ.

Опишем «чисто вертолетный» вариант траектории

БВ-АЛЦ, представленный на Рис. 7.6,а. Эта траектория явля-

ется составной траекторией, которая в координатной форме

описывается функцией вида:

1

2

БВ V

z

x

A E

B

C D

РЛС

2

БВ V

z

A

B

K D

РЛС x

F

1 rmin

M

а б

Рис. 7.6

281

. при,tg)(

; при,

; при,tg

)(

вр2рр

рр

рз1

xxxxxz

xxz

xxxx

xzz (7.1.16)

Считая координаты точки С заданными, определим коор-

динаты точек захода БВ-АЛЦ в зону действия РЛС и выхода

из этой зоны.

Точка А имеет следующие проекции на оси используемой

СК:

xз = Dcos1; zз = Dsin1. (7.1.17)

При этом предполагается, что угол 1 направлен на ата-

куемую РЛС, а угол 2 может иметь произвольное значение.

Координаты точки В получаются как координаты точки

пересечения окружности:

x2 + z2 = D2 (7.1.18)

и прямой:

–(x – xр)tg2 + z = zр, (7.1.19)

уравнение которой получено из третьего соотношения выра-

жения (7.1.16).

Нелинейную систему уравнений (7.1.18), (7.1.19) можно ре-

шить аналитически или известными численными методами [11].

Параметрическое представление рассматриваемой траек-

тории требует применения динамических уравнений, описы-

вающих процессы торможения БВ-АЛЦ, его зависания и раз-

ворота для обратного полета, которые будут рассмотрены в

Главе 13.

На Рис. 7.6,б представлен режим полета БВ-АЛЦ по не-

прерывной траектории, когда уход из зоны его возможного

обнаружения РЛС осуществляется по «самолетному» путем

выполнения виража с минимальным радиусом разворота.

282

Здесь также используется составная траектория, которая в

неявно заданной форме представляется выражениями вида:

. при ,0tg

; при,)()(

; при ,0tg

в2

к2min

2м

2м

кз1

xxxzx

xxxrzzxx

xxxzx

f

f

(7.1.20)

В связи с предположением о том, что углы 1 и 2 на-

правлены на РЛС, координаты точек А и В могут быть опре-

делены из выражений, аналогичных формулам (7.1.17).

Координаты точек М, K и F достаточно просто определя-

ются из выражений для нахождения параметров вписанной в

плоский угол окружности заданного радиуса [27].

Параметрическое представление составной траектории

(7.1.20) движения БВ-АЛЦ в зоне действия РЛС также требу-

ет использования моделей динамики полета БВ, приведенных

в Главе 13.

Рассмотрим нелинейные одиночные и парные траектории

полетов БВ-АЛЦ типа «змейка», затрудняющих действия

средств ПВО.

Пусть j-й БВ-АЛЦ группы в горизонтальной плоскости

полета на высоте h должен совершить маневр «змейка» меж-

ду точками с координатами (xнj, yнj, zнj) и (xкj, yкj, zкj) таких, что

xнj < xкj, yнj = yкj = h, zнj < zкj, Nj ,1 .

В связи с тем, что ось «змейки» должна располагаться на

прямой, соединяющей точки с координатами (xнj, zнj) и

(xкj, zкj), введем в рассмотрение плоскую СК Mxz, представ-

ленную на Рис. 7.7.

Требуемая система координат получается путем переноса

ее начала в точку с координатами (xнj, zнj) и поворота осей на

угол:

283

).,1(,tgarcнк

нкNj

xx

zz

jj

jjM

Рис. 7.7

Траекторию движения БВ-АЛЦ по горизонтальной плос-

кости y = h будем описывать уравнением вида:

,],0[,sin нк jj xxxBxAz

где A – амплитуда «змейки», которая определяется возможно-

стями действующего против АЛЦ средства ПВО; B – пара-

метр, определяющий частоту колебаний траектории.

Рассмотрим один из подходов к определению параметра B.

Из Рис. 7.7 следует, что:

.0)(sin нк jj xxBA

Это условие выполняется при следующем соотношении:

,,4,3,2,1,)( нк kkxxB jj

где k – требуемое число колебаний «змейки» на интервале

[xнj, xкj].

Отсюда, задаваясь значением k, имеем, что

Vзад

x

z

–z

A

–

A

АЛЦ

M(xнj, zнj)

(xкj, zкj)

ΨM

x

z

МНПУ

284

.нк jj xx

kB

Перепишем уравнение траектории движения БВ-АЛЦ в

неявной форме как:

.0sin),( zBxAzx (7.1.21)

При выполнении «змейки» j-м БВ группы в вертикальной

плоскости в выбранной СК на базовой высоте yнj = yкj уравне-

ние траектории его полета записывается как:

.],0[,sin нкн jjj xxxBxAyy (7.1.22)

Полет пары БВ-АЛЦ на постоянной высоте h по пересе-

кающимся маршрутам иллюстрирует Рис. 7.8.

Рис. 7.8

Описание траектории БВ-АЛЦ 1 и БВ-АЛЦ 2, по аналогии

с выражением (7.1.21), представим в следующей форме:

.];0[,0cos),(

;];0[,0cos),(

нк222

нк111

xxxzxBAzx

xxxzxBAzx

(7.1.23)

x

z

–z

A

–

A

АЛЦ 1

M(xн,zн)

(xк,zк)

x

z

МНПУ

АЛЦ 2

285

Для исключения столкновений в точках пересечения

маршрутов пары БВ-АЛЦ их скорости должны быть такими,

что Vзад,1(t) ≠ Vзад,2(t).

Опыт зарубежных и отечественных ВВС по групповым

атакам вертолетами наземных целей в условиях сильной ПВО

противника указывает на применение следующих основных

тактических приемов (ТП) [13]:

1. Роспуск группы перед нанесением ударов.

2. «Схождение» и «расхождение» группы вертолетов.

3. Выполнение групповых маневров типа «с проходом»,

«с круга», «с горки», «с боевого разворота», «с полупетли»,

«завеса», «веер» (с обратного направления).

4. Одиночные и парные маневры вертолетов при мини-

мальных взаимных расстояниях и с различных направлений.

5. Поперечные действия нескольких групп вертолетов с

различных направлений.

Траектории движения группами АЛЦ при имитации таких

тактических приемов подробно рассмотрены в работе [13].

Практика боевых действий показала, что эффективным

режимом полета боевых вертолетов при борьбе с бронетанко-

выми и другими целями является маневр «подскок» [13]. При

выполнении этого маневра вертолет, действуя из-за естест-

венного укрытия (возвышенность, лесопосадка и т.п.), осуще-

ствляет вертикальный подъем, зависание и спуск за укрытие.

В процессе его висения экипаж производит поиск и обнару-

жение цели, прицеливание и применение соответствующего

оружия.

Данный маневр полета БВ-УАЛЦ предлагается использо-

вать при обучении персонала ЗПРК и ПЗРК [22] и в тактике

применения боевых БВ-АЛЦ.

286

Будем считать, что БВ-АЛЦ должен выполнить N циклов:

«подъем-зависание-спуск-зависание-подъем».

Обозначим через H высоту укрытия, из-за которого

БВ-АЛЦ осуществляет выполнение этих циклов; h0 > 0 – вы-

соту его зависания за укрытием; h1 > H – высоту подъема и

зависания БВ-АЛЦ над укрытием.

Для имитации каждого i-го цикла движения БВ-АЛЦ вве-

дем следующие моменты и затраты времени: t0i – начало

подъема БВ-АЛЦ с высоты h0; t1i – окончание подъема до вы-

соты h1i; t2i – окончание спуска с высоты h1i до высоты h0;

η2i – время висения БВ-АЛЦ на высоте h0.

Для программирования каждого i-го цикла (см. Главу 14)

используется заданный закон изменения вертикальной скоро-

сти Vзад(t) движения БВ-АЛЦ в форме, представленной на Рис.

7.9. На этом рисунке указан момент времени t0,i+1 начала

(i+1)-го цикла, который определяется как:

.1,1,221,0 Nitt iii

Рис. 7.9

+Vmax

Vзад

t0i t1i

t

–Vmax

t1i + η1

i

η2i

t2i

t0,i+1

287

Отмеченные выше и другие типовые маневры боевых вер-

толетов должны имитироваться БВ-УАЛЦ при обучении рас-

четов средств ПВО, а также БВ-БАЛЦ при вскрытии и исто-

щении системы ПВО противника.

Формализация этих маневров приведена в работе [13].

7.2. Применение боевых БВ-АЛЦ

Рассмотрим основные подходы к тактике применения

БВ-БАЛЦ при их использовании в операциях армейской

авиации (АА).

В таких операциях на БВ-БАЛЦ возлагаются следующие

задачи [13, 19]:

1. Вскрытие координат РЛС управления средствами ПВО

и мест дислокации последних. Истощение боезапаса этих

средств при имитации интенсивных атак наземных целей

противника.

2. Создание ложной оперативной обстановки в центрах

управления средствами ПВО противника путем имитации по-

летов групп вертолетов на ложных направлениях и «размно-

жения» их численности.

3. Прикрытие действующих в составе смешанных груп-

пировок пилотируемых вертолетов от огня средств ПВО и ис-

требителей противника, позволяющие минимизировать их по-

тери.

Отметим, что для эффективного решения этих задач

БВ-БАЛЦ должны максимальным образом имитировать су-

ществующие и перспективные образцы отечественных бое-

вых и транспортных вертолетов.

Методы описания траекторий БВ-БАЛЦ при решении

первой задачи аналогичны рассмотренным выше методам

288

описания полетов БВ-УАЛЦ, используемых при обучении и

тренировках расчетов средств ПВО.

В состав применяемых при решении этой задачи группы

БВ-БАЛЦ должны быть включены БВ-РН, БВ-РТР и БВ-П,

оснащенные соответствующим целевым оборудованием, опи-

санным в Главе 5.

Например, при действиях ударной группы (УГ) вертоле-

тов-штурмовиков АА демонстрационная группа БВ-БАЛЦ и

таких БВ пересекает линию боевого соприкосновения (ЛБС) с

противником на удалении порядка 50-80 км от их маршрута и,

имитируя полет УГ, подходит к району атаки под углом 90° к

ее маршруту с упреждением 2-5 минут. Далее до подхода

штурмовиков группа БВ-БАЛЦ имитирует атаки наземных

целей, отвлекая на себя огонь средств ПВО и выявляя с по-

мощью БВ-РН и БВ-РТР их координаты, которые передаются

УГ.

При решении второй задачи формируются группы

БВ-БАЛЦ и траектории их движения, отвлекающие против-

ника от реальных направлений действия подразделений АА.

Примерами таких операций являются высадки десантов

транспортными вертолетами АА, формирование коридоров

прорыва системы ПВО при действиях УГ АА, полеты таких

групп к целям, находящимся на значительном удалении от

ЛБС и др. [13].

При описании движения БВ-БАЛЦ, имитирующих полеты

на постоянной высоте пилотируемых вертолетов по ложным

маршрутам, предлагается для формирования траектории дви-

жения «ведущего» БВ-БАЛЦ группы использовать подход,

применяемый для представления полета БВ-РН при контроле

линейных объектов (см. Рис. 6.2,б). Ложный маршрут ее дви-

289

жения задается совокупностью n ППМ, на базе которых фор-

мируются уравнения составных участков траектории.

Траектории движения остальных БВ-БАЛЦ группы в тре-

буемом строю определяются по методикам, приведенным в ра-

боте [15]. Параметрические представления этих траекторий ис-

пользуются в последующем для формирования векторов управ-

лений каждым k-м БВ-БАЛЦ, mk ,2 группы (см. Главу 14).

Заметим, что при выявленной в течение проведения опе-

рации невозможности обратного полета БВ-БАЛЦ (повреж-

дения от применения средств ПВО противника, отказы борто-

вого оборудования и т.п.) соответствующий вертолет перево-

дится в режим «камикадзе» по одной из выявленных назем-

ных целей. Ручное (дистанционное) управление БВ-БАЛЦ в

этом режиме осуществляется оператором МНПУ БВК.

Перспективным направление применения БАЛЦ является

их использование совместно с пилотируемыми вертолетами в

составе смешанных группировок. При этом БАЛЦ выступают

средствами «размножения» их боевых порядков (задача 1) и

прикрытия от ударов средств ПВО и истребителей противни-

ка (задача 3) [19].

В последнем случае применяемые БВ-БАЛЦ объединяют-

ся в группы прикрытия пилотируемых вертолетов макси-

мальным образом имитирующих их летные и информацион-

ные характеристики. В перспективе такие БВ могут быть осна-

щены аппаратурой подавления, рассмотренной в Разд. 5.4.

Общий состав взаимного расположения группы пилоти-

руемых вертолетов и совокупности групп ее прикрытия от

потенциальных направлений дальних и ближних ракетных

атак противника приведен на Рис. 7.10. На этом рисунке пред-

ставлен сомкнутый боевой порядок смешанной группировки

290

пилотируемых вертолетов (ПВ) и БВ-БАЛЦ при видах сбоку

(а) и сверху (б).

Для обеспечения согласованного движения смешанной

группировки скорости полета Vзад(t) каждой из групп

БВ-БАЛЦ с численностями m1, m2, …, m6 должны быть равны

скорости Vпв движения прикрываемой группы из n пилоти-

руемых вертолетов.

Наличие групп БВ-БАЛЦ зависит от режимов полета при-

крываемой группы ПВ.

Так при прикрытии групп ПВ, совершающих полеты на

максимальных высотах, вторая группа БВ-БАЛЦ может от-

x

y

M

m1 БВ-БАЛЦ

m2 БВ-БАЛЦ

m3 БВ-БАЛЦ

n ПВ Vзад

Vзад

Vпв

Vзад

а

x

z

M

m1 БВ-БАЛЦ

m5 БВ-БАЛЦ

m6 БВ-БАЛЦ

m4 БВ-БАЛЦ n ПВ Vзад

Vзад

Vпв

Vзад

Vзад

б

x

z

МНП

У

y

m4 БВ-БАЛЦ Vзад

Рис. 7.10

291

сутствовать, то есть m2 = 0. При полетах ПВ на малых и пре-

дельно малых высотах отсутствует третья группа БВ-БАЛЦ

(m3 = 0).

Рассмотрим некоторые примеры возможного применения

групп прикрытия различных видов ПВ.

При высадке тактического десанта с транспортно-боевых

вертолетов применяемые для их прикрытия группы БВ-БАЛЦ

осуществляют полет до точки высадки с полным повторением

профиля полета группы десантных вертолетов. В районе вы-

садки эти БВ-БАЛЦ барражируют вокруг приземлившейся

группы вертолетов на определенном удалении.

После завершения высадки уцелевшие от огня средств

ПВО противника БВ-БАЛЦ занимают исходный порядок во-

круг прикрываемых вертолетов, и смешанная группировка

возвращается через ЛБС в точки вылета ее составляющих.

Группы прикрытия ударных ПВ после роспуска их строя

отходят к коридору прорыва системы ПВО и барражируют

вдоль его границ, ожидая возврата вертолетов УГ.

При обратном полете ПВ оставшиеся БВ-БАЛЦ восста-

навливают их прикрытие, обеспечивая безопасность возврата

группы на аэродром базирования.

Описание траекторий движения применяемых групп

БАЛЦ (см. Рис. 7.10) производится аналогично описанному

выше подходу к представлению траекторий групповых поле-

тов БВ-УАЛЦ.

Здесь в качестве исходных данных выступает траектория

полета «ведущего» ПВ прикрываемой группы. На ее основе

определяются требуемые траектории «ведущих» БВ-БАЛЦ

каждой группы прикрытия и с их использованием вид строя и

требуемые траектории остальных БВ-БАЛЦ группы. Про-

292

граммирование маневров «роспуск» и «схождение» групп

БВ-БАЛЦ проводится описанными в работе [13] методами.

В заключение этой главы отметим, что анализ работ [19,

20] показал наличие зарубежных и отечественных образцов

воздушных мишеней на базе выведенных за штат пилотируе-

мых боевых самолетов.

В работе [19] таким ЛА было дано название «АЛЦ-

аналоги». В отечественной практике подобные АЛЦ создава-

лись на базе самолетов Миг-19, Миг-21, Миг-23, Л-29 и др.

[38].

Отметим, что АЛЦ-аналоги вертолетных схем в настоя-

щее время не разрабатываются, хотя, согласно материалам

Разд. 1.1, и Разд. 1.2, имеется достаточно распространенная

практика создания беспилотных вариантов пилотируемых

вертолетов.

Такие варианты предлагается использовать при решении

учебно-испытательных и боевых задач, в которых необходи-

ма повышенная точность воспроизведения информационных

признаков и ЛТХ воздушных целей, а также при имитации их

действий в зонах прямой видимости оптических средств ПВО

противника [19].

293

Глава 8. ТАКТИКА ПРИМЕНЕНИЯ БОЕВЫХ


Основными целями применения боевых беспилотных вер-

толетов (ББВ) являются минимизация потерь на поле боя до-

рогостоящих ударных пилотируемых вертолетов и сокраще-

ние потерь среди их летного состава. Кроме этого использо-

вание ББВ можно рассматривать как одно из направлений

решения современной проблемы бесконтактных боевых дей-

ствий. Однако, как показывает мировая практика, в настоящее

время вопросы применения ББВ практически не представле-

ны в отечественной и зарубежной литературе. Следует также

заметить, что и задачи формирования программного управле-

ния ББВ в существующей доступной литературе полностью

отсутствуют.

Отметим еще одну такую особенность применения ББВ

как обязательное выполнение ими запланированной боевой

работы под управлением оператора целевого оборудования

(ЦО) соответствующего беспилотного вертолетного комплек-

са (БВК).

8.1. Ударные беспилотные вертолеты

Главным видом ББВ являются ударные вертолеты, ре-

шающие задачи поражения наземных целей в условиях их

прикрытия сильной объектовой или зональной системой

ПВО. В отличие от существующих боевых БЛА этот вид бес-

пилотной вертолетной техники предлагается использовать в

тактической и оперативной глубине от ЛБС для решения сле-

дующих основных задач:

1) уничтожение средств ПВО противника при формиро-

вании коридоров прорыва самолетов и вертолетов оператив-

но-тактической и военно-транспортной авиации,

294

2) уничтожение наступающих мотопехотных, танковых и

воздушно-десантных подразделений противника,

3) удары по опорным пунктам, артиллерийским позициям

и вертолетным площадкам противника,

4) вывод из строя мостов, переправ, баз снабжения и дру-

гих объектов инфраструктуры противника,

5) нанесение ударов по местам выгрузки и сосредоточе-

ния резервов противника.

При выполнении этих задач должны использоваться удар-

ные БВ (БВ-штурмовики), оснащенные средствами пораже-

ния наземных целей, состав которых приведен в Разд. 5.6.

Отметим, что применение таких БВ должно осуществлять-

ся совместно с БВ-РН, БВ-БАЛЦ и БВ-П, которые использу-

ются для вскрытия и истощения средств ПВО противника.

При использовании ударных БВ актуальной является за-

дача планирования их применения в конкретных боевых опе-

рациях. Рассмотрим одну из таких задач [15].

Пусть имеется n целей, по которым планируется приме-

нять ударные БВ. В местах дислокации беспилотных верто-

летных подразделений имеется m единиц БВ, каждый из ко-

торых в силу различных причин может осуществить удары

только по части целей. К таким причинам можно отнести не-

хватки радиусов действия применяемых БВ и зон их радиови-

димости, наличие на траекториях их полетов к целям сильной

системы ПВО, гор, грозовых фронтов и т.п.

Требуется выбрать наименьшее из имеющихся в наличии

количество вертолетов, группировка которых в совокупности

могла бы поразить все выявленные цели за минимальное вре-

мя. В работе [14] такая задача решается путем сведения к клас-

сической «задаче о наименьшем (минимальном) покрытии».

295

Возможности полетов m БВ к n целям опишем матрицей

A = [aij]mn с элементами вида: aij = 1, если i-й вертолет может

достичь j-й цели, aij = 0, в противном случае.

Проиллюстрируем построение матрицы А на следующем

примере, в котором в качестве ограничений на применение

БВ выступают их радиусы действия.

Пример 8.1.

Пусть имеется п = 8 целей и т = 3 вертолета с радиусами

действия ri, )3,1(i .

Предполагается, что каждый i-й БВ осуществляет полет от

i-й стартовой площадки (СПi) к j-й цели (Цj) по кратчайшей

прямой, )3,1(i , )8,1(j .

На Рис. 8.1 представлены стартовые площадки СП1, СП2,

СП3, цели Ц1, Ц2,…, Ц8, радиусы действия r1, r2, r3 имеющихся

БВ и возможные траектории их полетов.

Рис. 8.1

Из этого рисунка следует, что матрица достижимости це-

лей А будет иметь вид:

r1

r2 r3

СП1

СП2 СП3

Ц1

1 Ц2

1

Ц3

1

Ц4

Ц5

1

Ц6

1

Ц7

1

Ц8

1

z

x

296

Сформируем математическую модель решаемой задачи.

Для выбора минимального количества БВ в формируемой

ударной группировке введем в рассмотрение булевские пере-

менные х1, х2,…, хт, которые определяют факт использования

конкретного вертолета для поражения выявленных целей.

Условие того, что каждая цель обязательно должна быть

атакована не менее чем одним БВ, представим неравенствами

вида:

),1(,11

njxam

iiij

. (8.1.1)

Ограничения на значения используемых в задаче пере-

менных записываются как:

).,1(},1;0{ mixi (8.1.2)

С учетом этих ограничений общее число БВ, участвую-

щих в планируемой операции, определяется следующим вы-

ражением:

min1

m

iixN . (8.1.3)

Постановка решаемой задачи формулируется как:

100Ц

110Ц

010Ц

011Ц

011Ц

001Ц

001Ц

001Ц

БВБВБВ

8

7

6

5

4

3

2

1

321

A

297

«Найти значения переменных х1, х2,…, хт, доставляющих

минимум критерию оптимальности (8.1.3) при выполнении

ограничений (8.1.1) и (8.1.2)».

Данная задача является однокритериальной задачей дис-

кретного (булевского) программирования, для решения кото-

рой в существующей литературе приведено значительное

число известных численных методов (метод ветвей и границ,

метод отсечений (Гомори) и эвристические методы).

В качестве развития приведенной выше задачи можно

ввести в рассмотрение дополнительный критерий, учиты-

вающий общие затраты времени на проведение операции

сформированной группировкой БВ.

Будем считать заданной матрицу η = [ηij]mn затрат времени

с элементами:

,

,)дц(ij

ij если i-й БВ может достигнуть j-й цели;

в противном случае.

где )дц(

ij – время полета i-го вертолета от стартовой позиции

до местоположения j-й цели, ),1(),,1( njmi .

Введем в рассмотрение параметры:

),1(,max )дц(

),1(mit ij

nji

, (8.1.4)

описывающие для каждого БВ наибольшие затраты времени

при полетах к достижимым целям.

Величины, входящие в правую часть этого выражения,

вычисляются как:

22)дц( )()(

1jiji

iij zzxx

V , (8.1.5)

где Vi – скорость полета i-го БВ; (xi, zi) – координаты стартовой

позиции i-го БВ; (xj, zj) – координаты j-й цели (см. Рис. 8.1).

298

Тогда с использованием выражений (8.1.4), (8.1.5) второй кри-

терий оптимальности решаемой задачи может быть записан как:

min1

m

iii xtT . (8.1.6)

Паретооптимальные решения двухкритериальной задачи

(8.1.6), (8.1.3), (8.1.1), (8.1.2) могут быть получены путем ми-

нимизации функции свертки ее целевых функций [14]:

m

iii

m

iim xtxxxxL

1121 )1(),...,,,(

при различных значениях параметра свертки [0, 1].

Пример 8.2.

Пусть имеется п = 34 цели и т = 10 вертолетов, которые

могут быть использованы для формирования оптимальной

ударной группировки БВ. Матрица А достижимости целей

этими БВ представлена в Табл. 8.1.

Для формирования состава группировки БВ будем решать

однокритериальную задачу с целевой функцией (8.1.3), кото-

рая конкретизируется как:

N = x1 + x2 + … + x10 min.

Ограничения задачи вида (8.1.1), (8.1.2) после исключения

эквивалентных выражений запишутся как:

x1+x2+x4 ≥1, x1+x2 ≥1; x1+x2+x3 ≥1; x1+x2+x3+x5+x6 ≥1;

x1+x2+x3+x4+x5+x6 ≥1; x3+x4+x5+x6 ≥1;

x3+x4+x5+x6+x8 ≥1; x4+x5+x6+x7+x8+x9+x10 ≥1;

x5+x6+x7+x8+x9+x10 ≥1; x9+x10 ≥1; x1+x2+x7+x8+x9+x10 ≥1;

x1+x2+x3+x5+x6+x7+x8+x9+x10 ≥1; x1+x2+x3+x5+x6 ≥1;

x3+x5+x6+x8+x9 ≥1; x3+x9+x10 ≥1; x3+x4+x5+x6+x9+x10 ≥1;

x1 {0, 1}, x2 {0, 1},…, x10 {0, 1}.

299

Таблица 8.1

БВ.

Цели 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

1 1 1 1

2 1 1 1

3 1 1

4 1 1 1

5 1 1 1

6 1 1 1

7 1 1 1 1 1

8 1 1 1 1 1 1

9 1 1 1 1 1 1

10 1 1 1 1

11 1 1 1 1

12 1 1 1 1

13 1 1 1 1

14 1 1 1 1 1

15 1 1 1 1 1

16 1 1 1 1 1 1 1

17 1 1 1 1 1 1 1

18 1 1 1 1 1 1

19 1 1 1 1 1 1

20 1 1 1 1 1 1

21 1 1

22 1 1

23 1 1 1 1 1 1

24 1 1 1 1 1 1

25 1 1 1 1 1 1

26 1 1 1 1 1 1

27 1 1 1 1 1 1 1 1 1

28 1 1 1 1 1

29 1 1 1 1 1

30 1 1 1 1 1

31 1 1 1

32 1 1 1 1 1 1

33 1 1 1 1 1 1

34 1 1 1 1 1 1

300

В результате решения этой задачи известным численным

методом Гомори получаем следующие результаты:

.3,0,1,0,0,0

,0,0,1,0,100

1009

08

07

06

05

04

03

02

01

Nxxxxx

xxxxx

Из них следует, что для последовательных атак 34 целей

можно использовать ударную группировку из трех БВ с но-

мерами 1, 3 и 9.

При описании траекторий движения группы ударных БВ

предлагается использовать методы представления групповых

полетов БВ-АЛЦ при имитации атак наземных целей, кото-

рые для удобства работы оператора ЦО БВК осуществляются

при их зависании.

Будем считать, что траектория полета «ведущего» БВ

ударной группы описывается уравнением прямой, в котором

используются координаты начальной точки (x10, z10) его поле-

та в район атакуемой цели и точки (x11, z11), в которой начи-

наются боевые маневры группы БВ, описанные в Разд. 7.2.

Траектории движения остальных БВ оптимальной группы

в составе m0 единиц описываются в зависимости от вида ее

строя методами, представленными в работе [15].

Будем считать, что группа ударных БВ следует в район

атакуемой цели на постоянной высоте h.

Для преодоления зоны действия средств ПВО необходимо

выполнять полет на предельно низких высотах, на которых

эффективность действия таких средств резко снижается. При

этом должен учитываться рельеф местности для исключения

возможности столкновения вертолетов с расположенными на

ней препятствиями.

Оптимальное значение высоты полета «ведущего» БВ,

при котором вероятность его столкновения с препятствием и

301

вероятность поражения средствами ПВО будут минимальны-

ми, может быть определено путем решения задачи, приведен-

ной в работе [14].

При полете БВ на предельно малых высотах с огибанием

рельефа местности целесообразно воспользоваться такими

современными средствами геоинформационных систем

(ГИС), как «Карта-2008», «Интеграция» и др. [14].

В ГИС «Интеграция» рельеф местности формируется на

основе регулярной сетки (матрицы) высот, представляющей

массив (файл) значений высоты y в точках с фиксированным

шагом по координатам x и z земной СК. Этот массив как сово-

купность записей (xr, yr, zr), Rr ,1 , является трехмерной кар-

той местности, применяемой для решения разнообразных за-

дач, в том числе для построения профиля местности в задан-

ном направлении движения группы БВ.

Непосредственное управление каждым ударным БВ в про-

цессе выполнения им атак конкретных наземных целей осуще-

ствляется в радиокомандном режиме совместно операторами

управления и целевого оборудования МНПУ соответствующе-

го боевого БВК.

Отметим, что при необходимости для обеспечения связи с

удаленными ударными БВ могут применяться БВ-Р (см.

Разд. 6.6).

Как было отмечено выше, для эффективного выполнения

атак в состав целевого оборудования ударных БВ, кроме бор-

тового оружия, включается оптико-электронная аппаратура

обзора наземной поверхности, выполняющая в дневное и

ночное время для персонала МНПУ роль прицельно-

навигационного комплекса.

302

Дополнительной задачей операторов управления ударны-

ми БВ является их вывод из атаки в точки начала запрограм-

мированных маршрутов возврата вертолетов в район призем-

ления.

В связи с тем, что персонал МНПУ боевого БВК осущест-

вляет дистанционное принятие решений при атаках удален-

ных наземных целей, актуальной является задача его обуче-

ния и тренировок для выработки устойчивых навыков эффек-

тивного управления БВ и его оружием. Решение этой задачи

предлагается осуществлять в два этапа:

1. Обучение и тренировки персонала с использованием

тренажерных программ, реализованных в составе их АРМ

МНПУ.

2. Закрепление навыков в условиях выполнения учебно-

боевых полетов БВ и применения оружия на соответствующих

полигонах, оснащенных различными видами наземных целей.

Отметим, что автономное применение ударных БВ воз-

можно в будущем при использовании перспективных интег-

рированных интеллектуальных систем управления их поле-

том и оружием. Основные вопросы построения таких систем

рассмотрены в работе [13].

Высокая эффективность боевых операций может быть

достигнута при комплексном использовании БВ-БАЛЦ,

БВ-РН, БВ-РТР, БВ-П, ударных БВ и пилотируемых вертоле-

тов-штурмовиков АА.

Один из вариантов тактики применения смешанных вер-

толетных группировок приведен на Рис. 8.2.

Согласно этой схеме, группа БВ-РН и БВ-РТР предвари-

тельно осуществляет полеты в районе проведения операции с

размерами L1L2, выявляя в нем цели и средства ПВО против-

303

ника. При этом до и во время применения группы БВ-БАЛЦ,

группа БВ-П, оснащенная аппаратурой радиоэлектронного и

оптикоэлектронного противодействия, действуя помехами,

следует перед группой ударных БВ.

Рис. 8.2

После атаки ударных БВ по наземным целям БВ-РН фик-

сируют степень их поражения с передачей соответствующих

данных на МНПУ боевых БВК.

Информация о не уничтоженных целях передается на ко-

мандный пункт подразделения АА, осуществляющего при не-

обходимости «зачистку» района атак ударных БВ. При под-

ходе к этому району пилотируемых вертолетов-штурмовиков

группировка БВ-П начинают радиоэлектронное и оптикоэлек-

тронное противодействие оставшимся средствам ПВО про-

тивника.

Проконтролировав результаты нанесения ударов группой

ПВ-штурмовиков, оставшиеся БВ-РН возвращаются в район

их приземления. Отметим, что управление смешанной груп-

пировкой применяемых вертолетов осуществляется в рамках

мобильной распределенной АСУ с использованием требуемо-

го числа МНПУ соответствующих БАК [41].

БВ-П L1

z

х x

L2

МНПУ

ЛБС z

y

y

M

БВ-РН, БВ-РТР

БВ-БАЛЦ

ударные БВ

вертолеты-

штурмовики АА

304

При реализации другой тактики применения БВ-П они

включаются в состав группы БВ-БАЛЦ, осуществляющих

прикрытие группы пилотируемых вертолетов-штурмовиков

от средств ПВО и истребителей противника.

При атаках бронетанковых целей рекомендуется приме-

нение ББВ в режимах «висение» на малых высотах и «под-

скок» из-за естественных препятствий.

Отметим, что в настоящее время тактика применения пер-

спективных противолодочных БВ нуждается в разработке

специалистами ВМФ.

8.2. Беспилотные вертолеты-истребители

Рассмотрим основные вопросы применения БВ-истреби-

телей (БВ-И) воздушных целей (ВЦ).

В связи с небольшими высотами и малыми скоростями

полета БВ-И целесообразно применять для борьбы с низко-

скоростными транспортными пилотируемыми и беспилотны-

ми вертолетами, а также БЛА самолетных схем. В этих ситуа-

циях может быть использована тактика применения БВ-И, ос-

нованная на его самонаведении на одиночные ВЦ, изложен-

ная в работе [13] для беспилотных истребителей самолетных

схем.

Как было отмечено в Разд. 6.5, в настоящее время весьма

актуальной является проблема эффективной борьбы с массо-

вым применением такого класса ВЦ, как крылатые ракеты

(КР) наземного, подводного и воздушного базирования.

Удары залпами, сверхмалые высоты полетов с огибанием

рельефа местности и малая заметность делает весьма затрат-

ным применение таких традиционных средств ПВО, как ЗРК

и истребители. Поэтому для борьбы с массовым применением

КР предлагается использовать БВ-П (см. Разд. 6.5) и группи-

305

ровки БВ-И, оснащенных РЛС переднего обзора и скоро-

стрельными пулеметно-пушечными установками на следящей

поворотной платформе с двумя степенями свободы. Отметим,

что их наведение на обнаруженную ВЦ осуществляется по ее

координатам, поступающим от БРЛС БВ-И.

Будем считать, что БРЛС осуществляет обнаружение ВЦ в

пределах по азимуту и – по углу места.

Кроме этого предположим, что надежное уничтожение

ВЦ по сигналу РЛС начинается с дальности, равной D, м.

Для защиты наземного объекта размером (L1L2), м от

атаки группы КР предлагается использовать тактику «за-

слон», схема которого приведена на Рис. 8.3.

На этом рисунке представлен строй БВ-И в виде верти-

кальной решетки с размерами f, м по фронту и h, м по высоте.

Для отсутствия «мертвых зон» при обнаружении КР пред-

лагается расположение группировки БВ-И по фронту и высо-

те, приведенное на Рис. 8.4.

Из этого рисунка следует, что параметры расположения

каждого БВ-И вычисляются по следующим формулам:

a = D tg; b = D tg. (8.2.1)

y

x

z

M

L2

L1

f

h

Объект БВ-И КР

Рис. 8.3

306

Пусть разброс высоты группировки атакующих КР равен

величине:

H = Hmax – Hmin, (8.2.2)

где Hmin, Hmax – минимальное и максимальное значения высо-

ты полета применяемого образца ракет.

Тогда, исходя из Рис. 8.4 и выполнения требований вида:

f = L1, h = H, (8.2.3)

количество БВ-И по фронту и высоте определяется как:

tg;

tg

11

D

H

b

Hm

D

L

a

Ln . (8.2.4)

Здесь [()] – обозначение операции округления числа () до

ближайшего целого в большую сторону.

Общее число БВ-И при использовании тактики «заслон» с

подстановкой значений (8.2.4) будет равно:

tgtg

1

D

H

D

LmnN . (8.2.5)

D БВ-И1

БВ-И2

БВ-Ит

b

b

b

b

b

D БВ-И1

БВ-И2

БВ-Иn

a

a

a

a

a

M

z

x

M x

у

Рис. 8.4

307

Пример 8.3.

Пусть применяемые гипотетические БВ-И имеют сле-

дующие характеристики радиолокационного оборудования и

вооружения:

= 45; = 20; D = 100 м.

Будем считать, что от залпа КР типа «Калибр» со значе-

ниями высот полета Hmin = 20 м и Hmax = 100 м требуется за-

щитить объект с размерами L1 = 100 м и L2 = 40 м.

Используя формулы (8.2.1), (8.2.2) и (8.2.4), имеем:

3]198,2[20tg100

80;11,0

45tg100

100

mn .

Из выражения (8.2.5) следует, что для защиты объекта

требуется группировка, состоящая из трех БВ-И, находящих-

ся в режиме висения. Первый и третий БВ-И имеют коорди-

наты zв = L2/2 при приведенных выше значениях ув и хв, а

второй должен находиться на высоте ув = Н/2, м при координа-

те zв = 0 м и максимальном значении дальности хв >> L2/2.

В заключение главы отметим, что более глубокой прора-

боткой тактики применения боевых БВ должны заниматься

специалисты по применению пилотируемых боевых вертоле-

тов, т.к. беспилотная техника должна взять на себя выполне-

ние значительного объема функций таких вертолетов.

308

Глава 9. ТАКТИКА ПРИМЕНЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫХ

ВЕРТОЛЕТОВ ДВОЙНОГО НАЗНАЧЕНИЯ

В Разд. 1.3 были введены в рассмотрение вспомогатель-

ные БВ как специальный вид беспилотной вертолетной тех-

ники военного назначения. Такие вертолеты не участвуют не-

посредственно в боевых операциях, а служат средствами их

обеспечения. В этой связи предлагается рассматривать вспо-

могательные БВ как вертолеты двойного назначения, которые

после установки соответствующих образцов требуемого це-

левого оборудования могут использоваться для решения оп-

ределенных гражданских задач.

9.1. Применение вспомогательных беспилотных

вертолетов военного назначения

Как было отмечено выше, на поле боя, кроме разведки и

поражения объектов противника, решается ряд вспомогатель-

ных задач, включающих в себя:

1. Минирование местности;

2. Постановка дымовых и аэрозольных завес, маскирую-

щих технику и подразделения от огня и наблюдения против-

ником;

3. Создание проходов в минных полях взрывным способом;

4. Установка на территории противника забрасываемых

средств РЭП;

5. Транспортировка грузов (боеприпасы, продовольствие,

медикаменты и др.) подразделениям за ЛБС [2];

6. Транспортировка и заправка топливом боевой и авто-

мобильной техники за ЛБС;

7. Контроль заражения окружающей среды;

8. Измерение параметров и характеристик состояния ат-

мосферы.

309

Первая задача решается в рамках боевого цикла «разведка

– задержка противника – целеуказание – поражение», приме-

няемого для уничтожения выдвигающихся и наступающих

мотопехотных, танковых и самоходно-артиллерийских под-

разделений противника [29]. Задержка этих подразделений

состоит в ограничении их подвижности путем оперативной

установки блокирующих, сковывающих, заградительных и

комбинированных минных полей. При остановке колонн про-

тивника для разминирования полей выполняется более точное

целеуказание и поражение его боевой техники [31].

Постановка завес (задача 2) имеет основной целью защиту

своих войск от применения противником противотанковых

средств и высокоточного оружия с лазерной и тепловизион-

ной системами наведения.

Третья задача решается путем сброса фугасных бомб зал-

пом или серией в указанных участках местности (коридорах

прохода своих подразделений).

Остальные задачи являются очевидными и не требуют до-

полнительных комментариев.

Для решения этих задач предлагается использовать спе-

циальный вид БВ – вспомогательные БВ (ВБВ), которые при-

даются соответствующим подразделениям сухопутных войск.

По классификации БВ, приведенной в Разд. 1.3, такие вер-

толеты можно отнести к БВ малой и средней дальности. Целе-

вое оборудование БВ достаточно подробно описана в Разд. 5.7.

При использовании группы ВБВ для установки минных

полей можно использовать подход к применению БВ-РН при

контроле линейных объектов (см. Рис. 6.2,б).

Пусть с использованием m ВБВ требуется блокировать

группировку противника в плоской области с размерами

310

L1 × L2 км. Ширина устанавливаемого минного поля опреде-

ляется величиной b км, указанной на Рис. 9.1. Для формиро-

вания требуемой траектории полета «ведущего» вертолета

группы используем совокупность ППМ, представленных на

этом рисунке.

Рис. 9.1

Координаты применяемых ППМ такого ВБВ будут равны:

.)5,05,0;5,05,0(),(

;)5,05,0;5,05,0(),(

;)5,05,0;5,05,0(),(

;)5,05,0;5,05,0(),(

2144

2133

2122

2111

bLbLzx

bLbLzx

bLbLzx

bLbLzx

(9.1.1)

Для определения траекторий остальных ВБВ группы вы-

бирается вид ее строя, задается, исходя из значения b, рас-

стояние lz между ними и с помощью методов, изложенных в

работе [15], формируются траектории «ведомых» вертолетов

группы.

Аналогичный подход с использованием совокупности

ППМ1 и ППМ2 используется для формирования траекторий

полетов ВБВ при установке заградительного минного поля.

– объекты

противника

ППМ1

x

z

x

z

b

b

0,5L1

–0,5L2

МНПУ

0,5L2

M

ППМ2

ППМ4

ППМ3 блокирующее

минное поле

Vзад

–0,5L1

311

После установки с помощью ВБВ соответствующего вида

минного поля и задержке колонны противника ее уничтоже-

ние может быть проведено с помощью ударных БВ или с

применением рассмотренных выше смешанных вертолетных

группировок.

При решении задачи 2 для задания маршрута движения

применяемого вертолета и направления устанавливаемой им

дымовой или аэрозольной завесы используются ППМ1 и

ППМ2 (Рис. 9.2). Кроме того, на маршруте полета ВБВ зада-

ется точка с координатами (x*, z*), в которой производится

выброс из его бортового контейнера соответствующего хими-

ческого вещества. Заметим, что при выборе значений коорди-

нат применяемых ППМ необходимо учитывать направление и

скорость действующего ветра W. При необходимости поста-

новки завесы над областью (ab) км для применяемого ВБВ

можно использовать маршрут, представленный на Рис. 6.2,а.

Рис. 9.2

На Рис. 9.3,а представлен процесс постановки завесы с

ВБВ в режиме «висения» при отсутствии ветра.

x

z

М

ППМ1

Vзад

ППМ2

ВБВ

W

(x*,z

*)

завеса

312

Практически вертикальное положение завесы объясняется

потоком воздуха от несущего винта ВБВ, имеющего индук-

тивную скорость vинд [43]. Это значение совместно с высотой

hв висения используется для приближенного определения

оценки «диаметра» dзав устанавливаемой завесы.

При необходимости оперативной постановки завесы на

территории размером (ab), км используется группа из п ВБВ,

осуществляющая полет над ней определенным строем. На

Рис. 9.3,б приведена организация такой группы в виде строя

«фронт», осуществляющей полет со скоростью Vзад = const

[15]. При требуемом значении dзав необходимое количество

ВБВ для проведения такой операции определяется как:

завd

an , (9.1.2)

где [()] – операция округления числа () до ближайшего

большего целого значения.

Если Т – заданное время проведения рассматриваемой

операции, то скорость движения группы ВБВ будет равна:

T

bV зад . (9.1.3)

hв

dзав

у

х М

а х М

z

b

БВ1 БВ2 БВп

Vзад Vзад Vзад

dзав dзав dзав

б а

Рис. 9.3

313

Предлагаемая тактика может быть использована в процес-

сах применения гражданских БВ сельскохозяйственного и

противопожарного назначения.

Для программирования полетов ВБВ при проведении раз-

минирования проходов взрывным способом (задача 3) ис-

пользуется расчетная схема, представленная на Рис. 9.4.

Рис. 9.4

Для сокращения затрат времени на проведение размини-

рования предлагается одновременно использовать группу

ВБВ. На этом рисунке точки ППМ1 и ППМ2 определяют мар-

шрут движения «ведущего» ВБВ группы разминирования, b –

ширина требуемого коридора прохода соответствующего

подразделения своих войск. Здесь предлагается применять

специальную СК с началом в точке размещения ППМ1. Фор-

мирование траекторий полета такой группы выполняется с

использованием рассмотренных в работе [15] подходов.

На ВБВ может быть возложено решение перспективной

задачи 4 проведения РЭБ с помощью забрасываемых в распо-

ложение противника дистанционно-управляемых малогаба-

ритных образцов аппаратуры РЭП (АРЭП) [40, 92]. При ре-

шении этой задачи используются методы оптимального по-

крытия заданного участка территории минимальным количе-

ством кругов радиуса DРЭП действия АРЭП.

ППМ2

x

z

МНПУ

ППМ1

b

z

x

зона

разминирования

Ψ

M

ВБВ1 Vзад,1

314

Будем считать, что задана некоторая область S на терри-

тории противника, на которой должны быть размещены за-

брасываемые с помощью вертолетов образцы АРЭП. Основ-

ным требованием к размещению этих образцов является

обеспечение противодействия средствам противника, распо-

ложенных в любой точке области S, минимальным числом об-

разцов АРЭП.

При определении значений координат размещения АРЭП

в произвольной области S, заданной ее электронной картой

местности, предлагается использовать человеко-машинный

алгоритм, изложенный в работе [103]. На Рис. 9.5 представлен

вариант оптимального размещения N образцов АРЭП в облас-

ти S.

Рис. 9.5

Для размещения этих образцов в точках с координатами

(xi, zi), Ni ,1 , с максимальной точностью и с минимальными

затратами времени на проведение операции по их установке

предлагается использовать группу из m ВБВ, осуществляю-

x

z

М

x

z

M

DРЭП

ВБВk

(xi,zi)

– наземная АРЭП

315

щих сброс АРЭП в режиме зависания над каждой из таких то-

чек, лежащей на их маршрутах.

При формировании траекторий полетов такой группы не-

обходимо выделить в области S минимальное число полос,

параллельных оси Mz, в каждой из которых размещается

маршрут движения одного вертолета.

Для каждого k-го ВБВ, mk ,1 , координаты (xi, zi),

Ni ,1 , принадлежащие его полосе выступают в качестве

координат поворотных пунктов его маршрута (см. Рис. 9.5).

Для обеспечения скрытности установки АРЭП предлага-

ется проводить полеты ВБВ в ночное время суток. Установ-

ленные с их помощью образцы АРЭП приводятся в действие

автоматически с помощью часовых механизмов или с помо-

щью радиокоманд перед началом наземной или воздушной

операции в области S.

Для грузовых (транспортных) ВБВ и ВБВ-топливозаправ-

щиков предлагается использовать траектории, включающие

следующие режимы их движения:

1. Вертикальный взлет с места их загрузки с зависанием

на требуемой высоте полета по маршруту к месту назначения.

2. Разворот с выходом на заданный курс.

3. Горизонтальный полет по маршруту.

4. Зависание над местом посадки.

5. Вертикальное снижение и приземление в точке посадки.

Особенность таких траекторий состоит в необходимости

при реализации режимов 1 и 5 применения носимых пультов

радиокомандного управления ВБВ специально обученным

персоналом из состава подразделений «грузоотправителей» и

«грузополучателей».

316

Отметим, что задача 7 будет рассмотрена в следующем

разделе этой главы.

При разработке тактики применения метеорологических

БВ (МБВ), необходимо провести исследования и разработки

по созданию и отработке их аппаратуры, методик измерения

и обработки измерения параметров атмосферы.

В заключение этого раздела отметим, что в состав целево-

го оборудования ВБВ включаются ОЭС наблюдения, описан-

ные в Разд. 5.1. Для грузовых ВБВ и ВБВ-топливозаправ-

щиков в его состав может быть включена аппаратура подав-

ления средств ПВО (Разд. 5.4).

9.2. Применение беспилотных вертолетов

гражданского назначения

Как было отмечено выше, БВ военного назначения после

соответствующих доработок могут быть использованы для

применения беспилотной вертолетной техники при решении

гражданских задач. На наш взгляд, такой подход позволит со-

кратить номенклатуру специализированных БВ и снизить за-

траты на их разработку.

Рассмотрим тактику гражданской реализации некоторых

задач, решаемых ВБВ военного назначения, приведенных в

Разд. 9.1.

При решении задач 1 и 3 службами МЧС применяемые БВ

могут осуществлять сброс определенных грузов на террито-

риях природных и технологических катастроф.

Гражданский аналог задачи 2 связан с применением сель-

скохозяйственных БВ (СБВ). Такие вертолеты, летающие со

скоростью 100-160 км/ч на высотах 3-6 м с полосой охвата

территории 30-60 м, используются для эффективного засева

полей, внесения удобрений и опрыскивания посевов.

317

В работе [26] приведены конкретные преимущества при-

менения таких вертолетов по сравнению с пилотируемой

сельскохозяйственной авиацией. В ней отмечается, что свыше

40% рисовых полей в Японии обрабатываются СБВ.

Целевое оборудование СБВ кроме ОЭС наблюдения

включает в себя разбрасыватель семян и удобрений, емкости

для химпрепаратов и минудобрений, а также штанги для вне-

сения жидких химпрепаратов.

При использовании СБВ можно применить тактику ВБВ,

проиллюстрированную Рис. 9.2, Рис. 9.3 и выражениями

(9.1.2), (9.1.3).

Отметим, что методика оценки эффективности примене-

ния пилотируемых вертолетов сельскохозяйственной авиа-

ции, приведенная в работе [42], после соответствующей дора-

ботки можно использовать и для СБВ, а также при оптимиза-

ции тактики постановки с помощью ВБВ дымовых и аэро-

зольных помех.

Решение задач 5 и 6 в гражданской сфере позволит осу-

ществлять оперативную доставку с посадками БВ крупных

партий грузов и горючесмазочных материалов в труднодос-

тупные районы РФ. Профили полетов таких БВ представлены

на Рис. 9.6.

у

М

БВ

БВ

2

1

СП МН х

Рис. 9.6

318

На этом рисунке по траектории осуществляется дос-

тавка грузов от стартовой позиции (СП) к месту назначения

(МН) на постоянной высоте полета БВ, а по траектории –

с набором высоты.

Заметим, что имеются определенные типы БВ, которые не

применяются в военной сфере. К таким БВ можно отнести

пожарный беспилотный вертолет (ПБВ), предназначенный

для тушения пожара с воздуха методом водной бомбардиров-

ки (слива воды на подлежащий тушению пожар). Как прави-

ло, ПБВ оборудован подвесным водосбросным ковшом, кото-

рым необходимая для тушения пожара вода зачерпывается в

ближайшем водоеме или бортовыми водными цистернами.

Отметим достоинства применения таких вертолетов:

1. Безопасность персонала, осуществляющего тушение

пожаров.

2. Способность достигать недоступных для наземной по-

жарной техники, а также пожарных речных и морских судов

очагов пожара.

3. Независимость от оборудованных аэродромов, исполь-

зуемых для пожарных самолетов, или от размеров акватории

водоемов, применяемых для таких гидросамолетов.

4. Гибкость применения, состоящая в том, что ПБВ спо-

собен за считанные секунды сбросить определенный объем

воды как прицельно, зависнув над подлежащим ликвидации

очагом пожара, так и туша пожар некоторой на площади. При

этом длина и ширина зоны тушения пожара варьируется со-

ответственно горизонтальной скоростью и высотой водосбро-

са каждого ПБВ применяемой группы (см. Рис. 9.3).

2

1

319

Из практики применения пожарных пилотируемых верто-

летов Ка-32 и Ми-14 ПЖ можно предложить следующую

приближенную оценку бортовой массы воды для ПБВ:

тв = (0,27-0,29)твзл, (9.2.1)

где твзл – максимальная взлетная масса вертолета.

Оценка времени забора воды в секундах имеет вид:

Тзв = 0,03твзл. (9.2.2)

Применение пожарных БВ [97] включает в себя реализа-

цию следующих режимов их полетов:

1. Определение границ пожара, которое осуществляется с

использованием бортовой ОЭС по траекториям, представлен-

ным в Разд. 6.1.

2. Полет к ближайшему водоему, снижение и набор бор-

тового запаса воды, осуществляемые по траекториям, приве-

денным на Рис. 9.7.

3. Полет БВ в заданную точку над пожаром, зависание и

сброс воды (см. Рис. 9.3,а).

Отметим, что при крупных пожарах возможно групповое

применение таких БВ, как это представлено на Рис. 9.3,б.

На Рис. 9.7 приведены различные варианты реализации

режима 2.

Водоем

ВЗК

БВ 1

Водоем

ЗУ

БВ 2

В БВ А С

Рис. 9.7

320

Первый вариант предусматривает зависание ПБВ в точке

С, спуск водозаборного ковша (ВЗК) на определенную глуби-

ну, набор требуемого запаса воды и переход к режиму 3.

Вариант 2, применяемый для БВ с бортовыми баками,

предусматривает спуск заборного устройства (ЗУ) в точке А,

горизонтальный полет БВ со скоростью Vзв над водоемом с

забором воды и при его завершении в точке В переход к ре-

жиму 3. Этот вариант на наш взгляд является более предпоч-

тительным с точки зрения оперативности тушения пожаров.

Использование противопожарных авиационных боепри-

пасов, рассмотренных в Разд. 5.7, требует разработки теории

их применения для различных видов пожаров.

Задачами теории применения противопожарных боепри-

пасов являются:

расчет расхода противопожарных ракет (бомб) для

заданной площади пожара;

определение координат точек прицеливания при

стрельбе ракетами или точек сброса бомб;

расчет потребного числа ПБВ в зависимости от их

бортовых запасов ракет (бомб);

формирование траекторий и графика полетов группи-

ровки ПБВ при ликвидации конкретного пожара.

Результаты этой теории могут быть использованы при

разработке методик применения бовых вертолетов при унич-

тожении плоских целей.

Отметим, что при тушении удаленных крупных лесных

пожаров для управления группировкой наземных сил и ПБВ

должна использоваться ретрансляция радиосигналов с помо-

щью БВ-Р [97, 98].

321

При использовании БВ для контроля загрязнения окру-

жающей среды (задача 7) при определении границ областей

загрязнения воды и почвы, как плоских объектов, предлагает-

ся использовать траектории движения, представленные в

Разд. 6.1. Непосредственный забор проб воды и почвы может

осуществляться по траектории, фрагмент которой приведен

на Рис. 9.8.

На этом рисунке точками представлены точки зависания

БВ, а точками – точки взятия с помощью специального обо-

рудования проб воды или почвы. Для контроля водных бас-

сейнов это оборудование включает в себя телескопическую

штангу с установленным на ее конце преобразователем гид-

рофизикохимических показателей воды. С использованием

преобразователей в режиме реального времени определяются

содержание растворенного в воде кислорода, ее удельная

электропроводность, температура, кислотность и окислитель-

но-восстановительный потенциал. Эти данные передаются с

помощью информационно-командной радиолинии БВ на

МНПУ, в котором с помощью специального программного

обеспечения проводится анализ содержания в воде хлоридов,

V БВ

V

y

x z

Рис. 9.8

М

322

фосфатов, сульфатов, нитратов, поверхностно активных ве-

ществ и растворенных нефтепродуктов.

Контроль загрязнений воздушного бассейна (см.

Рис. 6.2,е) предлагается осуществлять путем последователь-

ной реализации восходящих (от точки L к точке S) и нисхо-

дящих (в противоположном направлении) цилиндрических

винтовых траекторий движения БВ с увеличением их радиуса

r до установления границ обследуемых пространственных

объектов. На этом рисунке координаты (x0, z0) описывают

расположение предполагаемого наземного источника химиче-

ского или радиационного загрязнения атмосферы.

Следуя работе [13], запишем параметрическое представ-

ление k-той из этих кривых в следующей форме:

.sin)(

;)(

;cos)(

н

н

н

trztz

tVyty

trxtx

kkk

ykk

kkk

(9.2.3)

Здесь (xнk, yнk, zнk) – координаты начальной точки кривой;

rk – радиус k-й «винтовой» траектории; Vy – вертикальная со-

ставляющая скорости БВ при его движении по k-й траекто-

рии. Параметр t изменяется от момента времени t0 = 0 начала

полета БВ-РМ до момента tn завершения процесса контроля

области заражения.

Для вычисления радиусов траекторий БВ будем использо-

вать следующее рекуррентное уравнение:

,min1

1 ;1,1,

rr

nkrrr kk

где Δr – заданная величина шага изменения радиусов; rmin –

минимальное значение радиуса виража рассматриваемого об-

разца БВ.

Решение этого уравнения имеет следующий вид:

323

.,1,1min nkrkrrk (9.2.4)

Будем считать заданными экспертные оценки предпола-

гаемых минимальной (y0) и максимальной (ymax) высот облас-

ти загрязнения, а также ее максимального радиуса Rmax, от-

считываемого от вертикальной прямой, проходящей через

точку Ц (см. Рис. 6.2,е).

Подставляя величину Rmax в левую часть формулы (9.2.4)

и полагая в ней k = n, определим потребное число восходя-

щих и нисходящих участков составной траектории полета

вертолета:

,1 minmax

r

RRn

где [(∙)] – целая часть числа (∙).

Конкретизируем уравнения (9.2.3) для таких участков,

предполагая, что восходящие участки имеют нечетные номе-

ра, а нисходящие – четные. Тогда уравнения первых из них

запишутся как:

.,1,sin

;

;cos

121н,212

012

121н,212

nktrztz

tVyty

trxtx

kkk

yk

kkk

(9.2.5)

Нисходящие траектории, в которых высота полета БВ из-

меняется в интервале от ymax до y0, представляются следую-

щими соотношениями:

.,1,sin

;

;cos

2н,22

max2

2н,22

nktrztz

tVyty

trxtx

kkk

yk

kkk

(9.2.6)

В приведенных выше выражениях принято, что БВ со-

вершает подъем и спуск с эксплуатационным значением вер-

тикальной составляющей Vy скорости, взятым с соответст-

324

вующим знаком. Этим достигается равномерность замеров за-

грязнений, проводимых бортовой контрольно-измерительной

аппаратурой в интервале высот [y0, ymax] при различных зна-

чениях радиусов rk, nk ,1 .

Из вторых выражений, входящих в состав уравнений

(9.2.5) и (9.2.6), следует, что в этом случае затраты времени на

движения вертолета по восходящим и нисходящим участкам

будут одинаковы и равны величине:

.0max yVyy

Определим моменты времени начала и окончания движе-

ния БВ по участкам его траектории, описываемых выраже-

ниями (9.2.5) и (9.2.6).

Первый участок при k = 1 начинает выполняться в момент

времени t0 = 0 из точки с координатами (x0, y0, z0) и заверша-

ется в момент времени:

01 tt

в точке с координатами:

.sin

;

;cos

101

max1

101

rzz

yy

rxx

Второй (нисходящий) участок начинается с момента вре-

мени t1 = η из этой точки и завершается в момент времени

t2 = 2η в точке с координатами:

.2sin2

;2

;2cos2

212

02

212

rzz

yy

rxx

Третий (восходящий) участок, начинающийся из этой

точки, выполняется на интервале времени [2η, 3η] и т.д.

Обобщая эти результаты, имеем, что каждый k-й участок

траектории выполняется на интервале времени [(k – 1)η, kη],

325

nk ,1 . При этом координаты x и z его начальной точки оп-

ределяются как:

,1sin21

;1cos21

121

121

krkzkz

krkxkx

kkk

kkk (9.2.7)

а конечной – вычисляются по формулам:

.sin1

;cos1

1

1

krkzkz

krkxkx

kkk

kkk (9.2.8)

Начальное и конечное значения координаты y зависит от

номера k реализуемого участка следующим образом:

.четныхдля

;нечетныхдля

;1значенийчетныхдля

;1значенийнечетныхдля1

0

max

max

01

ky

kyky

ky

kyky

k

k

Сформируем окончательный вид уравнений, описываю-

щих участки требуемой составной траектории движения БВ

при контроле загрязнения воздушного бассейна:

а) восходящие участки при 12;22 kkt :

;,1,sin22

;

;cos22

122212

012

122212

nktrkztz

tVyty

trkxtx

kkk

yk

kkk

(9.2.9)

б) нисходящие участки при kkt 2;12 :

,,1,sin12

;

;cos12

2122

max2

2122

nktrkztz

tVyty

trkxtx

kkk

yk

kkk

(9.2.10)

где правые части соответствующих уравнений вычисляются с

использованием выражений (9.2.4), (9.2.7), (9.2.8).

Заметим, что уравнения (9.2.9) и (9.2.10) могут быть ис-

пользованы для описания «винтовых» траекторий набора тре-

буемой высоты и снижения беспилотных вертолетов на этапах

326

их взлета и посадки. Графическое представление таких траек-

торий для пилотируемых вертолетов приведено в работе [43].

Для построения 3D-карты загрязнения атмосферы над не-

которым участком земной поверхности используются нели-

нейные «спиралевидные» траектории горизонтальных поле-

тов БВ на равномерной сетке высот из интервала [y0,ymax]. Та-

кие траектории БВ без методов их формирования были пред-

ложены в работе [45] для мониторинга загрязнения воздуха

над горными выработками (карьерами).

Рассмотрим один из подходов к определению основных

параметров «спиральных» траекторий вида:

= k. (9.2.11)

Пусть требуется на высоте yj [y0, ymax] измерить концен-

трацию загрязнения на площади ),1(,2 njrS jj .

Будем считать, что внутри круга радиуса rj вертолет дви-

жется по траектории (9.2.11), проводя замеры с шагом по

радиус-вектору и по углу его поворота (Рис. 9.9).

Пусть требуется построить карту загрязнения на каждой

высоте yj на сетке с шагом х и z. Используя формулы связи

декартовых и полярных координат [27], имеем:

,arctg

;22

x

z

zx (9.2.12)

Полет БВ начинается при угле = 0 и завершается при

значении *, при котором площадь ометаемой поверхности,

представленной на Рис. 9.9 затонированной частью, не станет

равной величине Sj.

327

Площадь сектора, заданного полярным уравнением = ()

некоторой кривой в пределах значений углов от 1 до 2 вы-

числяется по следующей формуле [27]:

2

1

)(5,0 2c dS . (9.2.13)

Подставляя в нее выражение (9.2.11) и проводя интегри-

рование, получаем:

3

2

0

22c

65,0)(

kdkS ,

где – текущее значение полярного угла.

Приравнивая эту величину к площади Sj, имеем уравнение:

232

6jr

k .

Откуда предельное значение угла определяется как:

rj

v

+

БВ

М

z x

z

x

Рис. 9.9

328

32

2* 6

k

rjj

. (9.2.14)

Пусть шаг измерения состояния атмосферы в полярных

координатах определяется требуемыми значениями = а и

= b, которые вычисляются по формулам (9.2.12).

Сформируем выражение вида:

b

a

и перейдем в ней к пределу при 0.

В этом случае получаем, что:

b

a

d

d

.

Откуда с использованием выражения (9.2.11) получаем

требуемое значение коэффициента k = a/b.

Подставляя это значение в формулу (9.2.11), окончательно

получаем, что БВ должен на высоте h = yj двигаться по спи-

ралевидной траектории:

*];0[, b

a, (9.2.15)

где предельное значение угла вычисляется как:

),1(,6

32

22* nj

a

brjj

. (9.2.16)

Рассмотрим еще один подход к определению предельного

значения угла *.

Условие для определения этой величины имеет вид:

() = rj.

Решая это уравнение, получаем:

329

jr* . (9.2.17)

В заключение этой главы отметим, что в разработке так-

тики применения БВ двойного назначения активное участие

наряду со специалистами по разработке БВК должны прини-

мать специалисты соответствующих организаций-эксплуатан-

тов, создаваемых образцов вертолетов.

330

Глава 10. ОРГАНИЗАЦИОННЫЕ ВОПРОСЫ

ПРИМЕНЕНИЯ БЕСПИЛОТНОЙ

ВЕРТОЛЕТНОЙ ТЕХНИКИ

Организационные вопросы являются одним из важнейших

факторов эффективного применения беспилотной авиацион-

ной техники при решении военных и гражданских задач. Сле-

дует отметить, что эти вопросы практически не отражены в

доступной литературе. Частично эти вопросы применительно

к БЛА самолетных схем были рассмотрены в работах автора

[13-15].

В связи с тем, что беспиотная вертолетная техника к на-

стоящему времени не получила широкого практического рас-

постранения, решение ее организационных вопросов является

весьма актуальными для военных и гражданских сфер дея-

тельности общества.

В данной главе предлагаются некоторые подходы к орга-

низации беспилотных вертолетных комплексов, а также

структура и состав беспилотных вертолетных подразделений.

Кроме этого обсуждаются вопросы логистики таких подраз-

делений, обеспечивающей их успешное функционирование

при решении военных и гражданских задач.

Отметим, что окончательные организационные решения

должны приниматься специалистами по применению беспи-

лотных вертолетов в этих областях.

10.1. Структура и функции

беспилотного вертолетного комплекса

Первичным звеном в организационных структурах беспи-

лотных вертолетных подразделений является упоминаемый

выше беспилотный вертолетный комплекс (БВК).

331

Введем следующее определение, которое должно быть

использовано в теории разработки и применения беспилот-

ных вертолетных комплексов различного назначения.

Беспилотным вертолетным комплексом (БВК) будем

называть эргатическую (организационно-техническую) сис-

тему, включающую в себя определенное число беспилотных

вертолетов (БВ), мобильные наземные пункты управления,

получения, обработки и передачи целевой информации, тех-

нические средства предстартового и послестартового техниче-

ского состояния БВ, их ремонта и технического обслуживания

и персонал, обеспечивающий функционирование комплекса.

Типовой состав БВК приведен на Рис.10.1.

Как правило, современные БВК включают в себя в составе

соответствующих автоматизированных рабочих мест (АРМ)

персонала программно-технические средства для разработки

программ полетов БВ, предполетного, полетного и послепо-

летного контроля их технического состояния, радиокоманд-

ного управления выполнением полетных заданий, а также для

сбора, обработки и передачи потребителям получаемой бор-

товой информации.

Функционирование БВК осуществляется с помощью

средств и персонала комплекса, приведенных на Рис. 10.1.

Непосредственное управление функционированием БВК

осуществляет его командир, которому подчиняются команди-

ры расчетов мобильных наземных пунктов управления

(МНПУ), стартовых и обслуживающих технических расчетов

комплекса.

Подготовкой и выполнением полетных заданий занимают-

ся расчеты МНПУ, состав которых представлен на Рис. 10.2.

332

Рис. 10.1

Рис. 10.2

Командир расчета

МНПУ

Операторы


БВ

Операторы

целевой

нагрузки БВ

Операторы

средств свя-

зи МНПУ

Математик –

системный

программист

Беспилотный вертолетный

комплекс (БВК)

Беспилотные

вертолеты (БВ)

Обеспечивающие

средства БВК

Персонал

БВК

Средства

пред- и после-

полетного

контроля БВ

Мобильные

наземные

пункты


Стартовые и

посадочные

средства

Средства

технического

обслуживания и

ремонта БВ

Транспортные


Технические

расчеты

Расчеты

МНПУ

Командный

состав

Функциональные


333

В зависимости от числа БВ, одновременно участвующих в

выполнении полетных заданий и реализованных в составе

МНПУ средств автоматизации деятельности его персонала, в

его работе принимают участие от одного до нескольких опе-

раторов первых двух категорий.

По сравнению с существующим составом персонала

МНПУ БВ новым его субъектом является «математик – сис-

темный программист», на которого возлагаются следующие

функции:

1. Программирование совместно с командиром расчета

МНПУ траекторий полетов БВ, применяемых в конкретной

операции.

2. Дистанционное сопровождение и администрирование

программного обеспечения АРМ персонала БВК.

3. Обеспечение информационной безопасности функцио-

нирования комплекса.

При выполнении основной (первой) функции этот член

расчета МНПУ должен знать и применять в конкретной об-

становке методы прикладной теории управления БЛА [13].

Для этих целей используется функциональное программ-

ное обеспечение его АРМ.

В соответствие с классификацией беспилотной вертолет-

ной техники, введенной в Разд. 1.3, комплексы по радиусу

действия входящих в них БВ подразделяются на следующие

виды (Рис. 10.3):

БВК ближнего действия (БВК БД);

БВК среднего действия (БВК СД);

БВК дальнего действия (БВК ДД).

Эти комплексы различаются по составу и дальности дейст-

вия радиотехнических средств и количеству персонала МНПУ.

334

Так в состав МНПУ БВ БД входят командир расчета, вы-

полняющий функции операторов целевой нагрузки, управле-

ния и математика-программиста; оператор-радиомеханик;

техник по обслуживанию БВ.

В зависимости от специализации БВ, входящих в БВК, вы-

деляют информационные (ИнБВК), имитационные (ИмБВК),

боевые (ББВК), вспомогательные (ВБВК) и БВК гражданско-

го назначения (БВК ГН).

Наземные пункты управления БВ обычно создаются на

базе автошасси повышенной проходимости и фургона типа

КУНГ, в котором размещается его персонал, представленный

на Рис. 10.2.

Внутри фургона установлены АРМ персонала на базе

ПЭВМ, допускающих эксплуатацию в полевых условиях. Эти

ПЭВМ объединены в локальную вычислительную сеть

МНПУ с архитектурой «клиент-сервер», где в качестве серве-

ра выступает более мощная ПЭВМ командира расчета пункта

управления.

В корабельных БВК пункты управления БВ располагают-

ся в соответствующих надстройках судов.

Стартовые и посадочные устройства БВК (см. Рис. 10.1)

включают в себя выносные пульты выполнения взлета и при-

земления вертолета, аппаратуру определения направления и

скорости ветра, уклонов поверхности стартовых площадок БВ

и их освещения для выполнения полетов в ночное время суток.

Беспилотные вертолетные комплексы (БВК)

БВК БД БВК СД БВК БД

Рис. 10.3

335

Обеспечивающие средства БВК предназначены для под-

готовки БВ к полету, его обслуживания после полета, прове-

дения текущих регламентных и ремонтных работ, а также для

хранения средств комплекса. Эта группа средств обслужива-

ется соответствующим расчетом БВК.

В состав технического расчета комплекса должны входить:

командир расчета;

специалисты по силовым установкам БВ;

специалисты по электрорадиооборудованию БВ;

водители МНПУ и МРТО.

Заметим, что вторая и третья группы специалистов кроме

техобслуживания и ремонта бортовых комплексов осуществ-

ляет старт и посадку БВ при их эксплуатации.

Первый вид обеспечивающих средств БВК включается в

состав машины ремонта и технического обслуживания

(МРТО) на базе автошасси повышенной проходимости, осна-

щенного АРМ персонала для пред- и послеполетного контро-

ля бортовых комплексов БВ и для проведения их периодиче-

ского техобслуживания. Кроме этого в МРТО должны быть

предусмотрены оборудование и рабочие места для проведе-

ния мелкого ремонта выявленных неисправностей БВ и заме-

ны его отказавших агрегатов и систем.

Для хранения расходных материалов, применяемых при

техобслуживании и ремонте БВ, может быть использован ав-

топрицеп МРТО.

В состав транспортных средств БВК обязательно входят

топливозаправщики на базе автошасси повышенной проходи-

мости. При использовании в составе БВК вертолетов с элек-

тродвигателями (см. Разд. 2.3) применяются генераторные ав-

томашины для зарядки их аккумуляторов.

336

Для передислокации БВК МД и СД в их состав могут

быть включены автомобильные средства для перевозки БВ.

Перспективной формой оперативной передислокации БВК

является применение пилотируемых вертолетов для перевоз-

ки элементов комплекса как внутри их фюзеляжа, так и на

внешней подвеске. В этом случае такие вертолеты входят в

состав транспортных средств БВК.

Отметим, что при таком способе передислокации на зна-

чительно удаленные и труднодоступные стартовые позиции в

состав БВК должны быть включены БВ-топливозаправщики.

Район дислокации БВК включает в себя стартовую пози-

цию БВ, позицию размещения МНПУ, техническую позицию

и посадочную позицию. Оптимальное размещение этих пози-

ций рассмотрено в работе [14].

10.2. Организация перспективных

беспилотных вертолетных подразделений

Как было отмечено в монографии [13], в существующих

отечественных и зарубежных работах практически не рас-

сматриваются вопросы организации применения беспилотной

авиационной техники. Тем более это относится к такому ее

перспективному виду как вертолетная техника.

Для реализации системного подхода к вопросу эффектив-

ного применения БВ необходимо решить следующие основ-

ные задачи:

1. Формирование организационно-штатной структуры

процесса эксплуатации БВК.

2. Разработка методик (алгоритмов) применения БВК при

решении различных военных и гражданских задач.

337

3. Определение информационного взаимодействия внутри

и между БВК, а также с подразделениями, которым приданы

соответствующие комплексы.

При решении первой задачи предлагается два варианта

формирования организационно-штатных структур:

а) объединить определенную совокупность БВК в бес-

пилотную вертолетную эскадрилью (БВЭ) по аналогии с пи-

лотируемыми вертолетами;

б) включить БВК в состав соответствующих армейских,

флотских и гражданских подразделений в качестве функцио-

нальных элементов.

В первом случае примерная организационная структура

процессов управления процессами эксплуатации беспилотных

вертолетов будет иметь вид, представленный на Рис. 10.4.

Рис. 10.4

Командир БВЭ

Нач

альн

ик ш

таб

а

Зам

ести

тель

ко

ман

ди

ра

по И

АС

Зам

ести

тель

ко

ман

ди

ра

по с

вязи

,

об

раб

отк

е д

анн

ых

и

ин

фо

рм

аци

он

но

й

без

оп

асн

ост

и

Шту

рм

ан Б

ВЭ

Мет

еоро

ло

г Б

ВЭ

БВК N

БВ 11 БВ 1М БВ N1 БВ NM …… … …

БВК 1 БВК 2 ……

Зам

ести

тель

ко

ман

ди

ра

по

мат

техсн

абу

338

На этом рисунке обозначены все находящиеся в воздухе

БВ, управляемые с помощью МНПУ, входящими в состав со-

ответствующих БВК.

Штаб БВЭ должен размещаться на существующих образ-

цах командно-штабных машин (КШМ), оснащенных соответ-

ствующими АРМ и средствами связи.

Рассмотрим организацию работы БВЭ на примере такой

перспективной в настоящее время проблемы как формирова-

ние единого информационного пространства обстановки в

некотором районе [13] путем ведения разведки с помощью

совокупности информационных БВ.

Алгоритм функционирования БВЭ состоит из следующих

этапов:

1. Получение командиром БВЭ от вышестоящего коман-

дира распоряжения (приказа) о проведении разведки в кон-

кретном районе в заданном интервале времени.

2. Планирование командиром БВЭ совместно с начальни-

ком штаба эскадрильи необходимого числа БВ с учетом ре-

зервных вертолетов [14] и мест дислокации применяемых в

операции БВК.

3. Формирование штурманом БВЭ полетных заданий для

всех БВК, участвующих в операции.

4. Определение метеорологом БВЭ условий выполнения

полетов вертолетов в районе проведения операции, а также в

местах их взлета и посадки.

5. Передача метеоданных на АРМ командиров БВК.

6. Принятие решений командирами БВК в зависимости от

поставленных задач и метеоусловий по типам целевой на-

грузки, устанавливаемой на применяемые БВ.

339

7. Проведение математиками – системными программи-

стами и командирами расчетов МНПУ программирования тра-

екторий БВ и согласование результатов со штурманом БВЭ.

8. Выдвижение всех БВК в назначенные места дислока-

ции, их развертывание и проверка техническими расчѐтами

комплексов используемого оборудования и аппаратуры БВ.

9. Предполѐтная подготовка БВ (заправка топливом, ввод

в комплекс управления БВ программ полетов, установка тре-

буемой целевой аппаратуры, предстартовый контроль борто-

вых систем и др.) и доклады командиров БВК командиру БВЭ

о готовности комплексов к работе.

10. Старт (взлет) БВ согласно графику их полѐтов, утвер-

жденному штурманом и начальником штаба БВЭ.

11. Контроль операторами управления БВ их движения в

заданные контролируемые районы. По завершению этих эта-

пов полетов применяемых вертолетов доклады командиров

расчѐтов МНПУ командиру БВК о начале выполнения целе-

вых задач, состоящих в поиске, обнаружении и идентифика-

ции объектов разведки (доразведки).

12. Получение операторами целевого оборудования

МНПУ бортовой информации от установленной на БВ аппа-

ратуры разведки и наблюдения, анализ обстановки в областях

их ответственности и доклады командиру расчета МНПУ о

текущей обстановке в контролируемом районе.

13. При обнаружении, распознавании и идентификации

целей в зоне ответственности БВК командир расчета МНПУ

ставит задачу оператору связи передать информацию о них (в

виде фрагментов электронных карт областей с нанесенными

на них координатами и характеристиками целей) командиру

БВЭ, который после ее контроля передает их в общую сеть

340

сбора и обработки информации подразделения. В противном

случае (отсутствие обнаруженных целей) продолжается вы-

полнение работ по п.12 данного алгоритма.

14. При неудовлетворительных результатах разведки по-

лучение командиром БВК от командира БВЭ приказа о дораз-

ведке выявленных целей либо повторном контроле опреде-

лѐнных областей.

15. Командир БВК передает этот приказ командиру расчѐ-

та соответствующего МНПУ, который отдает распоряжение

оператору управления конкретного БВ о переходе на радио-

командный режим его управления. При выполнении этим

оператором требуемых действий параллельно выполняются

работы по п.12 алгоритма.

16. По завершению полетных заданий каждый БВ в про-

граммном или радиокомандном режимах управления осуще-

ствляет полѐты в места их посадки.

17. Посадка вертолетов и проведение персоналом техни-

ческих расчѐтов БВК их послеполетного контроля и при не-

обходимости ремонта с размещением годных к применению

БВ на стартовых позициях комплексов.

18. Доклад командиров БВК командиру БВЭ о заверше-

нии полетов БВ и их готовности к решению новых задач.

Аналогичные алгоритмы могут быть разработаны для

группового применения всех существующих типов БВ (см.

Гл. 7 – Гл. 9).

Отдельные этапы этого алгоритма используются при вто-

ром варианте применения БВК.

В особых случаях эксплуатации БВ выполняются сле-

дующие действия:

341

1. При потере связи с определенным БВ производится

немедленный доклад командира БВК командиру БВЭ, в кото-

ром сообщается время и место потери связи, высота полета

БВ, предполагаемые оставшееся время полета и курс следо-

вания, район его возможного приземления (падения).

2. В случае аварийной посадки (падения) вертолета вне

намеченной площадки приземления организовывается его по-

иск силами технического персонала БВК.

После решения в некоторой области поставленных перед

БВЭ задач, часть или все БВК должны быть готовы к передис-

локации в новые районы базирования.

Перебазированию БВК предшествуют заблаговременная и

оперативная подготовки. При заблаговременной подготовке

проводятся:

типовые расчеты на перебазирование различными ви-

дами транспорта;

отработка заявок в техническую часть подразделения

на крепежный и упаковочный материал и средства погрузки;

подготовка комплекта необходимых запасных частей

и расходных материалов;

подготовка запланированного транспорта для разме-

щения в них средств БВК.

Непосредственная подготовка начинается с получения

распоряжения командира БВЭ на перебазирование. Она имеет

целью подготовить технику и средства БВК к конкретному

перебазированию. Для этих целей разрабатывается план пе-

ребазирования, который предусматривает выполнение сле-

дующих мероприятий:

отработка перечня обязательных работ, которые необ-

ходимо выполнить на технических средствах БВК до переба-

зирования;

342

проведение инструктажа персонала по особенностям

подготовки БВК к конкретному перебазированию;

проведение погрузки средств БВК в транспортные

средства;

Особенности перебазирования беспилотных комплексов

автомобильным, железнодорожным и водным транспортом

изложены в работе [15].

Перебазирование БВК с использованием пилотируемых

вертолетов осуществляется при отсутствии в новых областях

их дислокации автомобильных и железных дорог.

При этом предполагается, что они приземляются для по-

грузки в точках наиболее близких к точкам расположения

машин БВК в предыдущей области дислокации и доставляют

их в точки, наиболее приближенные к точкам их нового бази-

рования. Задачи оптимизации процессов перебазирования

беспилотных комплексов рассмотрены в работе [15].

Информационное взаимодействие субъектов и объектов,

участвующих в операции с применением БВ, должно основы-

ваться на использовании современных инфокоммуникацион-

ных технологий, базирующихся на сети АРМ персоналов БВК

и БВЭ, связанных между собой и с БВ цифровыми радиока-

налами связи [96].

Перспективным направлением развития беспилотной

авиации является применение крупных группировок БЛА

различного назначения для решения военных и гражданских

задач. Основные задачи организации группового применения

беспилотной техники приведены в монографиях [14, 15]. Для

военных группировок беспилотной вертолетной техники со-

став их воздушной и наземной составляющих представлен в

Табл. 10.1.

343

Таблица 10.1

Воздушная составляющая

группировки БВ

Наземная составляющая

группировки БВ

1. БВ разведки и наблюдения

(БВ-РН).

2. БВ-ретрансляторы (БВ-Р).

3. Учебные и боевые авиацион-

ные ложные цели (БВ-АЛЦ).

4. БВ радиоэлектронного и оп-

тикоэлекронного противо-

действия (БВ-П).

5. Боевые БВ.

6. Вспомогательные БВ под-

держки подразделений сухо-

путных войск и флота.

1. Мобильные наземные пункты

управления (МНПУ) БВ.

2. Средства обеспечения взлѐта и

посадки БВ.

3. Машины ремонта и техниче-

ского обслуживания.

4. Топливо- и электрозаправщики.

5. Транспортные и вспомогатель-

ные машины.

6. Командно-штабные машины

командного состава группиров-

ки.

Первичным элементом группировки БВ предлагается счи-

тать беспилотную вертолетную эскадрилью (БВЭ), которая

может входить в состав подразделений ВВС, СВ, ВМФ и др.,

а также в перспективе являться единицей таких видов подраз-

делений как беспилотный вертолетный полк (БВП), беспи-

лотный вертолетный отряд (БВО) и беспилотная вертолетная

группа (БВГ) [15].

Применение БВГ подразумевает оперативое использова-

ние нескольких БВЭ из состава БВП или БВО.

Отметим, что беспилотные полки и отряды могут иметь

как специализированный, так и смешанный состав, включаю-

щий в себя БВК различного назначения.

Кроме БВЭ военные БВ могут быть организованы в такие

подразделения как батальон, рота, взвод и т.п.

На Рис. 10.5 приведена примерная оргструктура управле-

ния группировкой БВ.

344

Рис. 10.5

Перспективная система управления группировкой БВ

должна быть организована как мобильная распределенная ав-

томатизированная система управления (МРАСУ) [41].

На наш взгляд, для состава штабов, БАП, БАО и БАГ

должны быть приняты оргструктуры, используемые в ВВС.

Отметим, что в составе этих штабов должны быть созданы

группы руководителей полетов (ГРП) и инструкторов (ГИ).

Окончательные решения по оргструктурам БВК, БВЭ и

других видов беспилотных подразделений должны быть при-

няты соответствующими научно-исследовательскими учреж-

дениями Минобороны и МЧС РФ [15].

10.3. Логистика беспилотных вертолетных подразделений

Логистика применения крупных группировок БЛА явля-

ется одной из нерешенных проблем эффективной эксплуата-

ции современной беспилотной авиационной техники [14].

КП управления

группировкой БВ

КП

БВЭ1

КП

БВЭ2

КП

БВЭn

……

КП

БВК1

КП

БВКm

… КП

БВК1

КП

БВКm

… ……

МНПУk … …… МНПУ1 МНПУ1 МНПУk … ……

… БВ1 БВr …… … БВ1 БВr …… …

345

Основная причина этого состоит в том, что в настоящее время

военное и гражданское применение беспилотной техники ог-

раничивается одновременными полетами одного или двух ее

образцов.

Основные задачи логистики группировок БЛА в рамках

теории их эффективного применения рассмотрены в моно-

графии [15].

Несомненно, что задачи логистики при групповом приме-

нении беспилотной вертолетной техники нуждаются в даль-

нейших исследованиях, целью которых является разработка

конкретных алгоритмов для разработчиков систем автомати-

зации логистических расчетов и практических методик их

применения соответствующим персоналом беспилотных вер-

толетных подразделений.

Общее определение понятия «логистика» приведено в ра-

боте [46].

Определения и принципы современной логистики груп-

пировок БЛА достаточно подробно рассмотрены в работе

[15].

В понятие логистики беспилотных вертолетных подразде-

лений будем включать задачи и методы принятия эффектив-

ных организационных и управленческих решений по обеспе-

чению успешного функционирования БВК в рамках проводи-

мых с их использованием операций.

Основные задачи этого вида логистики приведены на Рис.

10.6.

При конкретизации этих задач будем использовать поня-

тие «военная логистика», под которой понимается четкая,

бесперебойная система снабжения действующей армии бое-

припасами, военной техникой, обмундированием, продуктами

346

питания, медикаментами, горюче-смазочными материалами и

управления их перемещением для достижения успеха в воен-

ной компании [47].

Рис. 10.6

Военные логистические системы снабжения относятся к

числу наиболее масштабных и аккумулируют в себе следую-

щие свойства сложных организационных систем:

● иерархичность применяемых оргструктур;

● территориальную разветвленность систем;

● большое количество циркулирующих в системах но-

менклатурных позиций.

Рассмотрим вопросы организации системы управления

запасами расходуемых материалов в подразделениях БВ.

В процессе эксплуатации БВ применяется совокупность

изделий и материалов, которые используются для обеспече-

ния их взлета, выполнения полетных заданий и посадки. К та-

ковым относятся стартовые ускорители, запасные части и ин-

струменты, топливо, смазочные материалы, авиационные

средства поражения и др. Кроме этого, при эксплуатации на-

Основные задачи логистики подразделений БВ

Задачи

формирования и

перебазирования

крупных

группировок БВ

Задачи обеспече-

ния и управления

запасами

расходуемых при

эксплуатации БВ

материалов

Задачи

организации

мобильных складов

расходуемых

материалов при

эксплуатации

группировок БВ

в полевых условиях

347

земных компонент БВК также используется ряд расходных

материалов одноразового и кратковременного использования.

Будем называть комплектующие, материалы и жидкости,

применяемые при эксплуатации БВК, расходными материа-

лами (РМ) комплекса. Очевидно, что при планировании опе-

раций с применением группировок БВ должен проводиться

расчет потребных для их осуществления объемов РМ. Как

показала практика, при непосредственном проведении опера-

ций возможно изменение их задач, которое требует измене-

ния числа применяемых вертолетов и, как следствие, коррек-

тировки объемов применяемых РМ.

В связи со случайным характером таких изменений может

возникнуть дефицит определенных видов РМ, который при-

ведет к срыву полетов БВ, то есть к невыполнению опреде-

ленных задач операции. Отсюда возникает задача управления

запасами РМ в беспилотном подразделении (БВЭ, БВП, БВО,

БВГ). Ответственным за решение этой задачи является замес-

титель командира подразделения по материально-техни-

ческому обеспечению (см. Рис. 10.4).

Краткая характеристика существующих походов к по-

строению систем управления запасами и соответствующая

библиография представлены в работе [15].

Приведем общую структуру и функции системы управле-

ния запасами РМ, предлагаемой для использования в беспи-

лотных вертолетных подразделениях.

Согласно принципу иерархичности логистических систем

предлагаемая система должна включать в себя три уровня

управления запасами РМ. Состав и взаимодействие этих

уровней представлен на Рис. 10.7.

348

При использовании в операции крупной группировки БВ,

например, организованной в виде нескольких БВП или БВО, в

системе появляется дополнительный четвертый уровень

управления запасами РМ, взаимодействующий с системами

управления запасами этих беспилотных вертолетных подраз-

делений.

Основными элементами системы управления запасами РМ

подразделений БВ являются средства хранения этих материа-

лов, располагаемые на каждом из уровней, приведенных на

Рис. 10.7.

На первом уровне в качестве таких средств используются

машины ремонта и технического обслуживания (МРТО), ко-

Внешняя среда

Система управления

запасами РМ беспилотного

подразделения

(БВП, БВО)

3

Системы управления

запасами РМ беспилотных

эскадрилий

(БВЭ)

2

Системы управления

запасами РМ беспилотных

комплексов

(БВК)

1

материальные

потоки РМ

информационные

потоки заявок на

пополнение

запасов РМ

Рис. 10.7

349

торые используются для транспортировки и хранения РМ,

требующихся для нормальной работы каждого БВК.

На втором и третьем уровнях системы такими средствами

являются мобильные склады (МС) беспилотных эскадрилий и

подразделения, реализованные на базе автофургонов повы-

шенной проходимости.

Именно между этими элементами системы осуществляет-

ся движение материальных и информационных потоков,

представленных на Рис. 10.7.

Персоналом системы управления запасами на 2-м и 3-м

уровнях являются лица, принимающие решения (ЛПР) по ма-

териально-техническому обеспечению деятельности беспи-

лотных эскадрилий и подразделений, а также персонал МС,

осуществляющий выполнение принятых решений. На 1-м

уровне в качестве ЛПР выступают командиры расчетов

МРТО БВК.

Решение задач управления запасами РМ в подразделениях

БВ осуществляется с помощью автоматизированных рабочих

мест (АРМ) персонала системы, оснащенных соответствую-

щим программным (ПО) и информационным (ИО) обеспече-

ниями его деятельности.

Эти виды обеспечений предназначены для автоматизиро-

ванного планирования, учета и регулирования объемов (уров-

ней) следующих видов запасов РМ в системе:

гарантийные запасы каждого вида РМ, обеспечиваю-

щие при случайном спросе на них все потребности группи-

ровки из N БВ во время проведения операции длительностью

Т ед. вр.

пороговый уровень запаса каждого вида РМ, при дос-

тижении которого должна формироваться заявка на выше-

350

стоящий уровень для пополнения достигнутого уровня до

уровня гарантийного запаса данного вида РМ.

текущий объем запаса каждого вида РМ, который из-

меняется в связи с его случайным расходом в процессе прове-

дения операции группировкой БВ.

неликвидные запасы РМ, которые не были использо-

ваны в предыдущих операциях подразделения, а также при

проведении их технического обслуживания.

Функциями системы управления запасами РМ подразде-

лений БВ являются:

1. Планирование объемов гарантийных и пороговых запа-

сов каждого вида РМ, необходимых для успешного проведе-

ния группировкой из N БВ каждой операции длительностью

Т ед. вр.

2. Учет объемов неликвидных запасов РМ и движения их

текущих запасов во время проведения операции.

3. Формирование заявок в МС вышестоящих уровней

системы на требуемое пополнение хранимых запасов РМ.

Некоторые модели и методы реализации этих функций

приведены в работе [15].

Рассмотрим вопросы организации складского хозяйства

системы управления запасами расходуемых материалов.

Как было отмечено выше, запасы РМ, потребные для вы-

полнения группировкой, состоящей из N БВ, операции дли-

тельностью Т ед. вр., хранятся в МРТО БАК, на МС эскадри-

лий и центральном мобильном складе (ЦМС) подразделения.

Формирование требуемых запасов РМ осуществляется до мо-

мента времени начала операции. При этом возникает задача

оценки объемно-весовых характеристик загружаемых запасов

351

РМ и их сравнения с имеющимися характеристиками МРТО,

МС и ЦМС, решение которой дается в монографии [15].

Основной единицей складского хозяйства системы будем

считать МС на базе автофургона повышенной проходимости

соответствующей вместимости и грузоподъемности. Струк-

тура такого фургона приведена на Рис. 10.8.

Рис. 10.8

Здесь в отсеке персонала МС наряду с оборудованием его

жизнеобеспечения размещаются АРМ начальника склада и

кладовщиков с выходом в сеть связи мобильной распределен-

ной АСУ (МРАСУ) группировкой БВ [15, 41].

Будем считать, что типовой МС грузоподъемностью G*

имеет объем отсека для хранения РМ, равный V*.

Объем и вес гарантийных запасов РМ i-й БВЭ, необходи-

мых для проведения операции, вычисляются по формулам

вида:

),1();()();()(11

EiTygTGTyvTVK

kikki

K

kikki

. (10.3.1)

Здесь vk, gk – соответственно объем и вес k-го вида РМ;

yik(T) – гарантийный запас k-го РМ на операцию; Е – число

БВЭ в составе подразделения.

Потребное количество МС для i-й БВЭ вычисляется как:

Отс

ек

пер

сон

ала

МС

Стеллажи

хранения РМ

Стеллажи

хранения РМ

352

),1(,)(

,)(

max**

EiG

TG

V

TVm ii

i

. (10.3.2)

Здесь [()] означает операцию по округлению числа () до

ближайшего целого в сторону больших значений.

Объем и вес запасов РМ, а также потребное количество

МС, входящих в состав ЦМС БВП или БВО, определяются по

формулам:

K

kkk

K

kkk TygTGTyvTV

11

);()();()(

,)(

,)(

max**ЦМС

G

TG

V

TVm . (10.3.3)

где yk(T) – гарантийный запас k-го РМ для всех БВЭ, входя-

щих в БВП (БВО).

Таким образом, общее число складов в системе управле-

ния запасами РМ беспилотного вертолетного подразделения

составит величину:

ЦМС1

ск mmME

ii

. (10.3.4)

Входящие в эту формулу параметры вычисляются с по-

мощью выражений (10.3.1)-(10.3.3).

Дополнительными единицами складского хозяйства сис-

темы являются автомобили повышенной проходимости с не-

большим грузовым отсеком, применяемые для оперативной

доставки на стартовые позиции БВ требующихся единиц РМ

(комплектов, упаковок) со складов вышестоящих уровней

системы.

Количество таких транспортных средств в системе будет

равно:

сктс Mm . (10.3.5)

353

Здесь предполагается, что БВЭ, БАП и БВО имеют по од-

ному такому вспомогательному транспортному средству.

Важным фактором, влияющим на оперативность системы

управления запасами РМ является оптимизация мест их хра-

нения в районе дислокации подразделения БВ.

Задача оптимального размещения МРТО БАК на мини-

мальных расстояниях от обслуживаемых ею компонент ком-

плекса решена в работе [14].

Рассмотрим задачи оптимального размещения МС эскад-

рилий и ЦМС подразделения.

Пусть для каждого j-го МРТО комплексов, входящих в i-ю

БВЭ, заданы координаты (xij, yij) в геодезической системе ко-

ординат, ),1( iBj , ),1( Ei .

Требуется определить координаты (xi,МС, уi,МС) размеще-

ния МС в i-й БВЭ, находящиеся на минимальном расстоянии

от точек размещения всех ее МРТО.

Для простоты решения задачи опустим индекс «i» номера

БВЭ и в качестве критерия оптимальности размещения МС

будем использовать сумму квадратов расстояний между точ-

ками (xj, уj) и (xМС, уМС):

min])()[(1

22МCМC

B

jjj zyxxf . (10.3.6)

Такую упрощенную постановку задачи, решаемой для ка-

ждой из Е эскадрилий иллюстрирует Рис. 10.9, где Rj – облас-

ти размещения j-го БВК, ),1( Bj .

354

Рис. 10.9

Необходимые условия экстремума функции (10.3.6) запи-

сываются как [27]:

.0)(2

;0)(2

1

1

МC

МC

МC

МC

B

jj

B

jj

zyz

f

xxx

f

(10.3.7)

Проводя соответствующие преобразования уравнений

(10.3.7), получим следующие выражения:

.0;0 МC1

МC1

BzyBxxB

jj

B

jj

Откуда искомое решение задачи (10.3.6) представляется как:

.1

;1

1

0MC

1

0MC

B

ij

B

jj y

Byx

Bx (10.3.8)

Пример 10.1.

Пусть некоторая БВЭ включает в свой состав В = 5 БВК.

Будем считать, что координаты размещения их МРТО

имеют следующие значения:

(x1, у1) = (80, 60) км; (x2, у2) = (20, 40) км;

(x3, у3) = (60, 30) км; (x4, у4) = (40, 10) км;

(x5, у5) = (70, 10) км.

(x2,у2)

(x1,у1)

(xB,уB)

у

zМС

xМС

R1

R2

RB

x O

МC

355

Координаты размещения МС этой эскадрильи, «обслужи-

вающего» все МРТО комплексов, согласно выражениям

(10.3.8), будут равны:

.км305

1;км54

5

1 5

1

0

МC

5

1

0

МC

jj

jj yyxx

Возвращаясь к задаче оптимизации размещения МС каж-

дой i-й эскадрильи, входящей в БВП (БВО), запишем с ис-

пользованием выражений (10.3.8) ее общее решение как:

).,1(,1

;1

1

0

МC,1

0

МC,Eiy

Byx

Bx

ii B

jij

ii

B

jij

ii

(10.3.9)

Аналогичный подход используем для определения опти-

мальных координат 00

ЦМCЦМC, yx размещения центрального

склада подразделения, удаленного от МС всех эскадрилий на

минимальное суммарное расстояние.

Используя изложенный выше метод, имеем:

E

ii

E

ii y

Eyx

Ex

1

0,MC

0

ЦМC1

0,MC

0

ЦМC

1;

1. (10.3.10)

Отметим, что применение формул (10.3.9) и (10.3.10) под-

разумевает использование в составе бортового оборудования

МРТО БВК, МС БВЭ и ЦМС БВП (БВО) аппаратуры спутни-

ковой навигационной системы ГЛОНАСС/GPS для определе-

ния их координат.

В заключение главы отметим, что практически не отражен-

ная в отечественных и зарубежных источниках проблема при-

менения крупных группировок в общем случае разнотипных

БВ является весьма актуальной и требует для ее решения про-

ведения значительного объема дальнейших исследований и

разработок.

356

Глава 11. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ

И КОНСТРУИРОВАНИЕ


Проектирование беспилотного вертолета (БВ), выполняе-

мое по традиционной схеме разработки авиационной техники

[50], представляет собой сложный, развивающийся во време-

ни процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные

стадии и этапы. Создаваемый вертолет должен полностью

удовлетворять техническим требованиям и соответствовать

технико-экономическим характеристикам, указанным в тех-

ническом задании на его проектирование [44, 58].

11.1. Основные стадии и этапы

проектирования беспилотного вертолета

Техническое задание (ТЗ), которое формируется Разработ-

чиком БВ совместно с его Заказчиком, содержит тактико-

технические требования, обеспечивающие достижение тре-

буемых летно-технических характеристик при минимальной

стоимости производства и эксплуатации проектируемого об-

разца вертолета.

В этом документе кроме назначения разрабатываемого БВ

содержатся требования к следующим летно-техническим ха-

рактеристикам: масса БВ, дальность полета, максимальная и

крейсерская скорости, статический и динамический потолки

вертолета, скороподъемность, мощность двигателя. Обяза-

тельным пунктом ТЗ является состав и требования к бортово-

му и целевому оборудованию.

В ходе разработки ТЗ выполняются патентный поиск,

анализ существующих технических решений в области бес-

пилотной вертолетной техники, научно-исследовательские и

опытно-конструкторские работы. Основной задачей таких

357

предпроектных исследований является поиск и эксперимен-

тальная проверка новых принципов функционирования про-

ектируемого БВ и его элементов.

После утверждения ТЗ на БВ в рамках предварительного

проектирования разрабатываются технические предложения,

в которых для выбранной схемы определяются в первом при-

ближении по упрощенным моделям и методикам основные

геометрические, массовые и энергетические параметры БВ и

формируется его общий вид.

На стадии эскизного проектирования выбирается аэроди-

намическая схема, формируется облик вертолета и выполня-

ется расчет основных параметров, обеспечивающих достиже-

ние заданных летно-технических характеристик. К таким па-

раметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной

установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топ-

лива, масса агрегатов, бортового и целевого оборудования.

Результаты расчетов используются при разработке компоно-

вочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомо-

сти для определения положения центра масс БВ.

Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с

учетом выбранных технических решений выполняется на ста-

дии разработки технического проекта. При этом параметры

спроектированных элементов вертолета должны удовлетво-

рять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть

параметров может быть уточнена с целью оптимизации кон-

струкции. При техническом проектировании выполняются

подробные аэродинамические, прочностные и кинематиче-

ские расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и

конструктивных схем.

358

На стадии рабочего проекта формируется комплект сбо-

рочных и деталировочных чертежей вертолета, специфика-

ций, комплектовочных ведомостей, технологической и экс-

плуатационной документации в соответствии с принятыми

стандартами ЕСКД.

На этой стадии проводятся прочностные и функциональ-

ные наземные испытания элементов и бортового оборудова-

ния БВ, выпускается окончательный комплект документации

и изготавливается опытная партия БВ для проведения летно-

конструкторских испытаний [115]. Основная цель таких ис-

пытаний – полное обеспечение выполнения приведенных в

техническом задании летно-технических характеристик и экс-

плуатационных требований к разрабатываемому образцу БВ.

Как показала практика разработки пилотируемых верто-

летов, стадия их рабочего проектирования занимает до 80%

времени создания нового образца и до 85% материальных и

финансовых затрат [44]. При этом наиболее ответственными

этапами создания вертолета являются его предварительное и

эскизное проектирование, поскольку на них принимается до

80% основных проектных, технологических и организационных

решений, обеспечивающих полное выполнение требований ТЗ.

Можно считать, что эти оценки будут соответствовать и

процессам создания беспилотной вертолетной техники.

В данной главе рассмотрен этап предварительного проек-

тирования беспилотных вертолетов, при котором выполняют-

ся следующие основные работы:

выбор и обоснование схемы вертолета с анализом

прототипов проектируемого изделия;

разработка общего вида и предварительная компо-

новка вертолета;

359

определение основных размеров элементов вертолета;

определение основных параметров и выбор двигателя;

расчет масс и центровки вертолета;

аэродинамические расчеты;

проектировочные прочностные расчеты.

Отметим полное отсутствие на сегодняшний день методик

проектирования беспилотной вертолетной техники. Исключе-

нием является работа [3], в которой приводится упрощенная

методика предварительного (обликового) проектирования

винтокрылых ДПЛА двухвинтовой соосной схемы легкого

(до 150 кг) и среднего (до 350 кг) классов по предлагаемой в

ней классификации беспилотной авиационной техники.

Заметим, что методики предварительного проектирования

широко распространенных БВ одновинтовой схемы в настоя-

щее время полностью отсутствуют в доступной литературе.

11.2. Статистические зависимости

для «завязки» проекта беспилотного вертолета

Практика ведущих самолетостроительных ОКБ А.Н. Ту-

полева, В.О., Сухого и др. показала, что разработка новых об-

разцов авиационной техники начинается с так называемой

«завязки» проекта. В процессе ее реализации группа ведущих

специалистов во главе с Генеральным конструктором по

предложениям Заказчика формирует «облик» будущего ЛА

(аэродинамическая схема, тип, число и расположение двига-

телей, состав экипажа, вооружение и др.).

Такая работа, от результатов которой зависят все после-

дующие этапы создания авиационной техники, требует много-

летнего опыта и высокой квалификации участвующих в ней

специалистов. Поэтому для современных многочисленных раз-

360

работчиков при выполнении «завязки» проекта БВ предлагает-

ся использовать накопленные к настоящему времени статисти-

ческие данные по пилотируемым и беспилотным вертолетам.

В данном разделе предлагается такая методика, обоб-

щающая результаты работ [3, 42, 44, 55, 58, 59, 62].

Будем считать, что создание специализированных БВ, ти-

паж которых конкретизирован в Разд. 1.3, осуществляется при

следующих исходных данных:

радиус действия R;

максимальное полетное время п;

эксплуатационный интервал высот (hmin, hmax) полета;

статический потолок Hст;

динамический потолок Ндин;

максимальная скорость Vmax полета;

крейсерская скорость Vкр полета;

взлетная масса т0 вертолета;

характеристики предварительно выбранного двигателя;

массогабаритные характеристики бортового оборудо-

вания;

массогабаритные характеристики применяемого целе-

вого оборудования;

ограничения на массогабаритные размеры БВ, связан-

ные с его эксплуатацией.

Основной особенностью процесса проектирования БВ яв-

ляется тот факт, что за счет их специализации они разрабаты-

ваются при бо льшем числе исходных данных, чем пилоти-

руемые вертолеты. Это связано с многофункциональностью

последних за исключением боевых вертолетов.

Другой особенностью рассматриваемого процесса являет-

ся практическое отсутствие статистических данных требуемо-

361

го объема по параметрам существующих БВ, широко исполь-

зуемых на ранних стадиях проектирования практически всех

видов ЛА. Поэтому в предлагаемой методике можно исполь-

зовать достаточно многочисленные данные по сверхлегким и

легким пилотируемым вертолетам, приведенные в работе [62].

Для формирования оценок приведенных выше и дополни-

тельных исходных данных для «завязки» проекта БВ будем

использовать регрессионные зависимости [10], построенные

на основе имеющейся статистической информации.

Приведем состав таких зависимостей при условии, что За-

казчик задает Разработчику БВ требуемые значения радиуса

действия Rтр и времени тр решения вертолетом его функцио-

нальных задач.

Если считать, что во время каждой операции БВ осущест-

вляет основную часть решения поставленной задачи с крей-

серской скоростью, то ее значение определяется как:

тр

тртркр,

2

RV . (11.2.1)

Максимальная скорость БВ согласно работе [62] вычисля-

ется по формуле:

тркр,тркр,

трmax, 163,186,0

VV

V . (11.2.2)

Оценку взлетной массы БВ будем определять из регресси-

онной зависимости:

),( max10 VRm . (11.2.3)

Оценку взлетной мощности его двигателя представим

функцией вида:

),( max2e VRN . (11.2.4)

362

Потребная масса топлива на борту БВ для проведения

операций формируется с помощью зависимости:

),( max3т VRm . (11.2.5)

Оценки значений статического и динамического (практи-

ческого) потолков БВ будем определять с помощью функций:

),( max4ст VRH ; (11.2.6)

),( max5дин VRH . (11.2.7)

Для расчета проектных параметров БВ могут дополни-

тельно потребоваться следующие зависимости:

а) окружная скорость НВ вертолета:

),()( max6нв VRR , (11.2.8)

б) удельная нагрузка на НВ:

),( max7 VRp . (11.2.9)

В статистических данных по вертолетам обычно приво-

дится величина их дальности полета L.

Тактический радиус действия вертолета будем определять

из общепринятого выражения:

R = (0,35-0,4)L.

При построении зависимостей 1, 2,…, 7 статистику

значений L необходимо преобразовать в значения R.

Для представления зависимостей 1(R,Vmax), 2(R,Vmax),…,

7(R,Vmax) можно использовать различные виды функций (ли-

нейные, позиномные, биквадратические и др.) двух перемен-

ных.

Опыт аппроксимации высотно-скоростных характеристик

ГТД БЛА [13, 17] показал, что наиболее точные результаты

получаются при использовании биквадратических функций.


x1 = R; x2 = Vmax; y {m0, Ne, mт, Нст, Ндин, R, p}. (11.2.10)

363

Тогда все зависимости (11.2.3)-(11.2.9) в общем виде за-

писываются как:

.

),(

225

21421322110

21

xaxaxxaxaxaa

xxy

(11.2.11)

После определения значений коэффициентов ai, )5,0(i

известным методом наименьших квадратов [10] с привлече-

нием соответствующего численного метода [11] по этим зави-

симостям производится вычисление предпроектных оценок:

).,(

);,()();,(

);,( );,(

);,( );,(

трmax,тр7

трmax,тр6нвтрmax,тр5дин

трmax,тр4сттрmax,тр3т

трmax,тр2eтрmax,тр10

VRp

VRRVRH

VRHVRm

VRNVRm

(11.2.13)

Для выбора конкретной марки двигателя разрабатываемо-

го БВ используется каталог подходящих двигателей. Из этого

каталога отбирается совокупность k двигателей, удовлетво-

ряющих условию:

),1(,eвзл, krNN r .

Из отобранных двигателей выбирается образец r* такой,

что:

minmin; *час

*дв cm , (11.2.14)

где *двm , *

часc – масса и часовой расход топлива r*-го двигате-

ля, ),1(* kr .

Методы выбора компромиссного решения задачи (11.2.14)


По значению часового расхода топлива *часc определяется

его бортовой запас:

тр*часзапт, cm (11.2.15)

364

и проверяется условие вида:

тзапт, mm . (11.2.16)

При его выполнении массу топлива на борту БВ прини-

мают равной запт,m .

Используя статистику, приведенную в работе [62], можно

сформировать зависимости вида (11.2.11) для оценок таких

дополнительных параметров разрабатываемого БВ как масса

пустого вертолета, диаметр и число оборотов несущего винта,

коэффициент заполнения этого винта, энерговооруженность и

коэффициент весовой отдачи БВ. Рассчитанные значения этих

параметров наряду с параметрами (11.2.13) могут быть ис-

пользованы при формировании тактико-технических требо-

ваний (ТТТ) и технических предложений по разрабатываемо-

му вертолету, а также при анализе результатов расчета его

основных проектных параметров.

Методы, предлагаемые в данном разделе совместно с ал-

горитмами их реализации должны составить математическое

обеспечение работы соответствующего комплекса программ

перспективной САПР БВ, описанной в Разд. 1.5. Необходимая

для его использования статистическая информация по разра-

ботанным беспилотным вертолетам должна собираться и на-

капливаться в банке данных системы.

11.3. Определение параметров типового

корпуса беспилотного вертолета

Применение при разработках БВ типового корпуса, пред-

ложенного в Разд. 2.3, позволяет получить достаточно про-

стые расчетные соотношения предварительного определения

его геометрических характеристик.

В связи с тем, что из назначения разрабатываемого БВ

предполагается известным состав его бортовых комплексов,

365

первым этапом решения рассматриваемой проектной задачи

является их предварительная компоновка в корпусе вертолета.

На основе габаритных размеров п систем, агрегатов и ап-

паратуры комплексов и трех проекций компоновочного чер-

тежа, пример которого приведен на Рис. 11.1, определяются

общие оценки значений размеров длины Дф, ширины Шф и

высоты Вф фюзеляжа вертолета.

Отметим, что при выполнении компоновки с использова-

нием CAD/CAM-систем размеры Дф, Шф и Вф определяются

автоматически при задании аналогичных размеров размещае-

мых в фюзеляже элементов.

Классическое уравнение эллипсоида имеет вид [27]:

12

2

2

2

2

2

c

z

b

y

a

x, (11.3.1)

где a, b, c – размеры его полуосей по соответствующим осям

координат (Рис. 11.2,а).

1

2

r

…

i …

n – 1

n

1 2…r

i … n – 1, n …

…

i 1

2

r

Дф

Вф

Шф

Рис. 11.1

366

На Рис. 11.2,б приведено горизонтальное сечение эллип-

соида (11.3.1) при z = 0.

Вертикальные сечения этого эллипсоида при х = 0 пред-

ставлены на Рис. 11.2,в и при у = 0 – на Рис. 11.2,г.

Отметим, что при значениях полуосей b = с получаем круго-

вой эллипсоид, который имеет вертикальное сечение в форме

круга радиуса r = b.

Эллипсоид (11.3.1) имеет объем, равный [27]:

abcV 3

4. (11.3.2)

Известно, что площадь S поверхности такого эллипсоида

вычисляется с использованием эллиптических интегралов

1-го и 2-го рода. Поэтому для расчета этой величины будем

применять приближенную формулу вида:

z

+c

0

–c

–b

+b

+a –a x

y

f2

z

+c

0

–c

+a –a x

(–,)

(–,–)

(,)

(,–)

–b

0

+b

+a –a x

y

f1

(–,–) (,–)

(–,) (,)

а б

г

Рис. 11.2

z

+c

0

–c

–b +b y

(,)

(,–)

(–,)

(–,–)

F1

F2

в

367

ppppppp cbcaba

S

1

34

(11.3.3)

с параметром р = 1,6075.

Отметим, что эта формула дает достаточно точные резуль-

таты и для кругового эллипсоида, объем которого при значе-

ниях:

b = c (11.3.4)

равен:

2

3

4abV . (11.3.5)

Аппроксимируем полученную пространственную компо-

новку (Рис. 11.1) параллелепипедом с размерами Дф, Шф, Вф и

впишем его в эллипсоид, представленный на Рис. 11.2,а.

Обозначим через aф, bф, сф результаты такой аппроксима-

ции. Тогда размеры фюзеляжа БВ при пренебрежимо малой

толщине обшивки определяются как:

Дф = 2аф; Шф = 2bф; Вф = 2сф. (11.3.6)

Объем его внутренней области с использованием форму-

лы (11.3.2) будет равен:

фффф3

4cbaV . (11.3.7)

Если обозначить через Дi, Шi, Вi габаритные размеры пред-

ставленного на Рис. 11.1 i-го размещаемого внутри фюзеляжа

элемента, ),1( ni , то общий объем размещенных в нем эле-

ментов составит величину:

n

iiiiv

1

BШД . (11.3.8)

368

Тогда объем свободного пространства внутри фюзеляжа

для размещения прочего оборудования вычисляется с исполь-

зованием приведенных выше формул как:

vVV фф .

Площадь омываемой поверхности фюзеляжа БВ опреде-

ляется с помощью выражения (11.3.3) следующим образом:

p/1рф

рф

рф

рф

рф

рф

ом3

4

cbcabaS . (11.3.9)

Площадь Sмид миделя фюзеляжа БВ будет равна площади

эллипса, приведенного на Рис. 11.2,в, которая вычисляется по

формуле [27]:

ффмид cbS . (11.3.10)

Удлинение фюзеляжа будет равно:

э

фф

Д

D ,

где его эквивалентный диаметр вычисляется как [44]:

мид

э

4SD .

При задании значений средней толщины ср и удельного

веса uмат предполагаемого материала обшивки оценка массы

пустого фюзеляжа без учета его силового набора (шпангоуты,

стрингеры и т.п.) вычисляется как:

матсромф uSm . (11.3.11)

Рассмотрим подход к определению параметров хвостовой

балки (ХБ) типового корпуса БВ, представленного на Рис. 2.4.

Пусть фюзеляж БВ имеет форму кругового эллипсоида с

размерами aф, bф, cф при cф = bф. Будем считать, что с точки

369

зрения технологичности конструкции корпуса БВ наиболее

приемлемой является цилиндрическая форма его ХБ.

Обозначим через Шj, Вj ширину и высоту j-го узла (агре-

гата), размещенного в ХБ, ),1( mj . Практика беспилотного

вертолетостроения показывает, что в ХБ могут размещаться

трансмиссия, редукторы, блоки аппаратуры СНС и радиовы-

сотомера, агрегаты управления горизонтальным оперением и

др. Отметим, что основным наиболее объемным агрегатом из

их состава будет являться хвостовой редуктор (ХР), разме-

щенный в конце ХБ [58], который вместе с узлами крепления

имеет размеры Шхр и Вхр.

Тогда радиус описанной вокруг ХР окружности, который

задает значение радиуса ХБ, может быть определен как:

2хр

2хрхб ВШ5,0 r . (11.3.12)

Оценку длины ХБ вычислим на основе эмпирической за-

висимости вида:

фхбхб Дkl , (11.3.13)

где kхб = 0,615 – 0,928 – статистический коэффициент;

Дф – длина фюзеляжа, определяемая из выражений (11.3.6).

Тогда объем внутренней части ХБ и площадь ее поверх-

ности могут быть определены по следующим формулам [27]:

хбхбхбхб2хбхб 2; lrSlrv . (11.3.14)

Определим координату ххб стыковки ХБ с фюзеляжем в

форме кругового эллипсоида (Рис. 11.3).

Такой вид фюзеляжа описывается уравнением:

12ф

2

2ф

2

2ф

2

b

z

b

y

a

x. (11.3.15)

370

При его сечении вертикальной плоскостью с абсциссой х,

получаем окружность радиуса rф(х), приведенную на Рис.

11.3. Уравнение этой окружности получается из выражения

(11.3.15) как:

)(1 2ф2

ф

22ф

22 xra

xbzy

.

Откуда имеем, что:

],0[,a

)( ф22

фф

ф

ф axxab

xr . (11.3.16)

Искомую координату ххб будем определять из условия:

rф(х) = rхб.

Подставляя в левую часть этого равенства выражение

(11.3.16) и проводя несложные преобразования, получаем

следующую формулу:

2ф

2хб

фхб 1b

rax , (11.3.17)

где аф, bф – значения соответствующих полуосей фюзеляжа;

rхб – значение, определяемое выражением (11.3.12).

ххб

х

–bф

+bф +aф –aф

y

z +сф

–сф

х

rф(x)

2r х

б

lхб lкр

Lкб

Рис. 11.3

𝑙кбср

371

Будем считать, что в конечной части ХБ устанавливается

сферическая крышка с длиной (высотой) lкр и радиусом, рав-

ным rхб (см. Рис. 11.3).

Используя известные формулы [27], определим объем

внутренней части и площадь поверхности крышки:

крхбкркрхб2кркр 2);3(

3

1lrSlrlv . (11.3.18)

Тогда полные геометрические характеристики ХБ длиной:

Lхб = lхб + lкр. (11.3.19)

вычисляются с использованием выражений (11.3.14) и

(11.3.18) как:

.2

;2

;)3(3

1

хб

хбхб

хбхбкрхбхб

крхб2крхб

2хбкрхбхб

R

L

LrSSS

lrllrvvV

(11.3.20)

С учетом выражения для Sхб оценка массы обшивки ХБ

определяется по следующей формуле:

матфхбхбматфхбхб 2 uLruSm . (11.3.21)

Рассмотрим метод определения параметров и характери-

стик ХБ для фюзеляжа БВ в форме общего эллипсоида

(11.3.1) с размерами а = аф; b = bф; с = сф, сф > bф.

Для уменьшения лобового сопротивления ХБ будем счи-

тать, что она выполняется в виде эллиптического цилиндра

[55], описываемого уравнением [27]:

12хб

2

2хб

2

c

z

b

y, (11.3.22)

где bхб и схб – полуоси сечения такой балки (Рис. 11.4).

372

Определим зависимости размеров параметров b = bф и с = сф

эллипсоида (11.3.1) от его координаты х [–аф, аф]. Преобра-

зуем его уравнение к виду:

2ф

22ф

2ф

2

2ф

2

2ф

2

1a

xa

a

x

c

z

b

y .

Перепишем полученное выражение как:

1

aa2

ф

22фф

2

2

ф

22фф

2

a

xc

z

a

xb

y.

Отсюда следует, что представленные на Рис. 11.4 полуоси

эллипса в сечении х будут иметь вид зависимостей:

].,0[,a

)(

;a

)(

ф22

фф

фф

22ф

ф

фф

axxac

xc

xab

xb

(11.3.23)

Координату ххб стыковки ХБ с фюзеляжем определим из ус-

ловия вида:

Sф(x) = Sхб,

ххб

х bф +aф –aф

y

z сф

х

lхб lкр bф(х)

сф(х)

Рис. 11.4

z

y

схб bхб

373

где Sф(x) = bф(х)сф(х) – площадь сечения фюзеляжа в точке х;

Sхб = bхбсхб – площадь сечения ХБ.

Конкретизируя это равенство с применением выражения

(11.3.22) и проводя несложные преобразования, получаем сле-

дующую расчетную формулу:

фф

хбхбфхб 1

cb

cbax . (11.3.24)

Определим параметры bхб и схб, входящие в эту формулу.

Пусть Шj и Bj – размеры узлов, агрегатов и оборудования,

размещаемых в ХБ, ),1( mj .

Определим на их основе следующие значения:

jmj

jmj

BmaxB;ШmaxШ),1(),1(

.

Будем считать, что при В > Ш прямоугольник с такими раз-

мерами должен располагаться между фокусами f1 и f2 эллипса

[27], приведенного на Рис. 11.5,а.

На этом рисунке представлены следующие параметры:

= 0,5Ш; = 0,5В.

Искомые значения размеров bхб и схб будем определять из

системы нелинейных алгебраических уравнений вида:

z

cхб

0

–cхб

bхб –bхб

у

(–,)

(–,–)

(,)

(,–)

а б

Рис. 11.5

z cхб

0

–cхб

bхб –bхб

y

(–,) (,)

(,–)

f1

f2

В

Ш

f1 f2

(–,–)

В

Ш

374

,1

;

2хб

2

2хб

2

2хб

2хб

cb

bc

(11.3.25)

в которой первое уравнение описывает требование, чтобы

расстояние между фокусами f1 и f2 равнялось размеру В, а

второе – требование, чтобы эллипс (11.3.22) проходил через

точки с координатами (, ).

Система уравнений (11.3.25) решается одним из извест-

ных численных методов [11].

При значениях Ш > В (см. Рис. 11.5,б) первое уравнение

системы (11.3.25) заменяется на уравнение вида:

2хб

2хб cb .

Оценка lхб длины ХБ вычисляется по эмпирической фор-

муле вида (11.3.13). Тогда объем и площадь поверхности рас-

сматриваемого вида ХБ определяется как:

.)(5,1

;

хбхбхбхбхбхб

хбхбхбхбхбхб

lbcbcs

lcblSv

(11.3.26)

Здесь в выражении для вычисления sхб использована при-

ближенная формула значения периметра (длины кривой) эл-

липса [27]:

хбхбхбхб )(5,1П bcbc . (11.3.27)

Будем считать, что в конце ХБ устанавливается крышка в

форме полуэллипсоида с полуосями lхр, bхб и схб (см. Рис. 11.4).

Тогда, используя формулы (11.3.2) и (11.3.3), получаем

следующие выражения для расчета объема внутренней части

и площади поверхности крышки:

375

,3

2

;3

2

хбхбхбкрхбкркр

хбхбкркр

ppppppp cbclbls

cblv

(11.3.28)

где параметр р = 1,6075.

Общая длина ХБ определяется по формуле (11.3.19), а ее

общий объем и общая площадь поверхности – по формулам:

Vхб = vхб + vкр; Sхб = sхб + sкр, (11.3.29)

которые конкретизируются использованием в них выражений

(11.3.26) и (11.3.28).

С учетом второй из этих формул оценку массы обшивки

рассматриваемого вида ХБ можно определить с использова-

нием выражения:

тхб = Sхбсримат. (11.3.30)

С учетом полученных выше характеристик фюзеляжа и

хвостовой балки можно определить первоначальную оценку

общей массы корпуса БВ.

В заключение этого раздела приведем основные замеча-

ния по выбору параметров bф и сф фюзеляжа БВ.

На Рис. 11.2,в приведено его вертикальное сечение при

сф > bф. При такой форме миделева сечения фюзеляжа дости-

гается минимальное значение силы его лобового сопротивле-

ния при вертикальном взлете БВ. Кроме этого упрощается ус-

тановка на фюзеляже БВ сбрасываемых стартовых двигателей

(см. Рис. 3.5).

При значениях параметров сф < bф получаем миделево се-

чение фюзеляжа вытянутое по оси у (см. Рис. 11.2,г). Такая

форма удобна для размещения под фюзеляжем БВ-АЛЦ паке-

та РДТТ при имитации тепловых характеристик воздушных

376

целей. Отметим, что такой фюзеляж будет обладать по срав-

нению с рассмотренным выше более значительным сопротив-

лением при вертикальной посадке БВ. Это требует увеличить

потребную для этого режима тягу его НВ.

11.4. Определение параметров несущего

и рулевого винтов, крыла и оперения вертолета

1. Радиус несущего винта вертолета (НВ) рассчитывается

по формуле вида:

p

gmR

01

нв , (11.4.1)

где g – ускорение свободного падения, м/с2; р – удельная на-

грузка на площадь, ометаемую несущим винтом, Н/м2.

Здесь и ниже значение т01 взлетной массы 1-го прибли-

жения полагается равным значению 𝑚 0, вычисленном из вы-

ражений (11.2.13).

Значение удельной нагрузки р на ометаемую винтом пло-

щадь выбирается по результатам расчета по соответствующей

формуле из выражений (11.2.13) и уточняется по рекоменда-

циям, представленным в работах [3, 43, 58, 62] в пределах

140-280 Н/м2.

2. Расчет скорости вращения и числа оборотов НВ.

Угловая скорость нв вращения несущего винта ограниче-

на допустимой величиной окружной скорости (нвRнв)доп кон-

цов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и

составляет для легких вертолетов значения (180-200) м/с, а для

сверхлегких – (140-160) м/с. Расчет проводится по формулам:

нв

допнвнвнв

)(

R

R ;

2

60 нвнвn . (11.4.2)

377

Отметим, что при расчете необходимо в качестве одного

из вариантов использовать значение нв)( R из выражений

(11.2.13).

3. Расчет допустимых значений коэффициента тяги НВ на

высотах полета hmin и hmax и вычисляется из выражений:

,)(

)(63,1;

)(

)(63,1

2

maxmaxт2

minminт

R

hpc

R

hpc

(11.4.3)

в которых для простоты опущен индекс «нв».

Значения относительной плотности воздуха (hmin) и

(hmax) определяются как:

max

max

min

min)0(

)()(;

)0(

)()(

hh

hh ,

где значения (h) вычисляются по соответствующим форму-

лам из Разд. 12.1.

4. Расчет коэффициента заполнения несущего винта.

Коэффициент заполнения несущего винта рассчитыва-

ется для случаев полета БВ на максимальной и экономиче-

ской (минимальной) скоростях:

экдоп

т

minтmin

Vc

cV

;

maxдоп

т

maxтmax

Vc

cV

. (11.4.4)

Значение величины доп

т

c выбирается согласно теории

вертолета [42, 43, 59] равным 0,162.

Экономическая скорость БВ рассчитывается по следую-

щей формуле [44]:

4

minэ6

нвнв

эк)()106,11(

164hSR

pJV

,

378

где J = 1,09-1,11 – эмпирический коэффициент индукции;

эS – относительная площадь эквивалентной «вредной пла-

стинки», вычисляемой как:

gm

SS

i0

эквэ .

Расчет абсолютной площади Sэ такой пластинки, оцени-

вающей лобовое («вредное») сопротивление БВ, рассматрива-

ется в Разд. 11.5 и проводится по формуле (11.5.5).

В качестве расчетной величины заполнения нв несущего

винта БВ принимается наибольшее из значений Vmax и Vmin:

нв = max(Vmax, Vmin). (11.4.5)

5. Расчет геометрических характеристик лопастей НВ.

Длина хорды лопастей несущего винта вычисляется при

выбранном числе его лопастей как:

,л

нвнвнв

z

Rb

(11.4.6)

где zл = 2-4 – число лопастей несущего винта.

Относительное удлинение лопастей определяется по фор-

муле:

нв

нвнв

b

R . (11.4.7)

Ометаемая НВ площадь равна:

2нвнв RF . (11.4.8)

6. Расчет радиуса, ометаемой площади и коэффициента

заполнения рулевого винта (РВ).

Примем для радиуса РВ, по рекомендациям работ [44, 55],

оценку вида:

Rрв = (0,16-0,2)Rнв. (11.4.9)

Тогда ометаемая РВ площадь определяется как:

379

2pвpв RF . (11.4.10)

Коэффициент заполнения РВ приближенно равен величине:

рв = 2нв. (11.4.11)

Основные размеры рулевого винта рассчитываются в за-

висимости от его тяги Трв, которая вычисляется ниже с ис-

пользованием выражений (11.6.12)-(11.6.14).

Коэффициент тяги cрвT рулевого винта равен:

2pв

2допрврв

рвpв

)(

563,0

RR

TcT

, (11.4.12)

Длина хорды bрв и относительное удлинение рв лопастей

рулевого винта рассчитывается из выражений:

pв

pв

pв

pвpв

pв

pвpвpв ;

z

b

R

z

Rb , (11.4.13)

где zрв = 3-4 – число лопастей рулевого винта.

7. Площадь и размах консоли крыла вертолета вычисля-

ются по следующим формулам [55]:

Sкр = (0,012-0,06)Fнв; (11.4.14)

lкр = (0,15-0,28)Rнв; (11.4.15)

8. Площади вертикального и горизонтального оперений

БВ определяются как [55]:

Sво = (0,012-0,15)Fнв; (11.4.16)

Sго = (0,002-0,012)Fнв;

11.5. Расчет лобового аэродинамического

сопротивления корпуса вертолета

Величина этой аэродинамической характеристики БВ ха-

рактеризуется площадью Sэ эквивалентной «вредной» пла-

стинки, которая расположена перпендикулярно набегающему

потоку воздуха. При этом предполагается, что пластинка име-

380

ет аэродинамическое сопротивление, равное лобовому сопро-

тивлению корпуса вертолета [44].

Основной вклад в лобовое сопротивление БВ вносит его

фюзеляж. Для расчета силы такого сопротивления в горизон-

тальном полете БВ со скоростью V используется формула [44]:

мид2

фф 5,0 SVcX х . (11.5.1)

Коэффициент лобового сопротивления схф и другие аэро-

динамические характеристики вертолета наиболее достоверно

определяется при его разработке путем продувок модели БВ в

аэродинамической трубе, а также путем использования про-

граммных комплексов вычислительной аэродинамики, вклю-

ченных в состав САПР БВ. В качестве таких комплексов

можно использовать отечественный комплекс FlowVision и

виртуальные аэродинамические трубы AirShapep, XFLR5,

ProjectFalcon и др.

При предварительных проектных расчетах можно исполь-

зовать с учетом типовой формы фюзеляжа БВ приближенную

формулу вида [44]:

нер ц мид

омф xxcxfx cc

S

Sckc

, (11.5.2)

где k – коэффициент учета изменения сопротивления фюзе-

ляжа по его углу атаки; cxf – коэффициент сопротивления тре-

ния пластинки при заданном числе Рейнольдса; с – коэффи-

циент, учитывающий влияние удлинения ф фюзеляжа на си-

лу его лобового сопротивления; Sом, Sмид – площади омывае-

мой поверхности фюзеляжа и его миделя; схц – коэффициент

сопротивления центральной части фюзеляжа БВ; сх нер – ко-

эффициент сопротивления от неровностей на поверхности

фюзеляжа.

381

Значения ф, Sом и Sмид вычисляются по соответствующим

формулам из Разд. 11.3.

Для предварительных расчетов можно использовать сле-

дующие предположения [44]:

1) принять 1k , что соответствует значению = 0,

2) для кругового сечения центральной части фюзеляжа

значение схц = 0, а для эллиптического – схц [0,015; 0,018],

3) значения коэффициента сх нер выбирать из интервала

[0,010; 0,015].

Число Рейнольдса вычисляется по формуле:

фmax Д

ReV

. (11.5.3)

Здесь Vmax – максимальная скорость БВ (м/с); Дф – длина

фюзеляжа (м); = 1,45510–5 м2/с – коэффициент кинематиче-

ской вязкости воздуха на нулевой высоте.

Коэффициент сопротивления плоской пластины при извест-

ном значении числа Re определяется по формуле Прандтля:

5 Re

074,0xfc . (11.5.4)

Коэффициент с влияния удлинения ф определяется по

графику, представленному на Рис. 11.6.

с

2,5

2

1,5

1 2 4 6 8 10 ф

Рис. 11.6

382

Значительное влияние на сопротивление корпуса оказыва-

ет хвостовая балка БВ. Отмечается, что для уменьшения этого

сопротивления хвостовая балка должна иметь эллиптическое

сечение с большим радиусом закругления в ее торце.

При определении значения сх хб по известному значению

удлинения хб используется график, приведенный на Рис.

11.7.

Отметим, что для использования в составе программного

обеспечения САПР БВ зависимостей, представленных на Рис.

11.6 и Рис. 11.7, можно аппроксимировать их функциями вида:

cxaey cxb ,)(

с определением соответствующих значений коэффициентов a,

b и с методом наименьших квадратов [10].

Среднестатистические значения коэффициентов других

элементов корпуса вертолета, взятые из работ [44, 99], приве-

дены в Табл. 11.1.

На основе этих значений вычисляется площадь эквива-

лентной «вредной» пластинки:

n

jjxjScS

1э , (11.5.5)

Рис. 11.7

0,6 1 1,4 1,8 2,2 хв

сх хб

0,1

0,08

0,06

0,04

0,02

0

383

где Sj – расчетная площадь j-го элемента, представленная в

Табл. 11.1.

Таблица 11.1

Наименование элемента

корпуса

Значения

коэффициента сх эл

Расчетная пло-

щадь Sэл

Несущий винт (НВ) с втул-

кой, автоматом перекоса с

открытыми тягами


0,0018-0,0022

Площади, ометае-

мые несущим и

рулевым винтами НВ с закрытым обтекателем,

автоматом перекоса и тягами


0,00145-0,00175

Рулевой винт (РВ) с втулкой 0,003

Крыло 0,054-0,082 Площадь крыла

Хвостовое оперение 0,011-0,015 Площадь ВО и ГО

Полозкое шасси 0,2 Площадь сечения

Антенны 0,15 Площадь антенны

в потоке

Сила лобового сопротивления БВ в горизонтальном поле-

те со скоростью V будет равна [44]:

фэ2

БВ 5,0 XSVX , (11.5.6)

где Хф вычисляется с помощью выражения (11.5.1).

11.6. Расчет потребной мощности вертолета

и связанных с ней параметров винтовой системы

Проверка соответствия ЛТХ требованиям ТЗ на разработ-

ку БВ проводится путем сопоставления располагаемой и по-

требной мощности БВ. Для их расчета предлагается исполь-

зовать приближенный метод из работы [3].

Известно, что располагаемая мощность поршневых дви-

гателей (ПД) убывает с ростом высоты полета h и рассчиты-

вается по формуле [3, 17, 78]:

384

)0()(

)(11,0)(0248,0)( ee N

hT

hThphN

, (11.6.1)

где Ne(0) – мощность двигателя на уровне Земли; p(h), T(h) –

зависимости давления и температуры воздуха от высоты,

приведенные в Разд. 12.1.

Потребная мощность ПД должна обеспечивать движение

БВ при действии системы сил, препятствующих его движе-

нию. Такой основной силой является сила аэродинамического

сопротивления Х вертолета, которая складывается из трех со-

ставляющих:

силы Хинд индуктивного сопротивления, обусловлен-

ного подъемной силой НВ;

силы профильного сопротивления Хпроф, связанного с

сопротивлением трения и давления лопастей несущего винта;

силы сопротивления корпуса Хкор, связанного с тре-

нием и давлением частей БВ без несущего винта.

В соответствии с этим потребную мощность будем пред-

ставлять в виде суммы:

Nпотр = Nинд + Nпроф + Nкор , (11.6.2)

где каждое из слагаемых отражает одну из приведенных выше

составляющих силы аэродинамического сопротивления БВ.

В режиме его горизонтального полета со скоростью V на

высоте h потребная индуктивная составляющая мощности

определяется по формуле [3, 43]:

VF

gmVXN

нв

20

индинд2

)(

, (11.6.3)

где = (h) – плотность воздуха на высоте h.

385

При расчете мощности Nпроф при предварительном проек-

тировании БВ будем использовать приближенную зависи-

мость вида [3, 43]:

,)(51

125,0

3нвнв

2

нвнв

нвнвср

нв фпроф

RR

V

FckN x

(11.6.4)

где kф – коэффициент, учитывающий влияние фюзеляжа; ср

нв xc – среднее значение коэффициента аэродинамического

сопротивления НВ.

Значение потребной мощности Nкор, связанное с аэроди-

намическим сопротивлением ненесущих частей корпуса БВ

(фюзеляжа, хвостовой балки и т.д.), вычисляется как:

n

jjxj VScVXN

1

3коркор )(5,0 . (11.6.5)

В этом выражении используются результаты расчета по

формуле (11.5.5).

Отметим, что расчеты по формулам (11.6.3)-(11.6.5) дают

значения соответствующей мощноси в Вт.

Выполнение условия:

Nрасп > Nпотр (11.6.6)

говорит о том, что полет проектируемого БВ с заданными

скоростями V на высотах hmin и hmax практически обеспечива-

ется выбранным двигателем.

Определим значение числа оборотов и угловых скоростей

несущего и рулевого винтов БВ для выбранного двигателя.

Вращение этих винтов осуществляется от вала выбранно-

го двигателя после преобразования соответствующим редук-

тором.

386

Известно [57, 58], что главный редуктор (ГР) имеет пере-

даточные числа iгр, лежащие в интервале (8-12). Из этого ин-

тервала выбирается конкретное значение iгр и для каждого k-го

режима работы двигателя вычисляется число оборотов НВ:

кр.) ном, взл,(,гр

)(нв k

i

nn kk . (11.6.7)

Угловая скорость вращения НВ, которая имеет размер-

ность с–1, при k-м режиме работы двигателя БВ рассчитывает-

ся по формуле:

)кр. ном, взл,(,3060

2 )(нв

)(нв)(

нв

knn kk

k. (11.6.8)

Для расчета угловой скорости РВ используется допусти-

мое значение величины (рвRрв)доп, которое составляет [62]:

(рвRрв)доп = (140-160) м/с – сверхлегкие вертолеты;

(рвRрв)доп = (160-180) м/с – легкие вертолеты.

После выбора соответствующего допустимого значения

окружной скорости РВ его угловая скорость определяется как:

рв

допрврврв

)(

R

R . (11.6.9)

При этом число оборотов РВ будет равно:

рврв

30n . (11.6.10)

Определим значения потребных мощностей на вращение

несущего винта и его реактивного момента.

Эти мощности будем рассчитывать для стандартных ре-

жимов полета БВ по формулам:

е1)1(

пот NN режим «висение»;

е2)2(

пот NN режим «горизонтальный полет»; (11.6.11)

, высотена полета режим maxе3)3(

пот hNN

387

при следующих значениях входящих в них КПД [62]:

1 = 0,85; 2 = 0,875; 3 = 0,779.

Реактивный момент НВ для рассмотренных режимов по-

летов БВ определяется с помощью выражения вида:

нв

потр

75

NM . (11.6.12)

Тяга РВ для компенсации этого момента на рассматри-

ваемых режимах вычисляется по формуле:

нpв

ррв

L

МТ , (11.6.13)

где Lнрв – расстояние между осями вращения НВ и РВ, опре-

деляемое из выражения [44]:

Lнрв = Rнв + Rрв + , (11.6.14)

где – зазор между винтами из интервала, равный 0,15-0,20 м.

11.7. Расчет массовых характеристик

и центровки беспилотного вертолета

В данном разделе будут использованы результаты работ

[42, 44, 55] и определенные выше параметры БВ.

Масса топлива на борту БВ определяется как:

mт = сеNеп. (11.7.1)

Масса лопастей несущего винта вычисляется по формуле:

л

нв2,7нвнвл 76,90

zRm , (11.7.2)

где Rнв – радиус несущего винта; нв – коэффициент заполне-

ния несущего винта; zл – число его лопастей.

Масса втулки несущего винта определяется из выражения

вида:

1,35цбллвтвт Nzkkm , (11.7.3)

388

где kвт – весовой коэффициент втулок современных конструк-

ций; kл – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.

В расчете можно принять следующие значения:

kвт = 0,0527;

.4 при ),4(05,01

;4 при ,1

л

лл zz

zk

Для применения формулы (11.7.3) необходимо рассчитать

действующую на лопасти центробежную силу Nцб в кН, кото-

рая будет равна:

нвл

2допл

цб2000

)(

Rz

RmN

.

Общая масса НВ с использование приведенных выше

формул определяется как:

тнв = тл + твт. (11.7.4)

Масса системы бустерного управления БВ, в которую

входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема

управления несущим винтом рассчитывается по формуле:

нв2ллбубу Rbzkm , (11.7.5)

где zл – число лопастей НВ; bл – хорда лопасти НВ; kбу – весо-

вой коэффициент системы бустерного управления, который

можно принять равным 13,2 кг/м3.

Масса главного редуктора (ГР) зависит от крутящего мо-

мента Мнв на валу несущего винта и рассчитывается по фор-

муле:

8,0нвгргр Mkm , (11.7.6)

где kгр – весовой коэффициент, среднее значение которого

равно 0,0748 кг/(Нм).

Максимальный крутящий момент Мнв на валу несущего

винта определяется через приведенную мощность двигателя и

параметры несущего винта БВ как:

389

нв

нвпрнв

RNM , (11.7.7)

где – КПД двигательной установки, значение которого для

различных режимов его полета были приведены в Разд. 11.6.

Для определения массы узлов привода рулевого винта ис-

пользуется значение его тяги Tрв, определяемое по формуле

(11.6.13).

Мощность Nрв, расходуемая на вращение рулевого винта,

вычисляется из выражения вида:

pв0

1,5pв

pв78,2 R

TN

, (11.7.8)

где 0 – относительный КПД рулевого винта, который можно

принять равным 0,6-0,65.

Крутящий момент Mрв, создаваемый рулевым валом, равен:

pв

pвpв

NM . (11.7.9)

Масса трансмиссионного вала (ТВ) от главного редуктора

к РВ определяется по формуле:

0,67pвpвтвтв MLkm , (11.7.10)

где kтв – весовой коэффициент для трансмиссионного вала,

который равен 0,0318 кг/(Нм).

Масса хвостового редуктора (ХР), вращающего рулевой

винт определяется по формуле:

0,8pврвxр Mkm , (11.7.11)

где kхр – весовой коэффициент для хвостового редуктора, зна-

чение которого равно 0,105 кг/(Нм).

Масса лопастей рулевого винта вычисляется по эмпири-

ческой формуле вида:

390

0,7pв

2,7pвpв

лpв 76,90

Rm . (11.7.12)

Значение центробежной силы, действующей на лопасти

рулевого винта и воспринимаемой шарнирами его втулки, оп-

ределяется как:

рврв

2доплp

цбp2000

)(

Rz

RmN

.

Масса втулки рулевого винта рассчитывается как и для

несущего винта БВ по формуле:

1,35цбррввтвтp Nzkkm z , (11.7.13)

где Nцбр – центробежная сила, действующая на лопасть РВ;

kвт – весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным

0,0527 кг/кН; kz – весовой коэффициент, зависящий от числа

лопастей РВ, который при zрв 4 равен 1.

Общая масса РВ вычисляется как:

трв = тлрв + тврв. (11.7.14)

Масса выбранной двигательной установки вертолета тдв

определяется по ее паспорту.

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:

88,0ом

25,001фф Smkm , (11.7.15)

Где т01 – значение массы БВ, вычисленное из выражений

(11.2.13); Sом – площадь, омываемой поверхности фюзеляжа,

которая определяется по формуле (11.3.9); kф – коэффициент,

равный 1,7.

Масса хвостовой балки БВ с использованием результата

расчета по формуле (11.7.15) вычисляется как:

тхб = (0,13 – 0,16)тф. (11.7.16)

Тогда общая масса корпуса БВ будет равна:

391

ткор = тф + тхб. (11.7.17)

Масса крыла БВ может быть определена из выражения:

mкр = kкрSкр, (11.7.18)

где коэффициент kкр выбирается в пределах (17-21) кг/м2; Sкр –

площадь крыла вертолета.

Горизонтальное и вертикальное оперение БВ характери-

зуется следующими массами:

тго = kгоSго; тво = kвоSво. (11.7.19)

Здесь Sго и Sво – площади соответствующих видов опере-

ния. Значения коэффициентов при этих величинах, согласно

работе [55], выбираются как kго [5,5; 6,3] кг/м2 и kво [4,0;

4,6] кг/м2.

Общая масса оперения БВ, вычисленная с использованием

выражений (11.7.19), определяется как:

топер = тго + тво. (11.7.20)

Масса топливной системы БВ вычисляется по формуле:

mтс = kтстт, (11.7.21)

где тт – масса топлива, определенная по формуле (11.7.1);

kтс – весовой коэффициент, принимаемый для топливной сис-

темы равным 0,09.

Масса шасси вертолета вычисляется как:

mш = kшт01, (11.7.22)

где значение коэффициента kш = 0,01 – для полозковых шас-

си, в основном применяемых для БВ.

Масса электрооборудования (ЭО) вертолета рассчитыва-

ется по формуле:

л

2нвл

элнрвпрэo

Rz

kLkm , (11.7.23)

где Lнрв – расстояние между осями несущего и рулевого вин-

тов; zл – число лопастей несущего винта; Rнв – радиус несуще-

392

го винта; л – относительное удлинение лопастей несущего

винта; kпр и kэл – весовые коэффициенты для электропроводов

и другого электрооборудования, значения которых равны:

kпр = 25; kэл = 6,5.

Масса бортового оборудования (БО) вертолета вычисля-

ется как:

6,001бобо mkm , (11.7.24)

где kбо – весовой коэффициент, значение которого равно 2.

Масса целевого оборудования тцо БВ определяется по

паспортным данным выбранных образцов.

Расчет взлетной массы БВ осуществляется методом по-

следовательных приближений [44].

Масса пустого вертолета с использованием выражений

(11.7.1), (11.7.4), (11.7.5), (11.7.6), (11.7.10), (11.7.11),

(11.7.14), (11.7.17), (11.7.18)-(11.7.20), (11.7.21)-(11.7.24) вы-

числяется как:

.боэоштсоперкркор

рвхртвгрбунвтпуст

mmmmmmm

mmmmmmmm

(11.7.25)

Тогда взлетная масса БВ второго приближения будет равна:

.цодвпуст02 mmmm (11.7.26)

Многократное повторение расчетов по методикам, приве-

денным в Разд. 11.4-11.7, завершается при выполнении условия:

,...3,2,05,01,0

1,0,0

i

m

mm

i

ii. (11.7.27)

где m0,i–1, m0,i – взлетные массы вертолета, полученные в

(i – 1)-й и i-й итерациях.

Если на некоторой i-й итерации выполнение условия

(11.7.27) не обеспечено, то проводятся указанные выше рас-

393

четы. При повторных расчетах значения m0i варьируются сле-

дующие исходные данные:

удельная нагрузка на ометаемую площадь НВ;

окружная скорость конца лопастей НВ и РВ;

радиус РВ;

число лопастей НВ и РВ;

параметры расчета лобового сопротивления БВ;

масса двигательной установки;

значения коэффициентов массы отдельных узлов и

агрегатов вертолета.

Результаты определения значений масс комплектующих

изделий БВ используются для расчета центровки вертолета,

которая описывает положения его центра масс (ЦМ) относи-

тельно втулки НВ.

Применяемая для этого расчета система координат приве-

дена на Рис. 11.8.

Статические моменты относительно приведенных коор-

динатных осей вычисляются как:

Мсхi = mi xi; Мсyi = mi yi,

где mi – масса i-го комплектующего изделия БВ; (xi,yi) – коор-

динаты его ЦМ при компоновке, представленной на Рис. 11.1.

х

Рис. 11.8

y

V ЦМ

y 0

х0

394

Координаты центра масс вертолета рассчитываются по

формулам:

ii

iii

ii

iii

m

ym

ym

xm

x 00 ; . (11.7.28)

Наряду с этими координатами центровка БВ описывается

центровочным углом (см. Рис. 11.8), который вычисляется

как:

0

0arctgy

x. (11.7.29)

Допустимые значения параметров центровки, приведен-

ные в работе [55] для вертолета со значением площади Sстаб =

= 0,004Fнв составляют: y0 = (0,052-0,063)Rнв; [–2; 6] град.

Отметим, что расчету центровки предшествует составле-

ние общей весовой сводки, которая составляет на основе ве-

совых расчетов агрегатов, узлов и силовой установки, ведо-

мостей бортового и целевого оборудования, грузов и т.д.

Программная реализация приведенных выше методик

должна быть включена в соответствующий комплекс про-

грамм перспективной САПР БВ (см. Разд. 1.5).

11.8. Конструирование беспилотного вертолета

Рассматриваемый этап разработки БВ включает в себя

следующие проектные процедуры:

1. Выбор конструктивно-силовых схем (КСС) элементов

корпуса БВ.

2. Выбор материалов для изготовления этих элементов.

3. Предварительный расчет прочности элементов корпуса

БВ.

4. Оформление конструкторской документации.

395

Эти процедуры для каждого элемента БВ реализуются в

итерационном режиме, схема которого приведена на Рис. 11.9.

Такой режим подразумевает при невыполнении заданных

условий прочности возврат к выбору материалов, повторному

расчету прочности и проверке условий прочности конструк-

ции. При неудаче этой итерации осуществляется возврат к

процедуре выбора КСС элемента.

Главной проблемой при выполнении процедуры 1 являет-

ся выбор вида и параметров КСС элемента БВ.

В настоящее время для фюзеляжа и хвостовой балки БВ

применяются следующие виды таких схем:

1. Каркасные конструкции.

2. Монококовые конструкции.

3. Полумонококовые конструкции.

Эти виды являются традиционными и широко использу-

ются в современном самолето- и вертолетостроении. Досто-

инства и недостатки таких конструкций, а также схемы их на-

гружения описаны в работе [64].

Рассмотрим краткое содержание приведенных на Рис. 11.9

процедур. Одной из важнейших составляющих процедуры 1

является выбор конструктивной схемы фюзеляжа БВ.

Фюзеляж БВ предназначен для размещения двигателя, то-

плива, бортового и целевого оборудования. Его геометриче-

1 2 3

Условия

прочности

выполнены 4

Да

Нет

Рис. 11.9

396

ские размеры и форма в основном определяются подходом,

описанным в Разд. 11.3.

С точки зрения строительной механики ЛА фюзеляж яв-

ляется базой, к которой крепятся крыло, хвостовая балка,

шасси, силовая установка, а также различные агрегаты и обо-

рудование. На фюзеляже происходит уравновешивание всех

сил и моментов, передаваемых с различных частей вертолета.

По силовым схемам фюзеляжи можно разбить на два

класса: балочные (каркасные) и комбинированные.

Балочный фюзеляж представляет собой пустотелую балку

(«трубу» переменного сечения), в которой изгиб и кручение

воспринимаются силовым набором совместно с подкреплен-

ной обшивкой.

В продольный силовой набор фюзеляжа БВ могут входить

лонжероны и стрингеры, а в поперечный – силовые формооб-

разующие шпангоуты. Кроме того, в нем часто устанавлива-

ются элементы вспомогательного назначения для местного

усиления основной конструкции или установки двигателей,

агрегатов и оборудования.

В зависимости от набора силовых элементов различают

три группы балочных фюзеляжей: лонжеронные, стрингер-

ные и монококовые.

Лонжеронный фюзеляж состоит из нескольких лонжеро-

нов, набора силовых и формообразующих шпангоутов и тон-

кой обшивки. В стрингерном фюзеляже имеется большое ко-

личество стрингеров, набор шпангоутов и обшивки.

Монококовые фюзеляжи состоят из толстой обшивки,

подкрепленной шпангоутами («полумонокок»), или трех-

слойной обшивки без шпангоутов.

397

Аналогичные конструктивные схемы могут быть исполь-

зованы для хвостовой балки БВ.

В конструкции БВ находят достаточно широкое примене-

ние комбинированные фюзеляжи. Например, монококовый

фюзеляж в носовой части может переходить в балочный возле

отсека силовой установки БВ, а затем в монококовый в хво-

стовой балке.

Использование монококовых фюзеляжей вызвано широ-

ким применением композиционных материалов, описанных в

Разд. 11.9.

Отметим, что целесообразность использования той или

иной схемы необходимо рассматривать во всей совокупности

аэродинамических, прочностных, технологических и эксплуа-

тационных факторов.

Важнейшей процедурой конструирования являются проч-

ностные расчеты корпуса и агрегатов БВ.

Нагрузками, действующими на корпус БВ, являются:

силы, передаваемые на корпус от прикрепленных к

нему частей вертолета: крыла, оперения, силовой установки,

шасси;

вес и инерционные силы от бортового и целевого

оборудования, узлов и агрегатов, расположенных в корпусе, а

также от массы его конструкции;

аэродинамические силы, действующие непосредст-

венно на корпус БВ.

Величина этих нагрузок неодинакова, и некоторыми из

них при прочностных расчетах корпуса можно пренебрегать.

Так, например, для фюзеляжа БВ несущественными являются

аэродинамические нагрузки от конструкции самого фюзеляжа.

Если нагрузка на конструкцию БВ постоянна или изменя-

ется медленно, то деформации и напряжения в ней будут

398

также постоянны или изменяться постепенно, пропорцио-

нально нагрузке, без колебательных процессов. Такое нагру-

жение называется статическим.

Для вертолета статическими нагрузками можно считать:

тягу несущего и рулевого винтов; центробежные силы лопа-

стей; аэродинамические силы крыла и оперения.

Расчет на статическую прочность БВ включает в себя сле-

дующие работы:

определение в соответствии с наиболее сложными

траекториями полета величины и характера распределения

расчетных нагрузок;

построение эпюр поперечной Q и продольной N сил,

изгибающего Мизг и крутящего Мкр моментов для рассматри-

ваемой части конструкции корпуса вертолета;

выявление наиболее нагруженных участков конст-

рукции, в которых возможны наибольшие напряжения;

определение напряжений в элементах конструкции и

сравнение их с разрушающими напряжениями выбранного

материала.

Статическая прочность конструкции БВ обеспечивается,

если напряжения в ее элементах не превышают их разру-

шающих значений.

Однако обеспечение статической прочности еще не гаран-

тирует безопасной эксплуатации вертолета, поскольку под

действием переменных нагрузок в его конструкции возника-

ют соответствующие переменные напряжения. Эти напряже-

ния, накладываясь на постоянные, увеличивают суммарные

напряжения, а также могут привести к усталостному разру-

шению конструкции.

399

Основные нагрузки вертолета, определяющие его динами-

ческую прочность, носят переменный характер, они постоян-

но изменяются по величине и направлению с определенными

частотами.

Основными источниками переменных нагрузок являются

несущий (НВ) и рулевой (РВ) винты вертолета. Причиной пе-

риодического изменения сил, действующих на лопасти НВ,

является непрерывное изменение скорости и направления на-

бегающего на них потока в различных азимутах и в различ-

ных сечениях при поступательном полете вертолета. Когда

лопасть при своем вращении движется навстречу набегающе-

му на вертолет потоку, суммарная скорость ее обтекания уве-

личивается, а при движении назад, напротив, уменьшается. В

связи с тем, что аэродинамические силы пропорциональны

квадрату скорости обтекания, подъемная сила и сила лобово-

го сопротивления лопасти также постоянно изменяются. Это

вызывает маховое движение лопастей в вертикальной плоско-

сти и колебания в плоскости вращения.

При маховом движении центры масс лопастей периодиче-

ски приближаются и удаляются от оси НВ, что вызывает по-

явление переменных кориолисовых сил, действующих в

плоскости вращения. Эти силы также вызывают колебания

лопастей в плоскости вращения.

Все эти переменные силы передаются на втулку НВ и да-

лее через его вал и главный редуктор на фюзеляж вертолета,

вызывая его колебания в вертикальной и горизонтальной

плоскостях. Амплитуды переменных сил, передаваемых от

лопастей НВ, могут составлять порядка тысячи ньютон. Час-

тоты этих сил кратны произведению частоты вращения винта

на число лопастей.

400

Дополнительными источниками переменных сил могут

явиться плохая балансировка и несоконусность лопастей. По

отмеченным выше причинам возникают переменные силы,

действующие на РВ.

Для различных агрегатов БВ главными задачами предва-

рительной оценки его прочности являются следующие рас-

четные задачи:

1) для НВ, РВ, включая их лопасти и втулки, а также

часть системы управления между лопастями и бустерами –

обеспечение усталостной прочности и динамической устой-

чивости;

2) для фюзеляжа, крыла, оперения и шасси – обеспечение

прочности при больших однократных нагрузках;

3) для подмоторной и редукторной рам – обеспечение ус-

талостной прочности и прочности при больших однократных

нагрузках.

Отметим, что в задачах оценки вибраций и динамической

устойчивости (колебаний [58]) рассматриваются совместно не-

сколько агрегатов (например, лопасти НВ и система управления,

лопасти НВ и РВ, фюзеляж, хвостовая балка и шасси и т.д.).

Рассмотрим основные допущения, используемые при

предварительном расчете прочности БВ. Прочностное обес-

печение при проектировании конструкций ДПЛА было доста-

точно подробно рассмотрено в работе [3]. Будем использовать

изложенные в ней подходы применительно к БВ одновинто-

вой схемы.

В зависимости от цели проводимого расчета и уровня

проработанности технического предложения различают три

типа расчетных прочностных моделей: оценочные (проекти-

ровочные), оптимизационные и проверочные [3].

401

Оценочные (проектировочные) модели оценки прочности

конструкций применяются на стадии предварительной разра-

ботки БВ с целью определения наиболее рационального вари-

анта технического решения и приближенной оценки основ-

ных конструктивных параметров. Применяемые в этом случае

модели обычно строятся с использованием простых физиче-

ских и наглядных расчетных схем, для которых известны тео-

ретические решения. При этом экспериментальные исследо-

вания прочности проводить не предполагается.

Практика показывает, что конструкция должна иметь рас-

четную схему с дифференцированными в силовом отношении

функциями составляющих ее узлов, деталей и возможность

разбивки ее на ряд простых конструктивных элементов

(стержней, балок, панелей и т.п.). Расчетная схема во многом

определяет выполнение требования минимальной массы кон-

струкции при достаточной прочности и жесткости. Чем круп-

нее рассчитываемый узел, тем бо льшее значение для оценки

массы имеет точность расчета. Более точный расчет способ-

ствует большей экономии массы конструкции.

Важной составной частью расчетной модели является

схема соединения рассматриваемого элемента с другими кон-

структивными элементами, препятствующими перемещению

рассматриваемого элемента под действием заданной нагрузки.

При выборе схемы соединения следует пренебрегать второсте-

пенными связями, по возможности упрощать их, считая, на-

пример, соединение чисто шарнирным или моментным и т.д.

Отметим, что при выборе оптимальной силовой схемы

необходимо учитывать целый ряд факторов: назначение БВ,

его маневренные свойства, наличие материалов, технологиче-

402

ские возможности, оснащенность Разработчика и Изготовите-

ля соответствующим оборудованием.

Особое внимание необходимо уделять многофункцио-

нальности элементов КСС. Это значит, что необходимо стре-

миться к уменьшению числа элементов и узлов за счет того,

что один и тот же узел должен одновременно выполнять не-

сколько функций. Кроме этого, существуют следующие об-

щие закономерности, которые необходимо использовать при

конструировании корпуса и агрегатов БВ:

уменьшение числа звеньев любого узла;

уменьшение числа разъемных соединений и вырезов

в замкнутых контурах;

устранение концентраторов напряжений в элементах

конструкции;

передача усилия по кратчайшим расстояниям, и, же-

лательно, путем растяжения элементов;

применение силовых элементов с двутавровым сече-

нием при работе на изгиб и коробчатым – при работе на кру-

чение;

применение трехслойных конструкций и конструкций

с заполнителем.

Оценочный расчет прочности БВ начинается с расчетов

прочности его корпуса.

Для фюзеляжа и хвостовой балки БВ к исходным данным

при расчетах относятся количество и расположение стринге-

ров, лонжеронов, силовых и несиловых шпангоутов в соот-

ветствии с геометрией его отсеков с учетом крепления к ним

агрегатов (крыла, оперения, редуктора и т.д.) и наличия выре-

зов в соответствующих отсеках.

403

При разработке конструктивных параметров крыла и опе-

рения производится проектировочный расчет на прочность

типового сечения бортовой нервюры и узлов крепления опе-

рения к ХБ или крыла к фюзеляжу с учетом увязки узлов за-

крепления консоли с их силовыми элементами.

При формировании расположения усиленных элементов

продольного и поперечного силовых наборов (лонжеронов и

усиленных шпангоутов) следует учитывать, что лонжероны

могут быть установлены в верхней части корпуса, в местах

крепления двигателя и главного редуктора, а также в нижней

части для восприятия нагрузок от размещенных в корпусе гру-

зов. Усиленные шпангоуты устанавливаются в местах дейст-

вия сосредоточенных нагрузок от двигателей, редукторов, шас-

си, а также в местах разъемов фюзеляжа и хвостовой балки БВ.

Расчеты можно проводить при предположении, что шаг

шпангоутов большинства вертолетных конструкций состав-

ляет а = 450-500 мм, а стрингеров – b = 150-200 мм. [65].

В Табл. 11.2 приводятся значения коэффициентов безо-

пасности f, которые необходимо учитывать при определении

расчетных нагрузок, действующих на различные элементы

конструкции корпуса БВ.

Таблица 11.2.

№ Агрегат f

1 Фюзеляж и хвостовая балка:

а) на земле и в полете

б) при посадке

в) узлы крепления шасси

г) узлы крепления элементов управления

д) узлы крепления редукторов, двигателей и

опор валов трансмиссий

1,5

1,65

1,65

2

3

2 Крыло 1,5

3 Оперение 1,5

404

Коэффициент эксплуатационной перегрузки пэ, представ-

ляющий собой отношение равнодействующей всех внешних

сил к весу вертолета для каркасных конструкций может быть

задан значением пэ = 3.

Расчетные значения нагрузок от сил и моментов, переда-

ваемых на корпус БВ от несущего и рулевого винтов, опреде-

ляются следующим образом:

а) от подъемной силы Yнв несущего винта:

взлэр

нв GfnY , (11.8.1)

где Gвзл = m0g – взлетный вес БВ;

б) от продольной силы Х несущего винта:

XfnX эр ; (11.8.2)

в) от боковой силы Н несущего винта:

HfnH эр ; (11.8.3)

г) от крутящего момента несущего винта:

нв

нвнвmax нв

эрнв

NknMknM , (11.8.4)

где k – коэффициент, зависящий от типа двигателей (k = 1,5

для поршневого двигателя, k = 1,25 для турбовинтового дви-

гателя); Мнв max – значение крутящего момента на взлетном

режиме; Nнв – мощность, поступающая на НВ; нв – угловая

скорость и пнв – частота вращения НВ;

д) от силы тяги Трв рулевого винта:

pвэр

нв TfnT ; (11.8.5)

е) от крутящего момента рулевого винта:

max pврнв fMM , (11.8.6)

где Мрв max – значение крутящего момента рулевого винта на

взлетном режиме.

405

Расчетные значения нагрузок от сил тяжести оборудова-

ния, узлов и агрегатов, размещенных в корпусе БВ, опреде-

ляются по формуле:

),1(,эрniGfnG ii , (11.8.7)

где Gi = тig – вес i-го агрегата, узла и бортовой аппаратуры.

Расчет на прочность фюзеляжа и хвостовой балки как

тонкостенной балки переменного сечения производится на

изгиб и сдвиг в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а

также на кручение [65]. Расчет начинается с построения для

всех случаев нагружения эпюр перерезывающих сил Q(x) и

изгибающих моментов Мизг(х) в этих плоскостях и эпюры

крутящего момента Мкр(х) относительно продольной оси фю-

зеляжа. Здесь координата х изменяется по всей длине корпуса

БВ.

При построении эпюр корпуса рассматривается как сво-

бодная балка, нагруженная взаимно уравновешенными сила-

ми [65].

Построение эпюр рекомендуется вести в следующей по-

следовательности:

1. Вычертить схему корпуса БВ в виде сбоку и указать на

нем следующие заданные нагрузки в вертикальной плоскости

(Рис. 11.10):

а) внешние нагрузки – Yнв, Х, Н, Yст, Мрв, qаэр;

б) массовые нагрузки G1,…, Gn от размещенных в кор-

пусе агрегатов, оборудования, топлива и собственной конст-

рукции.

При этом корпус БВ должен быть уравновешен, т.е. сумма

моментов всех сил относительно центра тяжести вертолета

должна быть равна нулю [65].

406

Массовыми нагрузками от собственной конструкции кор-

пуса в проектировочном расчете можно пренебречь. При фор-

мировании мест нагрузок G1,…, Gn необходимо использовать

результаты предварительной компоновки БВ (см. Рис. 11.1).

2. Определить значения эксплуатационных нагрузок пу-

тем умножения заданных нагрузок на коэффициенты f и пэ.

Для упрощения расчета все нагрузки необходимо приклады-

вать к средней линии фюзеляжа и хвостовой балки.

3. Вычертить схему корпуса БВ при виде сверху и указать

на ней все действующие нагрузки в горизонтальной плоско-

G1 G2

G6

G3

G4 G5

Yст Gn–2 Gn–1

𝑀рвр

X

Yнв

𝑀рвр

𝑌стр

𝐺𝑛–2р

𝑞хбр

𝐺3р

𝐺4,6р

𝑌нвр

𝑞фр

𝐺2р

𝐺5р

𝐺1р

х

х

х

Рис. 11.10

Gn

𝑞аэрр

Qпер

Мизг

407

сти, построить эпюры перерезывающих сил Q(x), изгибающих

моментов Мизг(х) и крутящих моментов Мкр(х) (Рис. 11.11).

При построении этих эпюр принимается, что хвостовая

балка представляется консолью, сила Трв = Мкр/Lхб, а величина

Yво описывает подъемную силу вертикального оперения БВ.

Крутящий момент Мкр(х) создается силой тяги рулевого

винта, приложенной на плече Lхб, который равен:

Мкр = ТрвLхб. (11.8.8)

Построение эпюр проводится известными методами из

курса «Сопротивление материалов».

При оценочных расчетах прочности корпуса БВ, в кото-

ром использованы традиционные каркасные конструкции

фюзеляжа, ХБ, крыла и оперения, можно использовать мето-

дику, приведенную в работе [65].

Tрв+Yво

𝑇рвр

+Yво

Qпер

Мизг

Мкр

Lхб

х

х

х

х

Рис. 11.11

Расчетная схема

408

Для сокращения трудоемкости изготовления крыла и опе-

рения БВ предлагается использовать монолитные конструк-

ции, представленные на Рис. 11.12.

Первоначальные сведения по расчету на прочность таких

конструкций применительно к крыльям ЛА приведены в ра-

боте [67].

Из этой работы следует, что в связи с небольшой относи-

тельной толщиной крыла и оперения БВ расчетными схемами

монолитных конструкций, представленных на рисунках

11.12,а и 11.12,б, являются изотропные консольные жесткие

пластины. В конструкциях с продольными стенками (Рис.

11.12,в) расчетной схемой является анизотропная консольная

жесткая пластина.

При использовании других конструкционных схем реко-

мендуется применять адаптированные к беспилотной верто-

летной технике методы, описанные в монографии [66].

Отметим, что теоретические вопросы общей прочности

вертолетов и основные методы расчета статической и дина-

мической прочности НВ изложены в работе [68].

При конструировании крыла и оперения БВ как монолит-

ных конструкций предлагается использовать метод из работы

[67].

а б

в

Рис. 11.12

409

Предварительный расчет прочности полозкового шасси

БВ может быть выполнен по методике работы [69].

Отметим, что основными требованиями при конструиро-

вании корпуса БВ кроме минимального веса каждого его эле-

мента должны быть минимальные значения трудоемкости его

изготовления и стоимости используемого материала.

Укажем нагрузки, действующие на агрегаты и узлы БВ

при их расчете на прочность [76].

Лопасти НВ и РВ подвергаются действию растягивающих

усилий от центробежных сил и изгибным напряжениям как в

плоскости их вращения, так и в плоскости взмаха.

Втулки НВ и РВ испытывают нагрузки от действия аэро-

динамических и центробежных сил и изгибающих моментов

относительно осей их шарниров.

Вал НВ подвергается нагрузкам от подъемной силы НВ и

изгибающего момента из-за наклона плоскости его вращения.

Корпус главного редуктора (ГР) нагружен силами, пере-

даваемыми от втулки НВ, а также изгибающим и крутящим

моментами.

Вал ГР находится под действием усталостной нагрузки

вследствие того, что передаваемый им крутящий момент пе-

риодически изменяется от нулевого до максимального значе-

ния.

Моторама испытывает нагрузку от веса двигателя с соот-

ветствующей перегрузкой, а также подвергается крутильным

колебаниям.

Аналогичные нагрузки действуют и на раму крепления ГР.

Шасси при посадке подвержены ударным нагрузкам, за-

висящим от посадочного веса БВ и скорости (ускорения) при

его приземлении [69].

410

Методы расчета приведенных выше агрегатов и узлов

вертолета описаны в работах [58, 68].

Отметим такую важную особенность конструирования

боевых БВ как обеспечение их боевой живучести. При реше-

нии этой проблемы, на наш взгляд, необходимо использовать

имеющийся опыт конструирования современных пилотируе-

мых штурмовых вертолетов. В частности, двигатель, ком-

плекс управления и другие системы БВ-штурмовиков необхо-

димо обеспечить броневой защитой из легких современных

пулестойких материалов (кевлар, арамид, сплавы сталей и ти-

тана, оксид алюминия, карбиды бора и кремния и др.).

Фюзеляж и хвостовая балка БВ должны иметь полумоно-

коковую КСС переменного сечения и изготовляться из алю-

миниевых сплавов и композитных материалов с применением

клепанных и клеесварных соединений. Силовые элементы

корпуса должны быть выполнены из материалов стальных и

титановых сплавов путем их механической обработки, а так-

же путем штамповки из алюминиевых сплавов.

Пара верхних частей соответствующих шпангоутов фюзе-

ляжа должны быть выполнены в виде балок, образующих

центропланную часть крыла БВ. К концам этих балок с по-

мощью фланцевых стыков и болтов крепятся консоли крыла с

балочными держателями для подвески ракет или дополни-

тельных топливных баков. Аналогичные конструктивные ре-

шения могут быть использованы для повышения живучести и

в других типах БВ военного назначения.

Используемые при проектировании методы расчета проч-

ности БВ должны быть включены в состав математического

обеспечения соответствующего комплекса программ перспек-

тивной САПР БВ, предложенной в Разд. 1.5.

411

11.9. Конструкционные материалы

беспилотной вертолетной техники

Материалы для изготовления агрегатов и корпуса БВ не-

обходимо выбирать с учетом их ожидаемых условий эксплуа-

тации. Механические, физические и другие свойства выбран-

ных материалов должны соответствовать стандартам, норма-

тивам, техническим условиям и находиться в пределах, обес-

печивающих в ожидаемых условиях эксплуатации надеж-

ность работы деталей и элементов конструкции в течение на-

значенного для них ресурса и срока службы. Это должно быть

подтверждено путем испытаний и (или) имеющимся опытом

проектирования и эксплуатации БВ.

Основными конструкционными материалами каркасных

конструкций вертолетов являются алюминиевые сплавы Д16,

Д20, В95, АМц, АМг2, АМг3 [65]. Из этих листовых материа-

лов методом холодной штамповки изготавливается обшивка,

шпангоуты, нервюры, накладки.

Детали типа кронштейнов, фитингов, фланцев переходни-

ков изготавливаются из алюминиевых сплавов: АК-4Ч, АК8,

Д1, Д16 методом горячей штамповки.

Несиловые фитинги и кронштейны производятся из ли-

тейных алюминиевых и магниевых сплавов АЛ9, АЛ19,

МЛТ4, МЛ9, МЛ10.

Наиболее нагруженные детали корпуса БВ – узлы крепле-

ния двигателей, редукторов, шасси изготавливаются из тита-

новых сплавов ВТ22, ВТ14 или сталей 30ХГСА, 18ХВНА,

40ХНМА как методом механической обработки из поковок,

так и методом горячей штамповки.

Характеристики отмеченных выше материалов приведены

в справочнике [70].

412

Перспективными для применения в конструкциях беспи-

лотной техники являются композитные материалы (КМ), ко-

торые представляют собой армированные пластмассы, со-

стоящие из высокопрочных волокон, уложенных в опреде-

ленных направлениях и матрицы (материала), связывающей

эти волокна (заливки) [30, 73].

Композитные материалы формируются на основе метал-

лических и неметаллических матриц (основы) с заданным

распределением в них упрочнителей (волокон, дисперсных

частиц и др.) [73]. Такие материалы позволяют эффективно

использовать индивидуальные свойства входящих в них со-

ставляющих. Комбинируя объемное содержание их компо-

нентов, можно, в зависимости от назначения, получать ком-

позитные материалы с требуемыми значениями механической

прочности, жаропрочности, модуля упругости, абразивной

стойкости и др. Композиты обладают комплексом свойств,

практически недостижимых в традиционных конструкцион-

ных материалах на металлической, полимерной, керамиче-

ской, углеродной и других основах.

Сравнительные свойства различных конструкционных ма-

териалов представлены в Табл. 11.3 [73].


Материал Плотность,

ρ, кг/м3

Прочность,

ζв, МПа

Модуль

упругости,

Е, ГПа

Углепластик 1500 1200 170

Боропластик 2000 1200 270

Органопластик 1300 2000 95

Стеклопластик 2000 2000 70

Алюминиевые сплавы 2700 600 70

Титановые сплавы 4500 1100 110

Стали 7800 2100 200

413

Расчетные данные, подтвержденные результатами экспе-

риментальных исследований и летных испытаний, показыва-

ют, что использование композиционных материалов позволя-

ет снизить вес планера летательного аппарата на 30-40% по

сравнению с весом планера из традиционных металлических

материалов.

Все это обеспечивает получение резерва веса, который

может быть использован для увеличения дальности полета

или полезной нагрузки. Использование композиционных ма-

териалов при изготовлении БВ значительно снижает материа-

лоемкость конструкций, увеличивает до 90% коэффициент

использования материала, уменьшает количество требуемой

оснастки и резко снижает трудоемкость изготовления конст-

рукций за счет уменьшения в несколько раз количества вхо-

дящих в них деталей.

В качестве наполнителей для композитов могут использо-

ваться ткани, цельнотканые чехлы, ленты, жгуты, нити на ос-

нове многофазных и поликристаллических непрерывных во-

локон и нитевидных монокристаллов стекла, углерода, бора,

бериллия, органических волокон, имеющих высокие проч-

ность и модуль упругости.

В качестве связующих компонент при изготовлении дета-

лей и изделий из КМ наибольшее распространение получили

эпоксидные, фенолформальдегидные, кремнийорганические и

полиамидные смолы. Материал матрицы определяет, как пра-

вило, уровень рабочих температур нагрева композиционных

материалов, характер изменения их свойств при воздействии

температуры, атмосферных газов и других факторов, а также

режимы получения и обработки материалов.

414

Рассмотрим основные виды современных композицион-

ных материалов [30].

Полимерные углепластики (карбоволокниты) характери-

зуются низкой плотностью, высоким модулем упругости,

низким коэффициентом термического расширения, малой те-

пло- и электропроводностью, стабильностью коэффициентов

трения и малым износом при трении.

Наполнитель в виде ткани более технологичен при изго-

товлении деталей из КМ, однако наличие слабых нитей

уменьшает степень наполнения углепластиков до 45-50% по

сравнению с 55-62% характерными для материалов на основе

жгутов. В результате некоторые прочностные и упругие ха-

рактеристики углепластиков уменьшаются. Использование

ленты и жгута, состоящих из более прочных моноволокн,

обеспечивает повышение прочности углепластиков при рас-

тяжении и изгибе.

Особенностью углепластиков является их высокая устало-

стная прочность, бо льшая, чем у боро- и стекловолокнитов, и

находящаяся на уровне усталостной прочности титана и леги-

рованных конструкционных сталей. Углепластики сущест-

венно превосходят металлы и сплавы по вибропрочности, так

как обладают высокой демпфирующей способностью. Ориен-

тируя волокна под углом друг к другу, можно в больших пре-

делах изменять демпфирующую способность углепластиков и

производить «отстройку» деталей от резонансного режима

без изменения их геометрических форм. Углепластики харак-

теризуются высокой радиационной, водо-, аэро- и бензостой-

костью. и могут применяться как для внешних ,так и для

внутренних деталей БВ.

415

Особенности геометрических, механических и физико-

химических характеристик борного волокна предопределяет

ряд специфических особенностей бороволокнитов. Характер-

ная ячеистая микроструктура обеспечивает достижение высо-

кой прочности при сдвиге по границе раздела упрочняющей и

связующей компонент. Наряду с отмеченными особенностя-

ми, механические свойства бороволокнитов подчиняются об-

щим для армированных систем закономерностям. Регулиро-

вание свойств бороволокнитов достигается варьированием

схем ориентации наполнителя. Бороволокниты являются

стойкими к воздействию проникающей радиации. Длительное

воздействие воды, органических растворителей и горючесма-

зочных материалов не влияет на их механические свойства.

Изделия из бороволокнитов для авиационной техники весьма

разнообразны: профили, панели, роторы и лопатки компрес-

соров, лопасти винтов и трансмиссионные валы вертолетов и

т.д.

Полимерные стекловолокниты отличаются от других ком-

позиционных материалов конструкционного назначения соче-

танием высокой прочности, сравнительно низкой плотности,

теплопроводности, хороших электроизоляционных свойств,

доступности и низкой стоимости упрочняющего наполнителя.

Металлические композиционные материалы обладают

уникальным среди всех других композиционных материалов

свойством – свойством свариваемости. Однако при их сварке

существуют две основные проблемы. Первая – исключитель-

ная сложность расплавления алюминиевой матрицы, которая

образует сварное соединение без повреждения волокон и

снижения их прочности в результате теплового воздействия

сварочного нагрева и химического взаимодействия волокон с

416

расплавленным алюминием. Вторая проблема – сложность

качественного формирования сварных швов вследствие пло-

хого смачивания алюминиевых волокон на свариваемых по-

верхностях.

Высокий модуль упругости и высокая удельная прочность

обеспечивают композитным материалам преимущества при

эксплуатации БВ в условиях сложного нагружения. Однако

эти преимущества в полной мере могут быть использованы

при условии их оптимального сочетания с элементами метал-

лической конструкции. Под интегральной конструкцией под-

разумевается конструкция, собираемая из отдельных элемен-

тов, изготовленных различными технологическими способа-

ми и формируемая в единое целое за один технологический

цикл. Методы изготовления таких конструкций позволяет по-

лучить сложную высоконагруженную композитную конст-

рукцию с большим числом входящих в нее элементов без ме-

ханической подгонки деталей, сверления отверстий и уста-

новки механического крепежа. При этом должна быть изго-

товлена и отлажена необходимая технологическая оснастка.

Такой прогрессивный подход дает возможность в полной ме-

ре использовать достоинства не поврежденного механической

обработкой конструкционного композиционного материала.

Интегральные конструкции могут обеспечить существен-

ное снижение массы с одновременным повышением их жест-

кости, прочности и технологичности. При использовании

композиционных материалов для подкрепления основных си-

ловых элементов масса корпуса может быть снижена на 20%,

масса крыла – на 15-20%, масса оперения – на 10-15%.

На Рис. 11.13 представлены примеры таких конструкций.

417

На Рис. 11.13,а и Рис. 11.13,б приведены конструкции, уп-

рочненные «протягиванием» композиционного материала.

Конструкция на Рис. 11.13,в имеет детали, склеенные смола-

ми, а на Рис. 11.13,г – склеенные клеями. В приведенных на

Рис. 11.13 деталях использованы обозначения: 1 – металличе-

ский профиль; 2 – обшивка; 3 – заполнитель из композицион-

ного материала; 4 – стенка лонжерона; 5 – накладка; 6 – на-

кладка силовая из композиционного материала.

Основными признаками интегральной конструкции БВ

как сборочной единицы являются:

неразъемное соединение ее конструктивных элементов;

блочная структура изготовления, предполагающая

использование при формировании и полимеризации конст-

рукций сопряженных с ней элементов расчлененной техноло-

гической оснастки (формирующих и формообразующих эле-

Рис. 11.13

3 1 3 1

1

3 2 2

5

1

3 2

4 6

а б

в г

418

ментов), каждый из которых содержит заготовки элементов

конструкции (блоки).

Отметим недостатки, которые сдерживают распростране-

ние и ограничивают применение КМ.

Высокая стоимость КМ обусловлена высокой наукоемко-

стью производства, необходимостью применения специаль-

ного дорогостоящего оборудования и сырья. Для компенса-

ции непостоянства свойств композитного материала от образ-

ца к образцу увеличивают коэффициент запаса прочности,

что может нивелировать преимущество композитных мате-

риалов в удельной прочности. Таким примером может слу-

жить опыт применения композитных материалов при изго-

товлении вертикального оперения истребителя МиГ-29. Из-за

анизотропии применявшегося композитного материала вер-

тикальное оперение было спроектировано с коэффициентом

запаса прочности, кратно превосходящим стандартный в

авиации коэффициент f = 1,5, что в итоге привело к тому, что

композитное вертикальное оперение Миг-29 оказалось рав-

ным по весу конструкции классического вертикального опе-

рения, изготовленного из дюралюминиевых сплавов.

Низкая ударная вязкость КМ также является причиной

повышения коэффициента запаса прочности конструкции.

Кроме этого, она обуславливает высокую повреждаемость из-

делий из композитных материалов и высокую вероятность

возникновения скрытых дефектов, которые могут быть выяв-

лены только инструментальными методами контроля.

Отмечается, что композиционные материалы обладают

низкой ремонтопригодностью и высокой стоимостью экс-

плуатации. Это связано с необходимостью применения спе-

циальных трудоемких методов и специальных инструментов

419

для доработки и ремонта объектов из композитных материа-

лов. Часто объекты из композитных материалов вообще не

подлежат какой-либо доработке и ремонту. Устранение или

уменьшение действия приведенных выше недостатков даст

улучшение качества КМ и откроет новые возможности их

применения в беспилотной авиации [73].

Технологические процессы изготовления деталей из КМ


Рассмотрим краткий обзор использования композицион-

ных материалов в вертолетостроении. Американская фирма

«Сикорский» участвовала в программе, предусматривающей

повышение усталостной долговечности и улучшение динами-

ческих характеристик вертолета СН-54В за счет упрочнения

композиционными материалами его хвостовой балки. Сооб-

щается, что в результате упрочнения стрингеров балки боро-

эпоксидным материалом ресурс вертолета повысился в не-

сколько раз, а вес снизился на 30%.

Фирма «Хьюз» осуществила разработку из композицион-

ных материалов лопастей несущего винта для вертолета «Хью

Кобра». Применение таких материалов позволило уменьшить

вес лопастей с сохранением прочностных характеристик, а

также добиться их относительной неуязвимости от пуль. Та-

кие лопасти имеют большой ресурс и стойкость, а их произ-

водство можно наладить на автоматизированной линии.

Применение композиционных материалов в конструкции

несущего винта предусматривается и при создании тяжелого

транспортно-десантного вертолета максимальной грузоподъ-

емностью около 30 т.

Специалисты фирмы «Сикорский» считают, что макси-

мальная эффективность достигается при включении компози-

ционных материалов в конструкцию фюзеляжа вертолета.

420

При этом в наиболее нагруженных элементах фюзеляжа

следует применять материал на основе углерода. Проведен-

ный ими анализ показал, что за счет использования компози-

ционных материалов вес конструкции вертолета CH-53D мо-

жет быть снижен на 18,5%.

Имеются данные об изготовлении фюзеляжа БВ «Camcop-

ter S-100» в виде монококовой конструкции из углепластико-

вого КМ.

В работе [30] приведены следующие наиболее применяе-

мые в беспилотной технике виды и марки отечественных

композиционных материалов (КМ):

стеклопластики (КАСТ-В; ВФТ-С; СТ-911-1А; СК-

9ФА; СТМ-Ф; ВПС-9М);

углепластики (КМУ-2Л; КМУ-3Л; КМУ-3; КМУ-4Л;

КМУ-4Э; КМУ-6-41);

боропластики (КМБ-1; КМБ-1М; КМБ-1К; КМБ-2К;

КМБ-3К);

органопластки (6НА; 7Н; 7Т; 7ТО; 5Т; 9Т; 6ТКС;

6ТКБ; 7ТКС; 8ТКС);

металлы, армированные волокнами (ВАК-1А; ВКУ-1;

ВКМ-1; ВКН-1);

пеноматериалы (пеноалюминий).

При этом из таких материалов предлагается изготавливать

обшивку, элементы силового набора, силовые и радиопро-

зрачные панели, панели лонжеронов, полок стрингеров фюзе-

ляжа, крыла и оперения БЛА [30].

На наш взгляд из композитных материалов для беспилот-

ной вертолетной техники можно изготавливать винты, моно-

коковые отсеки корпуса, крылья, оперение и шасси. При рас-

чете их прочности можно использовать методы расчета ком-

позиционных пластин, оболочек и стержней с применением

421

эквивалентных условий прочности [74]. Отметим, что приме-

нение КМ в конструкциях различных видов БВ потребует раз-

работки достаточно простых методов расчета их прочности.

Проведенное конструирование корпуса БВ с учетом вы-

бранных материалов для его изготовления позволяет сформи-

ровать уточненную оценку его массы, которую необходимо

использовать при итерационном процессе расчета значения

взлетной массы БВ.

В заключение данной главы отметим, что предваритель-

ное проектирование и конструирование высокоэффективной

беспилотной вертолетной техники требует разработки доста-

точно простых методик и соответствующего программного

обеспечения САПР БВ.

422

Глава 12. ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА

БЕСПИЛОТНОГО ВЕРТОЛЕТА

Аэродинамика – раздел аэромеханики, в которой изуча-

ются законы движения воздуха и силы, возникающие при об-

текании им различных тел [43, 104].

С практической точки зрения задачами аэродинамики

беспилотного вертолета, как и любого другого ЛА, являются

определение значений действующих аэродинамических сил и

моментов, их коэффициентов и взаимозависимостей, а также

связей с параметрами движения вертолета.

Учет законов аэродинамики является более важными для

эксплуатации вертолетной техники по сравнению с другими

видами летательных аппаратов. Это вызвано тем, что винто-

вые системы вертолетов не только удерживают их в воздухе,

но и создают силы, обеспечивающие их движение по требуе-

мым траекториям полетов.

В связи с такими особенностями состав аэродинамических

характеристик вертолетов является более расширенным за

счет рассмотрения силовых и моментных параметров несуще-

го и рулевого винтов.

Теоретические основы аэродинамики вертолетов, особенно

в области описания теории несущего винта, излагаются в зна-

чительном числе источников [43, 59, 99, 104, 110, 111 и др.].

Следует заметить, что существующие изложения основ-

ных законов аэродинамики вертолетов сопровождаются

сложным описанием их физической основы и громоздким ма-

тематическим аппаратом, что затрудняет их практическое ис-

пользование разработчиками БВ.

В данной главе приведены краткие сведения по практиче-

ской аэродинамике одновинтовых вертолетов, необходимые

423

для решения задач динамики полета и управления этим видом

беспилотной авиационной техники. Особое внимание уделено

параметрам атмосферы, учитываемым при практическом ре-

шении этих задач.

12.1. Характеристики воздушной среды

эксплуатации беспилотных вертолетов

Современное применение беспилотной вертолетной тех-

ники должно быть тесно связано с широким использованием

программного управления вертолетом. Такой подход подра-

зумевает формирование программ полетов БВ на местах их

дислокации при получении от командования (руководства)

беспилотным подразделением приказа (распоряжения) о про-

ведении соответствующей операции (см. Главу 10).

Для получения качественных программ управления БВ,

применяемых в проводимых операциях, необходимо учиты-

вать реальные атмосферные условия, как на их стартовых по-

зициях, так и в районах выполнения полетных заданий.

Как отмечено в Разд. 10.2, в состав персонала беспилот-

ной вертолетной эскадрильи (БВЭ) должен входить метеоро-

лог, который с помощью соответствующей аппаратуры дол-

жен измерять основные параметры, характеризующие состоя-

ние атмосферного воздуха в местах дислокации беспилотной

техники. К таким параметрам относятся температура, давле-

ние, влажность воздуха, скорость и направление ветра. На ос-

нове их значений вычисляются вторичные параметры, напри-

мер, фактическая плотность воздуха, используемые при фор-

мировании программ полетов БВ, применяемых в операции.

Кроме этого, в задачи метеоролога БВЭ входит прогнозиро-

вание погодных условий в зоне ее проведения.

424

Как следует из Разд. 1.1 и 1.2 современные БВ предназна-

чены для выполнения полетов в атмосфере в интервале высот

от нескольких десятков метров до нескольких тысяч метров.

Из авиационной метеорологии [105] известно, что атмо-

сфера Земли делится на несколько слоев, отличающихся меж-

ду собой физическими свойствами. Наиболее отчетливо раз-

личие слоев атмосферы проявляется в характере распределе-

ния температуры воздуха с высотой. По этому признаку вы-

деляют пять основных областей: 1) тропосфера, 2) стратосфе-

ра, 3) мезосфера, 4) термосфера, 5) экзосфера.

Тропосфера простирается от земной поверхности до вы-

соты 10-12 км в умеренных широтах. У полюсов она бывает

ниже, а на экваторе выше. В тропосфере сосредоточено около

79% всей массы атмосферы и почти весь водяной пар. Здесь

наблюдается понижение температуры с высотой, имеют ме-

сто вертикальные движения воздуха, преобладают западные

ветры, происходит образование облаков и осадков.

В тропосфере различают три слоя:

1. Пограничный слой, располагающийся до высоты 1000-

1500 м. В этом слое сказывается тепловое и механическое

воздействие земной поверхности и наблюдается суточное из-

менение метеопараметров. Нижняя часть пограничного слоя

толщиной до 600 м носит название «приземного слоя». Здесь

сильнее всего сказывается влияние земной поверхности,

вследствие чего такие метеорологические параметры, как

температура, влажность воздуха и ветер испытывают резкие

изменения с высотой. Характер подстилающей поверхности в

значительной степени определяет метеопараметры «призем-

ного слоя».

425

2. Средний слой располагается от верхней границы погра-

ничного слоя и простирается до высоты 6000 м. В этом слое

почти не сказывается влияние земной поверхности. Здесь ме-

теоусловия определяются в основном атмосферными фронта-

ми и вертикальными конвективными токами воздуха.

3. Верхний слой простирается до тропопаузы, которая

представляет собой переходный слой между тропосферой и

стратосферой толщиной от нескольких сот метров до 1000-

2000 м. За нижнюю границу тропопаузы принимается высота,

где падение температуры с высотой сменяется ровным ходом

температуры с повышением или замедлением ее падения с

высотой.

Естественно считать, что на летные характеристики БВ

существенное влияние будут оказывать характеристики тро-

посферы Земли. К общепринятым характеристикам относятся

такие основные параметры воздуха как давление р, плотность

и абсолютная температура Т по шкале Кельвина, относи-

тельная влажность f воздуха [17].

Следует отметить, что при определении значений таких

метеопараметров давление, температура и влажность воздуха

измеряются соответствующими приборами, а его плотность

вычисляется определенными методами.

Известно, что летные характеристики вертолета сущест-

венно зависят от высоты полета, температуры и влажности

воздуха [76]. С увеличением высоты уменьшается плотность

воздуха, поэтому уменьшается его лобовое сопротивление и

мощность, потребная для движения, а мощность, потребная

для создания несущим винтом подъемной силы увеличивается.

Повышение температуры воздуха равноценно увеличению

высоты, т.к. с ее увеличением уменьшается его плотность.

426

Увеличение влажности воздуха приводит к уменьшению

мощности двигателя и максимальной скорости полета.

В задачах проектирования и динамики полета ЛА исполь-

зуются следующие нормальные параметры стандартной атмо-

сферы (СА) на уровне Земли [76, 104, 114 и др.]:

%.56C;15K15,288

;кг/м225,1.;стрт.мм.760

н

3нн

fT

p (12.1.1)

Изменения этих параметров с высотой обычно представ-

ляются в форме таблицы СА.

На важность учета изменения параметров атмосферы ука-

зывают результаты многолетних метеорологических наблю-

дений на территории России, которые установили колебания

температуры от –80С (Якутия) до +47,5С (Новгородская

обл.) и изменения атмосферного давления от 727,5 мм.рт.ст.

до 821,25 мм.рт.ст. (Баренцево и Охотское моря).

При этом на европейской части РФ летом часто держалась

температура +(30-34)С при относительной влажности

(75-80)% и давлении (722-735) мм.рт.ст., а зимой при антици-

клоне эти показатели лежали в интервалах –(17-20)С, (35-40)%

и (770-774) мм.рт.ст. [78].

На важность учета состояния атмосферы указывает при-

мер, приведенный в работе [55], в которой отмечено, что вер-

толет, спроектированный по параметрам СА не смог реализо-

вать режим висения при t = 30C.

Как будет показано в Главе 13, все аэродинамические си-

лы, входящие в уравнения движения БВ зависят от плотности

воздуха , которая связана с другими параметрами атмосферы

зависимостью вида [104, 105]:

RT

p , (12.1.2)

427

где р – давление (н/м2); R – удельная газовая постоянная

(м2/с2К); Т – температура (К).

Из этого выражения следует, что плотность воздуха воз-

растает с ростом атмосферного давления р и убывает с ростом

температуры Т.

Из таблицы СА видно, что все приведенные параметры

атмосферы зависят от высоты у от уровня моря.

Обобщая формулу для относительной плотности воздуха

(y) из работы [76], имеем:

)(

)()()( 0

00 yT

T

p

ypyy

, (12.1.3)

где индекс «0» соответствует параметрам атмосферы при у = 0 м,

то есть условиям на стартовой позиции БВ.

В работе [104] предлагаются следующие зависимости,

входящие в эту формулу:

yTyT 0)( ; (12.1.4)

Ry

Tp

yp

1

00

1)(

; (12.1.5)

]11000;0[,1)(

11

00

yy

T

y R м.

где – вертикальный градиент температуры (К/м), который

зависит от сезона года, времени суток и характера погоды.

Для принятого в СА значения = 0,0065К/м и R =

= 287,14 Дж/кгК показатели степени в выражениях (12.1.5)

будут соответственно равны 5,256 и 4,256.

Согласно работе [105], выражения (12.1.4) и (12.1.5) соот-

ветствуют политропной модели сухой атмосферы, к которой

относится СА.

428

Заметим, что расчеты с использованием формул (12.1.5)

при изменениях высоты у полета БВ являются затруднитель-

ными из-за входящих в них дробных степеней. Поэтому в ра-

боте [17] для описания изменения давления с высотой предла-

гается использовать экспоненциальную аппроксимацию дан-

ных СА с учетом градиента температуры вида:

cyeyTR

py

)()(

0

0 . (12.1.6)

где с = 0,0001286 – параметр аппроксимации.

Естественно потребовать, чтобы измерения значений дав-

ления и температуры воздуха на стартовой позиции БВ произ-

водились в мм.рт.ст. и в градусах по шкале Цельсия. Исполь-

зуя коэффициент перевода атмосферного давления, равный

133,322 Н/м2мм.рт.ст, приведенное выше значение постоян-

ной R и формулу связи температурных шкал Кельвина и

Цельсия [76], перепишем выражение (12.1.6) в следующей

окончательной форме:

cyey

pyp

0

000

15,273

46431,0),,( , (12.1.7)

где р0 – атмосферное давление в мм.рт.ст; 0 – температура

воздуха на стартовой позиции БВ в градусах Цельсия.

Зависимость

р = р(у) = р0е–су (12.1.8)

и формула (12.1.4) используются при расчетах характери-

стик наиболее распространенных в настоящее время поршне-

вых двигателей БВ (см. Разд. 3.2).

Для решения систем уравнений движения БЛА в работе

[17] предлагается для нормальных атмосферных условий ис-

пользовать известную приближенную формулу вида:

(y) = 0e–ky, y 0, (12.1.9)

429

где 0 = 1,225 кг/м3; k = 0,0001 – эмпирический коэффициент.

Как показал анализ современного состояния отечествен-

ной и зарубежной беспилотной вертолетной техники [1-3],

существующие и перспективные образцы БВ имеют интервал

высот полета от нуля до нескольких тысяч метров.

Анализ показывает, что в этом интервале с увеличением

высоты атмосферное давление уменьшается в 2,84 раза, а

плотность воздуха – в 2,33 раза.

С использованием найденного значения коэффициента с и

коэффициента = 0,0065 формулы (12.1.7) и (12.1.8) для зна-

чений y [0; 10000] м. примут вид:

yey

pyp 0001286,0

0

000

0065,015,273

46431,0),,(

; (12.1.10)

yepypp 0001286,00)( . (12.1.11)

Отмечается, что относительные отклонения плотности воз-

духа на уровне Земли от нормального значения 0 = 1,225 кг/м3,

при котором проводятся в настоящее время все расчеты в ди-

намике полета ЛА, составляют соответственно –15,6% при

0 = –50С, р0 = 720 мм.рт.ст. и +30,7% и для 0 = –50С,

р0 = 770 мм.рт.ст. При этом величина 0 изменяется в 1,55 раза.

Приведенные значения указывают на существенное изме-

нение параметров воздушной среды, что требует использова-

ния приведенных выше зависимостей в расчетах параметров и

программировании полетов современных БВ.

Отметим, что выражения (12.1.9)-(12.1.11) можно приме-

нять при программировании полетов БВ в регионах с умерен-

ными климатическими условиями.

При проведении операций с использованием БВ в регионах

с субтропическим и тропическим климатом, а также в морских

и океанских акваториях необходимо при формировании их

430

программного управления учитывать влияние влажности ат-

мосферы.

Влажность воздуха характеризуется содержанием водяного

пара в атмосфере и описывается следующими показателями:

абсолютная влажность а с единицей измерения г/м3;

относительная влажность f, отражающая степень на-

сыщенности воздуха водяным паром в процентном отноше-

нии фактического количества пара к его количеству, которое

необходимо для полного насыщения при данной температуре.

Установлено, что с ростом температуры абсолютная влаж-

ность воздуха повышается с понижением его давления. При

относительной влажности 20-40% воздух считается сухим,

при 80-100% – влажным, при 50-70% – умеренно влажным.

Влажность воздуха может значительно изменяться в течение

нескольких часов или быть почти постоянной целый сезон

года. На практике она оценивается в процентах по отноше-

нию к давлению насыщенного пара при данной температуре.

В работе [78] отмечается, что в летнее время за счет по-

вышения влажности воздуха мощность ПД может снизиться

на 13%, а в зимнее – возрасти на 10%. Такие колебания соот-

ветственно вызывают изменения связанных с мощностью

применяемого двигателя летно-технических характеристик.

Отметим, что уровень влажности воздуха влияет не толь-

ко на летные характеристики вертолета, но и на его радио-

связь с наземными абонентами.

На важность учета распределения с высотой влажности

воздуха при распространении радиоволн указано в работе

[77]. Для определения количества а водяного пара при увели-

чении высоты Н имеются эмпирические формулы Ганна и

Зюрцига-Хргиана. Последняя из них имеет вид:

431

)( 2

10)0()( HBНАaHa .

Значения коэффициентов А и В, входящие в эту формулу,

приведены в Табл. 12.1. Из этой таблицы следует неявная за-

висимость уровня влажности воздуха от его температуры.


Параметр Сезон года

Зима Весна Лето Осень

А, км–110

–2 4,8 9,4 9,5 9,0

В, км–110

–2 1,6 1,6 1,4 1,2

В этой же работе утверждается, что по данным радиозон-

дирования атмосферы установлено, что градиент изменения

относительной влажности f в среднем составляет величину

м100

)%10...5(

H

f.

При этом отклонения величины f могут проявляться как

при наличии 100% облачности, так и при ее полном отсутст-

вии. Из результатов одного из таких зондирований следует,

что относительная влажность воздуха в приземном слое равна

90%, но на высоте Н = 0,5 км она падает до 54%, а в интервале

высот [1,2; 7,0] км величина f не превышает 20%. Температура

воздуха при этом изменялась от +5С при Н = 0 км до –30С

на высоте Н = 7 км.

Основным результатом этой статьи является утверждение,

что существенные изменения влажности воздуха в сопровож-

дении с падением температуры происходит в диапазоне высот

до 5 км от Земли. Заметим, что приведенные в ней интервалы

высот изменения влажности соответствуют существующим

эксплуатационным характеристикам беспилотной вертолет-

ной техники.

432

В работе [78] приводится приближенная формула для вы-

числения изменения относительной плотности влажного воз-

духа с высотой вида:

)(378,01

)(

)()()(

0

0

0 yp

Ef

yTp

Typyy ,

где f – относительная влажность воздуха по гигрометру;

E – парциальное давление насыщенного пара при заданной

температуре воздуха (мм.рт.ст.).

Рассмотрим подход к формированию зависимости плот-

ности влажного воздуха от высоты и более детального учета

его параметров на стартовой позиции БВ.

Известно, что плотность такого воздуха меньше плотно-

сти сухого воздуха, т.к. молярная масса водяного пара равна

18, а сухого воздуха – 29 [105].

Плотность влажного воздуха в вычисляется с использо-

ванием уравнения состояния вида (12.1.2), которое записыва-

ется как:

в

вв

RT

p , (12.1.12)

где рв – давление такого воздуха; Тв – виртуальная температу-

ра воздуха, под которой понимается температура сухого воз-

духа при данном атмосферном давлении той же плотности,

что и влажный воздух [105].

Эта температура связана с кинематической температурой

Т зависимостью вида:

вв TTT , (12.1.13)

где Тв называют виртуальным добавком [105], значение ко-

торого предлагается определять по формуле:

433

Tp

eT

378,0в . (12.1.14)

Относительная влажность воздуха при известных значе-

ниях парциального давления е водяного пара и парциального

давления Е насыщенного пара при конкретном значении тем-

пературы равна:

%100E

ef . (12.1.15)

Аргументы этой формулы имеют размерность гектопаска-

лей (гПа).

Для расчета значения давления Е Всемирная метеороло-

гическая организация рекомендует использовать следующую

формулу, которая справедлива для интервала температур

[–50; +100]C:

.ln4575506,2960000168533,0

027245552,01249952,214692,6094ln

2

1

TT

TTE

Преобразуем это выражение с соответствующим округле-

нием в явную форму следующим образом:

),000017,00272,0

4692,60941250,21exp()(

2

14576,2

TT

TTTE

(12.1.16)

где Т – температура К.

Изменение давления водяного пара с высотой в км можно

представить формулой Ганна [77]:

3,610)0()(

y

eye

.

Общий вид этой формулы записывается как:

0,10)( 0 yeye ry , (12.1.17)

434

где е0 – парциальное давление пара у поверхности Земли, ко-

торое может быть определено известными психометрически-

ми методами.

Здесь показатель r = 1/6,3 для высоты у в километрах и

r = 0,0001587 для высоты в метрах.

Из выражения (12.1.17) следует, что на высоте у = 6,3 км

упругость воздуха в 10 раз меньше, чем у поверхности Земли.

Будем считать, что изменения температуры воздуха с вы-

сотой представляются выражением (12.1.4):

Общий вид зависимости величины давления от высоты и

температуры воздуха записывается как [105]:

RT

gy

epTyp

0),( ,

где g – ускорение свободного падения.

Для конкретизации этого выражения введем параметр:

R

gs .

Тогда, используя формулу (12.1.4), имеем:

yT

syppTyp

0000 exp),,( , (12.1.18)

Здесь р0 – атмосферное давление в точке взлета БВ;

Т0 = 273,18 + 0 – температура на стартовой позиции БВ;

= 0,0067; s = 0,0370368.

С использованием выражений (12.1.13) и (12.1.14) форму-

ла плотности влажного воздуха (12.1.12) примет следующий

вид:

),(

)(378,01

),(),(в

Typ

yeRT

TypTy .

Проводя преобразование этого выражения, имеем:

435

)(378,0),(

),(),(

2

вyeTypRT

TypTy

.

Применяя соотношения (12.1.4) и (12.1.18), получаем рас-

четную формулу для плотности влажного воздуха:

yyT

sy

yT

sy

eepyTR

ep

yepT

000159,0000

2

0

000в

10378,0)(

),,,(

0

0

, (12.1.19)

которая зависит от параметров р0, Т0 и е0, измеренных на

стартовой позиции БВ.

Зависимость относительной влажности воздуха (12.1.15)

от этих параметров определяется как:

%100),(

),(),,( 0

00 yTE

eyeeTyf , (12.1.20)

где в числителе используется формула (12.1.17), в знаменате-

ле – (12.1.16) и (12.1.4).

Из этой формулы следует, что при у = 0 имеем:

)()0,(

),0(),,0(

0

0

0

0000

TE

e

TE

eeeTff . (12.1.21)

Откуда получаем зависимость вида:

)( 000 TEfe .

Подставляя ее в формулу (12.1.19), можно сформировать

для плотности влажного воздуха в общем виде следующий

закон ее изменения с высотой:

в = в(у,р0,0,f0). (12.1.22)

Конкретизация этой зависимости осуществляется с ис-

пользованием приведенных выше формул.

436

Отметим, что выражения (12.1.10), (12.1.11), (12.1.22)

применяются для расчетов по динамике полета и управлению

вертолетами с небольшим радиусом действия. При таких рас-

четах для БВ дальнего действия (ДД) необходимо учитывать

изменения значений метеопараметров на трассе их полетов.

Рассмотрим один из подходов к решению этой задачи.

Пусть в процессе планируемой операции БВ должен вы-

полнить полетное задание на интервале дальностей [0, L], км

от точки его старта. Будем считать, что в т контрольных точ-

ках этого интервала измерены значения температуры 0,С,

давления р0, мм.рт.ст. и относительной влажности f0,%.

С использованием координаты x [0, L] построим регрес-

сионные зависимости [10]:

n

i

ii

n

i

ii

n

i

ii xcxfxbxpxax

00

00

00 )(;)(;)( , (12.1.23)

аппроксимирующие изменение этих метеопараметров на

трассе движения БВ.

Коэффициенты этих полиномов ai, bi, ci, ),0( ni , п < m

определяются известным методом наименьших квадратов

[10]. Подставляя зависимости (12.1.23) в выражения (12.1.10),

(12.1.11) и в формулу [76]:

(y) = 0 – 6,5y,

где 0 – температура в С; у – высота в км,

получаем функции вида:

= (х,у); р = р(х,у); = (х,у), (12.1.24)

описывающих изменение плотности воздуха, атмосферного

давления и температуры без учета влажности воздуха при

значениях дальности x [0, L] и высоты y [0, hст], где hст –

статический потолок рассматриваемого БВ.

437

Пример 12.1.

Пусть некоторый БВ должен выполнять полетное задание

на интервале дальности [0; 358,7] км на высоте от 0 до 4 км.

Значения метеоданных в т = 5 контрольных точках (КТ) при-

ведены в Табл. 12.2.


№ КТ 1 2 3 4 5

х, км 0 112,6 141,1 218,2 358,7

, С –6 –6 –5 –4 –3

р0, мм.рт.ст. 765 762 757 759 762

f, % 86 85 85 83 89

Для этих данных зависимости (12.1.23) в виде полиномов

п = 3 порядка конкретизируются как: 3424

0 10151,31073,1013,0017,6)( xxxx ; (12.1.25)

37250 10278,110572,8056,0126,765)( xxxxp ;(12.1.26)

37240 10052,910693,3024,0978,85)( xxxxf ; (12.1.27)

Проведенные расчеты показали, что на интервале дально-

стей x [0; 358,7] максимальные значения относительных по-

грешностей аппроксимации для температуры составляют

6,17%, для давления – минус 0,31%, для влажности – 0,47%,

что является вполне приемлемым для проведения инженерно-

штурманских расчетов.

С использованием формул (12.1.25), (12.1.26) выражения

(12.1.24) конкретизируются как:

yeyx

xpyx 1286,0

0

0

5,6)(15,273

)(464,0),(

; (12.1.28)

yexpyxp 1286,00 )(),( ; (12.1.29)

yxyx 5,6)(),( 0 . (12.1.30)

438

Результаты расчетов плотности , кг/м3 по формуле

(12.1.28) приведены в Табл. 12.3.


х, км

у, км 0 112,6 141,1 218,2 358,7

0 1,331 1,317 1,314 1,309 1,309

1 1,199 1,187 1,184 1,179 1,179

2 1,082 1,070 1,068 1,064 1,063

3 0,976 0,966 0,964 0,960 0,959

4 0,881 0,872 0,870 0,866 0,866

Изменение давления р, мм.рт.ст. на трассе полета пред-

ставлено в Табл. 12.4.


х, км

у, км 0 112,6 141,1 218,2 358,7

0 765,126 760,118 759,326 758,371 762,058

1 672,795 668,392 667,695 666,855 670,097

2 591,606 587,734 587,121 586,383 589,234

3 520,214 516,809 516,271 515,622 518,128

4 457,438 454,444 453,970 453,399 455,603

Результаты расчета температуры по формулам (12.1.25) и

(12.1.30) представлены в Табл. 12.5.


х, км

у, км 0 112,6 141,1 218,2 358,7

0 –6,017 –5,750 –5,309 –3,917 –3,008

1 –12,517 –12,250 –11,809 –10,417 –9,508

2 –19,017 –18,750 –18,309 –16,917 –16,008

3 –25,517 –25,250 –24,809 –23,417 –22,508

4 –32,017 –31,750 –31,309 –29,917 –29,008

Аналогичным образом с использованием выражений

(12.1.22), (12.1.25)-(12.1.27) может быть построена зависи-

мость в(х,у) плотности влажного воздуха.

439

Параметры атмосферы существенно влияют на такую

важную проблему как обледенение беспилотной авиационной

техники, которое в основном происходит при полетах в куче-

вых и слоистых облаках [98]. Наибольшая вероятность обле-

денения достигается в условиях повышенной влажности воз-

духа на высотах до 3 км в диапазоне температур от 0С до

–20С и, в особенности, в интервале [–5; –10]C. Для борьбы с

этим явлением предлагается использовать обработку БВ про-

тивообледенительными жидкостями перед взлетом и исклю-

чить их подъем на высоту существующего облачного фронта.

12.2. Учет ветровых возмущений

при эксплуатации беспилотных вертолетов

Воздушная среда, в которой осуществляются полеты БВ,

практически всегда находится в непрерывном движении от-

носительно наземной (надводной) поверхности, вызываемом

неравномерным распределением температур, плотностей и дав-

лений воздуха в атмосфере Земли. Вследствие этого движение

воздуха в общем случае носит хаотический случайный харак-

тер. При этом основной причиной общей циркуляции земной

атмосферы являются перепады давления воздуха, вызывае-

мые циклонами и антициклонами в средних широтах.

Движение воздуха относительно неподвижной земной сис-

темы координат называют ветром, который характеризуется

определенными значениями скорости и направления [43].

В авиации в основном учитывается горизонтальная со-

ставляющая движения воздуха, включающая в себя продоль-

ный и боковой ветры При этом для скорости ветра, измеряе-

мой в метрах в секунду, используют международную шкалу

Бофорта, в которой указаны следующие виды ветров: «штиль»

(0-0,5) м/с; «тихий» (0,6-1,7) м/с; «легкий» (1,8-3,3) м/с; «сла-

440

бый» (3,4-5,2) м/с; «умеренный» (5,3-7,4) м/с; «свежий» (7,5-

9,8) м/с; «сильный» (9,9-12,4) м/с; «крепкий» (12,5-19,2) м/с;

«буря» (19,3-23,2) м/с и т.д.

Если скорость ветра достигает максимального значения в

течение достаточно длительного времени, то такие движения

воздуха называют потоками [108]. В ветре возникают поры-

вы, если изменения его скорости превышает 4-5 м/с. Порывы

ветра могут возникать постепенно до достижения им макси-

мального значения скорости или мгновенно (скачкообразно).

Существенную опасность при полетах вертолетов на ма-

лой высоте представляет сдвиг ветра, состоящий в резком из-

менении скорости и (или) направления ветра на небольших

расстояниях [43]. Следует отметить, что полного штиля в

земной атмосфере практически не наблюдается, и любой по-

лет БВ выполняется при тех или иных ветровых возмущениях

их траекторий.

Как показала практика, некоторые составляющие воздуш-

ных потоков имеют постоянную скорость. Такие потоки воз-

духа получили название струйных течений.

Струйные течения распространяются горизонтально зем-

ной поверхности и имеют четкий максимум скорости на оп-

ределенной высоте. При этом отмечается, что средние на-

правления таких течений в вертикальной плоскости практи-

чески совпадают в каждой точке с горизонтальным направле-

нием. Длина и ширина струйных течений составляет величи-

ны порядка нескольких сотен километров [107].

Существуют ветры, вызванные особенностями местности.

К таким видам ветра относятся горные, долинные и прибреж-

ные ветры.

441

В земной атмосфере присутствуют турбулентные тече-

ния, которые характеризуются наличием в определенной об-

ласти пространства случайных по величине и направлению

порывов ветра, протяженностью несколько километров и

меньше [107].

В работе [76] под турбулентной атмосферой понимается

состояние неспокойной атмосферы при наличии в ней верти-

кальных потоков воздуха. Турбулентность воздушных масс в

приземном слое в основном возникает в теплое время года

вследствие неравномерного нагрева земной поверхности

(пашни, леса, водоемы и т.п.) и трения воздушных масс о

подстилающую поверхность. Отмечается, что изменение тем-

пературы более, чем на 2,5С на дальности до 100 км может

вызвать турбулентность атмосферы.

На средних высотах турбулентность появляется на грани-

цах холодных и теплых фронтов воздуха, а также в кучевых и

мощнокучевых облаках.

Турбулентное движение ветра обычно сопровождается

кратковременным увеличением его скорости («порывы вет-

ра»). Такие порывы в приземном слое, которые могут дейст-

вовать в течение секунд и нескольких минут, обычно возни-

кают в местах перепада высот местности (границ леса, хол-

мов, плотной застройки и т.п.). Интенсивность порывов ветра

с увеличением высоты затихает. Порывы фиксируются по от-

ношению к средней скорости ветра в случае ее отличия на

3 м/с при боковом ветре и 5 м/с – при продольном ветре.

Отсюда следует, что стартовые позиции БВ следует выби-

рать на открытых участках местности, где движение воздуш-

ных потоков равномерно по скорости и направлению ветра.

442

В работе [98] отмечается, что малый вес БЛА не дает дос-

таточной устойчивости при сильных порывах ветра. Это еще

раз говорит о необходимости применения на практике БВ

среднего и тяжелого классов при решении военных и граж-

данских задач.

В работе [76] отмечается, что скорость восходящих пото-

ков в турбулентной атмосфере у поверхности Земли и на сред-

них высотах достигает 10-17 м/с, а в грозовом фронте – 25-47 м/с.

Скорости нисходящих потоков воздуха в такой атмосфере

обычно несколько меньше скоростей восходящих потоков.

Для точного учета влияния ветровых возмущений необхо-

димо при описании турбулентных течений иметь общие ха-

рактеристики скорости и направления ветра в любой момент

времени для каждой точки в районе взлета, полетов и посадки

БВ в интервале высот от нуля до его статического потолка.

Следует отметить, что в настоящее время полные харак-

теристики случайного поля скоростей ветра для любой точки

атмосферы Земли отсутствуют.

В работе [98] для вероятностного описания максимальных

значений скорости сильных ветров, как в приземленном слое,

так и в свободной атмосфере предлагается использовать рас-

пределения Вейбулла и Гумбеля. При этом в практических

расчетах пользуются понятием средней скорости ветра.

Современные БВ могут иметь эксплуатационные высоты

полета до 6-8 км. С точки зрения характера поля скоростей

ветра этот диапазон высот, как следует из Разд. 12.1, разбива-

ется на три участка:

1) приземный слой до высот 1-1,5 км,

2) средний слой с высотами до 6 км,

3) верхний слой от 6 км до 7-8 км.

443

На первом участке высот возникновение турбулентного

характера движения воздуха связано с его вязкостью и влия-

нием земной поверхности. На этом участке выделяются высо-

ты до 600 м., которые называются «пограничным слоем», где

наиболее сильное влияние оказывает характер подстилающей

поверхности. В пограничном слое, особенно в приземной его

части, присутствуют большие значения изменения вертикаль-

ной составляющей скорости ветра по высоте, а также измен-

чивость его направления.

На втором и третьем участках атмосферы значения верти-

кальной составляющей ветра обычно малы и его направление

более стабильное.

В пограничном слое скорость ветра возрастает с высотой

и остается постоянной за его пределами [98]. Для вычисления

средней скорости ветра до высот h = 300-500 м. предлагается

эмпирическая формула вида:

n

h

hwhw

00ср )( . (12.2.1)

Здесь w0 – скорость ветра на базовой высоте h0 (например,

h0 = 10 м.); n – показатель градиента изменения ветра по вы-

соте, который обычно имеет значения 0,2-0,5, но при высоких

температурах может достигать значений 0,7 и выше. Над по-

лями, в степи и надводной поверхностью показатель п = 0,16.

Пример 12.2.

В работе [98] для различных видов подстилающей по-

верхности приводятся следующие значения средней скорости

ветра w0 на высоте h0 = 10 м:

для открытой местности – 1 м/с.

для пригородной местности (мелколесье и малоэтаж-

ная застройка) – 5 м/с.

444

Результаты расчетов по формуле (12.2.1) для этих вариан-

тов при значениях показателя п = 0,2, п = 0,5 и п = 0,7 приве-

дены в Табл. 12.6.


Высота,

h, м

Открытая местность,

w0 = 1 м/с

Пригородная местность,

w0 = 5 м/с

п = 0,2 п = 0,5 п = 0,7 п = 0,2 п = 0,5 п = 0,7

10 1 1 1 5 5 5

50 1,380 2,236 3,085 6,899 11,180 15,426

100 1,585 3,162 5,012 7,924 15,811 25,059

150 1,719 3,873 6,657 8,594 19,365 33,284

200 1,821 4,472 8,142 9,103 22,361 40,709

250 1,904 5,000 9,518 9,518 25,000 47,591

300 1,974 5,477 10,814 9,872 27,386 54,070

350 2,036 5,916 12,046 10,181 29,580 60,231

400 2,091 6,325 13,226 10,456 31,623 66,132

450 2,141 6,708 14,363 10,706 33,541 71,816

500 2,187 7,071 15,462 10,934 35,355 77,312

550 2,229 7,416 16,529 11,144 37,081 82,646

600 2,268 7,746 17,567 11,340 38,730 87,837

Величина средней скорости ветра зависит от времени су-

ток и от времени года. Так при h > 50 м. ночью эта скорость

выше, чем в дневные часы. Установлено, что максимальное

значение такой скорости в Северо-западном регионе России

составляет величину порядка 8-10 м/с. [107]. В работе [98]

отмечается, что реальная скорость ветра в районе г. Выборга

более 10м/с наблюдалась в январе 2012 г. (29% случаев) и в

марте того же года (20% случаев). В течение июля 2012 г.

скорость ветра лежала в интервале [0; 7,4] м/с.

Наиболее часто в пограничном слое атмосферы возникают

турбулентные течения. Установлено, что в таких течениях

вихревые порывы ветра не имеют предпочтительного направ-

445

ления при размерах вихрей от нескольких сантиметров до не-

скольких сот метров [107].

Установлено [107], что толщина зон турбулентности ме-

нее 1000 м. встречается в северных широтах в 90% случаев, в

умеренных – в 85% случаев, в южных – в 70% случаев. Мак-

симальная толщина таких зон – не более 2000 м. Длина тур-

булентных течений в 20% случаев менее 20 км, а в 70% слу-

чаев – менее 100 км. В зонах турбулентности вертикальные и

горизонтальные порывы ветра длиной несколько километров

могут достигать значений (20-40) м/с.

В работе [13] приводятся следующие количественные ха-

рактеристики ветровых возмущений.

Горизонтальная составляющая ветра может достигать

средней скорости 12-18 м/с на умеренных высотах. На малых

высотах изменение горизонтальной составляющей скорости

ветра по высоте имеет значение порядка (0,2-0,3) м/с на метр.

Вертикальная составляющая скорости ветра при отдель-

ных порывах может достигать значений 18-20 м/с.

Среднее значения такой составляющей в турбулентных

потоках воздуха не превышает обычно 3-5 м/с при длине вол-

ны 100-500 м.

В качестве общей характеристики действующего ветра

будем рассматривать вектор его скорости 𝑊 = (wx,wy,wz).

Компоненты этого вектора описывают составляющие скоро-

сти ветра, действующие в направлении соответствующих

осей земной СК.

Непосредственное значение скорости действующего ветра

вычисляется при известных значениях его компонент по фор-

муле вида:

222zyx wwwW . (12.2.2)

446

Как было отмечено выше, для струйных течений воздуха

считается, что величина W является постоянной и равной

средней скорости действующего ветра.

В этом случае имеем, что:

wx = wx ср = const; wy = wy ср = const; wz = wz ср = const, (12.2.3)

Турбулентные течения воздуха предлагается описывать

вектором 𝑊 , который представляется как сумма двух векто-

ров [107]:

𝑊 = 𝑊 пост + 𝑊 пер, (12.2.4)

где 𝑊 пост – вектор постоянной составляющей средней скоро-

сти действующего ветра; 𝑊 пер – вектор переменной состав-

ляющей скорости этого ветра, который является векторной

случайной функцией времени и координат конкретной точки

воздушного пространства.

Компоненты вектора 𝑊 пост описываются выражениями

вида (12.2.3). Как отмечается в работе [107], модуль этого

вектора, то есть среднее значение постоянной составляющей

скорости турбулентного течения воздуха обычно имеет поря-

док нескольких метров в секунду.

В этой работе на основе полученных в эксперименталь-

ных полетах данных утверждается, что случайные значения

компонент вектора 𝑊 пер распределены по нормальному зако-

ну с практически нулевыми математическими ожиданиями и

среднеквадратическими отклонениями (СКО) wx 0, wy 0,

wz 0. При этом установлено, что wx ср wу ср и wx wz.

Среднеквадратические отклонения с уменьшением высоты

полета с 500 м. до 330 м. увеличиваются с 1,186 м/с. до 2,20

м/с. На трассе полета длиной 15 км величины этих отклоне-

ний изменяются не более чем на 25%. Для грозовых условий

погоды значения СКО равны (4,5-5,0) м/с.

447

На наш взгляд, наиболее точно учет ветровых возмуще-

ний проводится при использовании измеренных перед полета-

ми БВ компонент вектора скорости ветра 𝑊 , зависящих от

времени.

Для района старта (взлета) и посадки БВ метод расчета

этих компонент иллюстрирует Рис. 12.1.

Рис. 12.1.

На этом рисунке представлена плоскость Остxстzст старто-

вой СК (см. Разд. 13.1). Отметим, что ось Остхст направлена на

север. Угол , являющийся углом азимута ветра [13], опреде-

ляет направление действия горизонтальной составляющей

𝑊 𝑥𝑧 = (wx,wz) пространственного вектора 𝑊 скорости ветра.

Обозначим через Wxz(t) и (t) значения скорости этой со-

ставляющей и направления ее действия, измеренные в момент

времени t с помощью стандартной (анерорумбометры) или

специальной аппаратуры [106].

Тогда изменение во времени значений соответствующих

компонент вектора 𝑊 𝑥𝑧 в районе старта (взлета) и посадки БВ

вычисляются по формулам вида:

wx(t) = Wxz(t) cos (t); wz(t) = Wxz(t) sin (t).

Распределение значений wх(t) и wz(t) по высоте может

быть получено с использованием выражения (12.2.1). При

wz zст

𝑊 𝑥𝑧

xст

wz

Ост

448

этом вертикальная компонента wу(t) скорости ветра измеряет-

ся отдельно.

Кроме зависимости от времени компонент ветра в задачах

описания динамики полета БВ в возмущенной атмосфере ис-

пользуются также зависимости от текущих значений коорди-

нат вертолета вида:

wx(t) = wx(t,x,y,z); wy(t) = wy(t,x,y,z); wz(t) = wz(t,x,y,z). (12.2.26)

Рассмотрим пример построения зависимостей wx и wz от

координаты x [0,L].

Пример 12.3.

Пусть в контрольных точках (КТ) Примера 12.1 проведе-

ны измерения скорости W и угла действующего в них ветра

(Табл. 12.7).


№ КТ 1 2 3 4 5

х, км 0 112,2 141,1 218,2 358,7

W, м/с 4 4 3 5 2

, град. 0 0 0 –20 –45

wx, м/с 4,041 3,381 3,759 4,522 1,426

wz, м/с 0,003 0,118 –0,162 –1,587 –1,429

Аппроксимация этих значений кубическими полиномами

имеет следующий вид:

.10037,310017,2208,0134,0)(

;10205,610933,2031,0041,4)(

3623

3724

xxxx

xxxxW

В Табл. 12.7 представлены значения компонент wx(x) и

wz(x) в контрольных точках, вычисленные с помощью формул:

wx(х) = Wxz(х) cos (х); wz(х) = Wxz(х) sin (х).

Для определения зависимостей wx(t,x,y,z), wy(t,x,y,z),

wz(t,x,y,z) компонент вектора скорости ветра 𝑊 , действующе-

го в районах выполнения БВ полетных заданий, предлагаются

449

методы использования специальных метеорологических БВ

(МБВ), описанные в работе [13]. Измеренные с помощью

СНС такого БВ данные поступают по радиоканалам в АРМ

метеоролога БВЭ для формирования приведенных выше зави-

симостей.

Приведем некоторые результаты из области прикладной

климатологии, которые должны учитываться при выборе тра-

екторий движения БВ при их эксплуатации в неспокойной

атмосфере.

На берегах больших рек и небольших возвышенностях

скорость ветра повышается на 4-5 м/с по сравнению с его

скоростью в долине. Усиление ветра на 10-12 м/с наблюдает-

ся и в устьях горных рек, выходящих к морю.

В степных районах скорость ветра в низинах может быть

в 1,1-1,3 раза меньше, а на возвышенностях – до 1,4 раза

больше, чем на ровной местности.

В городах с высокой застройкой и в горах нарастание вет-

ра происходит медленнее, чем над равниной и водной по-

верхностью.

Рассмотрим оценки влияния ветровых возмущений атмо-

сферы на основные параметры полета БВ.

Как было отмечено выше, достаточно полный анализ

влияния ветровых возмущений на параметры и характеристи-

ки движения БЛА в современной литературе отсутствует за

исключением работ [13, 98].

Приведем количественные оценки воздействия ветра на

процессы движения БВ, основываясь на существующих под-

ходах к анализу влияния ветровых возмущений на параметры

и характеристики полета пилотируемых вертолетов [43].

450

Вектор 𝑉 п путевой скорости вертолета, то есть его скоро-

сти относительно земной поверхности, определяется как сум-

ма векторов вида:

𝑉 п = 𝑉 + 𝑊 , (12.2.7)

где 𝑉 – вектор скорости БВ относительно воздуха.

Если векторы 𝑉 и 𝑊 параллельны, то этот факт в зависи-

мости от направления вектора 𝑊 существенно влияет на ра-

диус действия БВ.

Рассмотрим случай, когда БВ имеет на борту запас топли-

ва на Т часов полета. Будем считать, что полет БВ осуществ-

ляется со скоростью V = const. Требуется определить возмож-

ный радиус R действия БВ при наличии «плоского» ветра со

скоростью W = const. Обозначим через t1 и t2 затраты времени

на прямой и обратный полеты БВ от его стартовой (посадоч-

ной) позиции. Эти величины должны удовлетворять равенст-

ву:

t1 + t2 = T.

Дальности прямого и обратного маршрутов БВ вычисля-

ются как:

L1 = (V + W)t1; L2 = (V – W)t2.

Из этих соотношений следует, что:

WV

Lt

WV

Lt

2

21

1 ; .

Используя обязательное требование, чтобы L1 = L2 = R, и

вышеприведенное равенство, имеем:

TWV

R

WV

R

.

Разрешая это уравнение относительно искомой величины

радиуса действия БВ при действии ветра со скоростью Wxz и с

запасом топлива на Т часов полета получаем выражение вида:

451

V

TWVWTR

2

)(),(

22 . (12.2.8)

Пусть вектор 𝑊 скорости ветра составляет с вектором 𝑉 п

путевой скорости БВ угол (Рис. 12.2,а), называемый углом

ветра [108].

Рис. 12.2

Для того чтобы БВ в условиях действия ветра имел задан-

ное направление полета, необходимо обеспечить его движе-

ние таким образом, чтобы вектор 𝑉 составлял с этим направ-

лением угол , называемый углом сноса.

Используя известную теорему синусов [27] для треуголь-

ника, представленного на Рис. 12.2,а можно записать соотно-

шение вида:

sinsinV

W. (12.2.9)

Отсюда получаем выражение:

cossin1sincos 2

2

2

п WV

WWVV . (12.2.10)

Из этих формул следует, что максимальное значение угла

сноса БВ получается при «поперечном» ветре, то есть при

2

. При этом значение путевой скорости вертолета не зави-

сит от направления ветра и определяется как 22

п WVV .

При полете беспилотного вертолета в неспокойной атмо-

сфере ветровые возмущения действуют на маховое движение

𝑉 𝑊

𝑉 п

а б

ЦМ БВ ЦМ БВ 𝑉

𝑉 п

wy α

452

лопастей его несущего винта (НВ) и тягу рулевого винта (РВ)

[43]. При значениях приращения перегрузки ny > 0,5-0,7 воз-

никает опасность нарастания амплитуды махового движения

лопастей НВ и их недопустимого сближения с хвостовой бал-

кой вертолета.

Наибольшие нагрузки при действии ветра возникают в

бустерной системе управления НВ вертолета. При ny < 0,2

усилия при перемещении кольца автомата перекоса в про-

дольном и поперечном направлениях возрастают на 20-25%

по сравнению с полетом в спокойной атмосфере, а при ny =

= 0,4-0,5 они возрастают почти в 2-3 раза [43]. Кроме этого,

ветровые возмущения вызывают непрерывную разбаланси-

ровку вертолета. Вертикальные порывы ветра приводят к зна-

копеременным изменениям высоты его полета, которые вы-

зывают периодическое падение и рост частоты вращения НВ.

При воздействии ветра слева тяга РВ уменьшается. При ветре

справа свыше 5 м/с тяга РВ резко падает [43].

Сформируем приближенную элементарную оценку мак-

симальной скорости W действующего ветра, при которой его

парирование может осуществляться подсистемой стабилиза-

ции параметров полета комплекса управления БВ.

Пусть вертолет осуществляет прямолинейный полет на

максимальную дальность L со скоростью V = const. Известно,

что имеющийся на борту БВ запас топлива и его часовой рас-

ход обеспечивают при этой скорости максимальное время по-

лета, равное T.

Будем считать, что автопилот комплекса управления БВ

осуществляет стабилизацию его движения по линии заданно-

го пути (ЛЗП) с максимальной величиной отклонения lmax.

453

Рассмотрим ситуацию с действующим на БВ ветром,

представленную на Рис. 12.2,а.

Умножим обе части равенства (12.2.9) на величину L:

sinsin WV

LL . (12.2.11)

Как было отмечено выше, максимальное значение вели-

чины достигается при угле 2

.

Подставляя это значение в выражение (12.2.11), имеем:

WV

LL sin . (12.2.12)

На Рис. 12.3 приведены ЛЗП при W = 0 и ее фактическое

положение при W = const 0, 2

. Здесь наряду с парамет-

рами, входящими в формулу (12.2.12), использованы следую-

щие обозначения: НМ – начало маршрута; КМ – конец мар-

шрута при W = 0; КМф – конец фактического маршрута БВ.

Рис. 12.3

Из треугольника, представленного на Рис. 12.3, видно, что

значение отклонения l маршрута БВ от ЛЗП под действием

ветра, достигаемое в ее конечной точке, будет равно:

l = L sin .

Выражение V

L представляет собой величину максималь-

ного времени Т полета БВ по ЛЗП.

НМ

КМ

КМф

𝑉

L

(ЛЗП)

𝑉 п

𝑊

l

454

С учетом этого выражение (12.2.12) представляется как:

l = T W. (12.2.13)

Потребуем, чтобы в течение времени Т выполнялось ус-

ловие вида:

l lmax.

Подставляя в это неравенство правую часть выражения

(12.2.13), получаем следующее ограничение на скорость W

ветра:

T

lW max

, (12.2.14)

при котором автопилот БВ может парировать действующие

ветровые возмущения.

Данная оценка может быть использована при выполнении

вертолетом некоторого маневра на интервале времени [t0,tk]. В

этом случае ограничение (12.2.14) примет вид:

0

max

tt

lW

k

. (12.2.15)

Пример 12.4.

Пусть рассматриваемый БВ имеет следующие значения

введенных выше параметров:

Т = 40 мин = 2400 с; lmax = 50 м.

Тогда применение выражения (12.2.14) дает следующий

результат:

𝑊 ≤50

2400= 0,021 м/с.

Отсюда можно сделать вывод о том, что полет БВ между

заданными точками НМ и КМ (см. Рис. 12.3) должен проис-

ходить практически при полном отсутствии ветра.

455

Для некоторого маневра БВ, выполняемого на интервале

[t0,tk] = [10; 20] с, получаем из выражения (12.2.15) следующее

ограничение на скорость действующего ветра:

51020

50

W м/с.

Последнее означает, что при наличии ветра, скорость ко-

торого не превышает 5 м/с, автопилот БВ может парировать в

процессе выполнения маневра действующие ветровые воз-

мущения.

Заметим, что в приведенных выше подходах к учету вет-

ровых возмущений рассматривается только их статическое

влияние ветра на параметры полета БВ.

Для анализа влияния таких возмущений на динамику поле-

та БВ можно после соответствующей современной доработки

использовать подходы, изложенные в работе [107].

В работе [98] приведен график зависимости вероятности

Рлп летного происшествия с БПЛА вертолетного типа от ско-

рости W действующего на него ветра.

Для его применения в практических расчетах необходимо

аппроксимировать эту зависимость функцией вида:

Рлп = Рлп(W). (12.2.16)

При планировании применения БВ в правую часть этой

формулы подставляется фактическое (измеренное) значение

скорости ветра, действующего на трассе полета, и вычисляет-

ся степень риска невыполнения вертолетом поставленной за-

дачи. Используя подход из работы [109], можно из следую-

щих выражений:

)(1

)()(;

)(1

1)(

лп

лп

лп WP

WPW

WPWM

(12.2.17)

456

определить среднее число и СКО количества БВ последова-

тельно направляемых в полет до полного выполнения задачи.

Оценку максимального наряда БВ, выделяемого для вы-

полнения задачи можно вычислить по правилу «3» [109] как:

)](3)([)( WWMWN , (12.2.18)

где [()] – операция округления числа () до ближайшего

большего целого значения.

Пример 12.5.

Аппроксимируем зависимость (12.2.16) для значений ско-

рости ветра W, лежащих в интервале [0, 30] м/с [98] полино-

мом вида:

.10579,910805,5

10511,9049,0)(

4634

23лп

WW

WWWP

(12.2.19)

При этом максимальное значение относительной погреш-

ности аппроксимации составляет величину 2% при W = 25 м/с.

Результаты вычислений по формулам (12.2.17)-(12.2.19)



W, м/с Рлп 1 – Рлп М, ед. , ед. т + 3 N

0 0 1 1 0 1 1

5 0,074442 0,925558 1,080 0,295 1,965 2

10 0,024851 0,975149 1,025 0,162 1,510 2

15 0,071044 0,928956 1,076 0,287 1,937 2

20 0,289156 0,710844 1,407 0,756 3,676 4

25 0,611643 0,388357 2,575 2,014 8,616 9

30 0,827277 0,172723 5,790 5,266 21,587 22

Из этой таблицы следует, что требуемое число N вертоле-

тов, необходимых для безусловного выполнения поставлен-

ной задачи резко возрастает при скорости ветра, превышаю-

щем значение 15 м/с. Это подтверждает выводы работы [98] о

том, что максимальная скорость продольного ветра при экс-

457

плуатации БВ не должна быть больше 15 м/с, а бокового – 5 м/с.

При эксплуатации БВ в горной местности в режиме висения

такие скорости не должны превышать величины 3 м/с.

В заключение данного раздела отметим, что для полного

учета ветровых возмущений при эксплуатации БВ необходи-

мо использовать результаты таких научных дисциплин как

прикладная климатология, метеорология, теория вероятно-

стей и математическая статистика.

12.3. Аэродинамика винтовой системы


Главным элементом этой системы является несущий винт

(НВ) вертолета, обеспечивающий его движение в пространстве.

Этот винт характеризуется основными параметрами, при-

веденными в Разд. 11.4.

При аэродинамических расчетах НВ в качестве дополни-

тельных параметров учитываются: л – угол конусности диска

лопастей НВ; 𝑐 нв – относительная толщина профиля лопастей

НВ; нв – угол установки лопастей винта; ст нв – коэффициент

тяги; – характеристика работы винта; vi – средняя индуктив-

ная скорость НВ; сх нв – коэффициент лобового сопротивления

диска НВ; Тнв – тяга винта; Ннв – продольная сила НВ; Sнв – бо-

ковая сила винта; Мкр – крутящий момент НВ; ткр нв – коэффи-

циент крутящего момента винта.

В НВ применяются несимметричные аэродинамические

профили лопастей, которые описываются относительными зна-

чениями толщины 𝑐 = 𝑐/𝑏 и кривизны 𝑓 = 𝑓/𝑏 (Рис. 12.4,а).

458

Большинство профилей НВ имеют значения 𝑐 > 12% и

𝑓 > 2 − 3%. Установочный угол элемента лопасти НВ, ко-

торый называют его шагом, представлен на Рис. 12.4,б, где

– угол атаки его сечения, V – скорость набегающего потока

воздуха.

Аэродинамические профили НВ должны удовлетворять

следующим основным требованиям [44]:

высокое аэродинамическое качество (су /сх) в боль-

шом диапазоне углов атаки;

минимальное перемещение центра давления по хорде

профиля при изменении угла атаки;

соответствующее расположение центра масс профиля

относительно его центра давления для повышения противо-

флаттерной устойчивости.

В этой работе приводятся примеры выбора различных ви-

дов существующих профилей типа NACA и ЦАГИ и отмеча-

ется, что ведущие разработчики вертолетов создают специ-

альные и модифицированные профили лопастей [62].

Значение коэффициента су подъемной силы профиля ло-

пасти в расчетном сечении при ее относительном радиусе

rотн = 0,7, необходимого для получения заданной силы тяги

НВ [44], вычисляется как:

c f

b

V

а б

Рис. 12.4

459

т

т3

kk

ccy

,

где – коэффициент заполнения НВ.

При этом коэффициент силы тяги НВ рассчитывается по

формуле:

2

нвнв

т)(

2

R

pc

,

где р – удельная нагрузка на ометаемую площадь НВ; –

плотность воздуха.

Параметр р вычисляется как:

2нв

0

R

gmp

.

Здесь т0 – значение фактической взлетной массы БВ, оп-

ределенное в Главе 11.

Коэффициент втулочных потерь силы тяги определяется

из выражения:

л

кт2ln1

z

ccB ,

в котором zл – количество лопастей НВ, а коэффициент кон-

цевых потерь ск этой силы при известном сужении его ло-

пастей вычисляется как:

25,075,0

5,1кc .

Суммарный коэффициент потерь силы тяги НВ равен:

)1( 3ком

2 rBk ,

где rком – относительный радиус комлевого сечения лопасти,

который обычно имеет значение 0,2.

Коэффициент влияния формы лопасти в плане на силу тя-

ги винта определяется как:

460

3,07,0

25,075,0k .

Значение коэффициента схр профильного сопротивления

определяется по поляре профиля сечения лопасти [104] в за-

висимости от значения су следующим образом:

20 yxpxp Accc .

Коэффициент схр возрастает при увеличении угла атаки и

скорости набегающего потока, которая оценивается числом

Маха М для относительного радиуса rотн лопасти согласно

выражению:

]1,[,)(

)( комотнотннвнв rr

ha

rRrM

,

где a(h) – скорость звука по СА на высоте h.

Например, согласно работе [44], для профиля NACA-23012

при изменении углов атаки в интервале [–2; 15] и числа

М [0,3; 0,9] величины су и схр изменяются соответственно в

интервалах [–0,055; 1,525] и [0,008; 0,304].

В этой работе утверждается, что для формирования такой

аэродинамической характеристики как поляра НВ:

),( ошкрт mfc ,

где ст – коэффициент его тяги; ткр – коэффициент крутящего

момента; ош – угол общего шага НВ, можно приближенно

использовать значения су и схр при r = 0,7.

Более точные значения этих коэффициентов получаются

при интегрировании зависимостей су(r) и схр(r) на интервале

[rком, 1], методика которого приведена в работе [44].

Оригинальный подход к определению аэродинамических

характеристик НВ предложен в статье [39].

461

Отметим, что при работе НВ используются 2 вида шага

винта. Циклический шаг винта устанавливается автоматом

перекоса автоматически при его вращении [13, 43 и др.]. Об-

щий шаг ош винта задается системой управления БВ. При

изменении угла лопасти по радиусу НВ имеем геометриче-

скую крутку его лопастей. Влияние этого вида крутки на углы

атаки и силу тяги НВ описано в книге [110]. Методика ее рас-

чета приведена в работе [44].

Величина коэффициента заполнения НВ нв должна лежать

в интервале от 0,04 до 0,07. При нв > 0,07 возрастает сила со-

противления вращению НВ и снижается его КПД [110].

Ограничение значений параметра нв определяется сле-

дующими причинами:

1) возникновение срыва сверхзвукового потока, обтекаю-

щего концевые сечения лопастей НВ,

2) рост значения центробежной силы и напряжений в си-

ловых элементах лопастей и втулки НВ.

Установлено, что последняя причина вызывает резкий

рост их массы при значениях (нвRнв) > 220 м/с.

Маховые движения упругих лопастей НВ в процессе его

вращения при наличии горизонтальных шарниров образуют

конус, представленный на Рис. 12.5.


КОВ – конструктивная ось вращения НВ; КПВ – конструк-

тивная плоскость вращения винта; ЭПВ – эффективная плос-

кость вращения НВ, которая является основанием конуса, об-

разованного взмахом лопастей на угол βЛ [13]; V – скорость

набегающего воздушного потока; αн – угол атаки НВ; Tнв и Tрв

– силы тяги НВ и РВ.

462

Рис. 12.5

Угол взмаха лопастей НВ предлагается приближенно опи-

сывать выражением вида [13]:

,sincos 110л baa

где ψ – угол азимутального положения лопасти (Рис. 12.6).

Рис. 12.6

В этом выражении: a0 – средний угол конусности НВ; a1 и

b1 – углы отклонения аэродинамической оси конуса (АОК)

НВ от его КОВ.

Эти углы возникают при обдуве НВ набегающим потоком

воздуха при горизонтальном полете БВ со скоростью V. Уста-

новлено, что при таком полете вертолета конус лопастей НВ

смещается назад и вправо [13].

0°

90°

180°

270°

ω

ψ

V

βЛ βЛ

НВ КОВ

Tнв

ЦМ

РВ

βЛ βЛ

КОВ Tнв

ЦМ

Tрв

αн Vsinαн

Vcosαн

V

ЭПВ ЭПВ

КПВ КПВ

463

На Рис. 12.7 показаны положительные значения введен-

ных выше углов смещения a1 и b1.

Рис. 12.7

Согласно Рис. 12.6 поворот ЭПВ происходит в связи с

тем, что при движении лопастей в интервале углов

[0,180] их скорость ω уменьшается за счет воздействия

набегающего со скоростью V потока воздуха. Поэтому они

создают меньшую подъемную силу, чем лопасти, движущие-

ся в интервале углов от 180 до 0. Эти лопасти за счет их

«раскрутки» потоком воздуха имеют большее значение ω и,

следовательно, бо льшую подъемную силу. Разность этих сил

обеспечивает поворот ЭПВ на угол b1. Аналогичным образом

объясняется появление угла a1.

Отметим, что углы a1 и b1 возникают естественным путем,

то есть без воздействий системы управления вертолетом. При

этом считается, что a1 > 0 – при отклонении конуса НВ назад

и b1 > 0 – вправо по полету.

Эти углы принимают небольшие значения порядка 4-6,

которые зависят от тяги Tнв, скорости полета V и угла αн атаки

НВ. Отметим, что за счет их малости отклонения конуса НВ

могут не учитываться в задачах динамики полета и про-

граммного управления БВ.

a1

ЭПВ

V КОВ АОК

Продольное направление

b1

ЭПВ

КОВ АОК

Поперечное направление

464

При горизонтальном полете БВ со скоростью V аэродина-

мическая сила Rа НВ создает в плоскости его вращения про-

дольную H и поперечную S аэродинамические силы, пред-


Рис. 12.8

Эти силы представляют собой проекции равнодействую-

щей аэродинамической силы Rа, образованной смещенной на

углы a1 и b1 силой Tн, на оси Oxн и Ozн полусвязанной СК с

началом в центре O втулки НВ.

Силы H и S вычисляются по приближенным формулам ви-

да [43]:

.5,0sin5,0;sin 1н1н1н1н bTbTSaTaTH

Значения этих сил зависят от величин ω, V, αн и угла θош

общего шага НВ. В связи с малостью этих углов и установки

вала НВ под определенными углами в задачах динамики по-

лета БВ будем считать, что Rа = Тнв.

Угол αн представляет собой угол между вектором скоро-

сти V набегающего потока воздуха и ЭПВ НВ.

При этом, αн > 0, если поток набегает на конус НВ (ЭПВ)

снизу. Такое значение αн принимает при снижении БВ. При

αн

V

xн

xСК

zн

yн

Tн

Rа

H S

O

ω

465

наборе высоты и горизонтальном полете значения αн < 0 (см.

Рис. 12.8).

Для описания режимов работы НВ используется коэффи-

циент режима вида:

нвнв

нcos

R

V

. (12.3.1)

При = 0, когда V = 0 или cos н = 0, имеем режим висе-

ния или вертикального подъема (спуска) БВ. Если > 0, реа-

лизуется режим косого обтекания НВ. Значение max у совре-

менных вертолетов равно 0,4 [110]. У большинства из них

угол |н| 10. Это означает, что cos н 1 и выражение

(12.3.1) можно представить как:

нвнв

нвR

V

. (12.3.2)

Будем считать, что сила Tнв тяги НВ направлена строго по

его КОВ (см. Рис. 12.5).

Значение этой силы вычисляется по общей формуле вида

[43, 111]:

.5,02

нвнвнвТнв RFcT (12.3.3)

Здесь cТ – коэффициент тяги, зависящий от соответст-

вующих параметров движения и управления НВ; ρ = ρ(h) –

плотность воздуха на высоте h (см. Разд. 12.1).

Разложение силы Тнв на подъемную Ту и движущую силы

Тх , действующие в процессе горизонтального полета БВ

представлено на Рис. 12.9.

Опустим здесь и ниже для наглядности индекс «НВ». Зна-

чения этих сил вычисляются по формулам:

sin;cos TTTT yx . (12.3.4)

466

Отметим, что с помощью коэффициента сТ тяги НВ учи-

тываются все остальные факторы, влияющие на значение Тнв,

не отраженные в явной форме в формуле (12.3.3). Значение

этого коэффициента в основном зависит от угла установки и

числа лопастей, их формы в плане и профиля, скорости поле-

та БВ и угла атаки НВ [111].

Для решения задач динамики полета и программного

управления БВ существенное значение имеет зависимость:

сТ = сТ(ош), (12.3.5)

которая наиболее достоверно определяется эксперименталь-

ным путем [111].

Пример такой зависимости представлен на Рис. 1.4 работы

[111].

Функция (12.3.5) является возрастающей функцией от

значений 0 до 0,06 при ош [0, кр], где кр = 23-25 – кри-

тическое значение угла, при котором сила Тнв начинает убы-

вать [111]. При этом имеем, что су > cт.

При создании тяги винт своим вращением отбрасывает

воздух с индуктивной скоростью, которая является различной

на разных участках ометаемой НВ площади. Средняя индук-

тивная скорость v1 в плоскости вращения НВ называется ско-

Т Ту

Тх

V ЦМ

Рис. 12.9

467

ростью подсасывания воздуха. Кроме этого вводится скорость

v2 отбрасывания воздуха. При этом известно, что:

v2 = 2v1. (12.3.6)

В работе [111] приводится формула тяги НВ, зависящая от

скорости вертолета V и скорости v1:

T = 2FнвVv1. (12.3.7)

На Рис. 12.10 приведен вид воздушных потоков от НВ для

различных режимов полета БВ.

Отмечается, что при висении вертолета в штиль (см. Рис.

12.10,а) выполняется условие V = v1. Тогда из формулы

(12.3.7) следует, что:

21нв2 vFT . (12.3.8)

v1

ЦМ

v2

Vy

ЦМ

v2

Vy

ЦМ

v2

v1

ЦМ

v2

V

Рис. 12.10

а б

в г

468

При вертикальном подъеме вертолета (Vy > 0) или его

спуске (Vy < 0), представленных на Рис. 12.10,б и 12.10,в, тяга

НВ определяется как:

11нв )(2 vVvFT y , (12.3.9)

где Vy – вертикальная скорость подъема/спуска вертолета.

При косом обтекании НВ в горизонтальном полете БВ,

представленном на Рис. 12.10,г, его тяга определяется выра-

жением (12.3.7).

«Физика» факторов, влияющих на тягу НВ, достаточно

подробно описана в работе [111]. В частности, в ней вводится

понятие эффективной площади 𝐹нвэф

ометаемой поверхности

НВ, которая вычисляется как:

нвэф

нв FF ,

где коэффициент для НВ современных вертолетов прини-

мает значения 0,9-0,93.

С учетом этого формулы (12.3.7) и (12.3.8) примут вид:

21нв1нв 2;2 vFTVvFT . (12.3.10)

В работе [43] приводится формула для расчета индуктив-

ной скорости при висении вертолета на высоте h:

нв

1)(2 Fh

mgv

, (12.3.11)

полученной из второго выражения (12.3.10) в предположении,

что T = mg = G.

В этой же работе вводится понятие КПД НВ при висении

вертолета:

pNGv /10 , (12.3.12)

где мощность Np, подводимая к винту от силовой установки

вертолета, определяется как:

469

Np NN e . (12.3.13)

Здесь Ne – эффективная мощность двигателя; N – коэффи-

циент ее потерь на трансмиссию, привод РВ, охлаждение и т.п.

Мощность Nр связана с крутящим моментом Мкр винта со-

отношением:

нвкр MN p . (12.3.14)

Отсюда имеем, что:

нв

е

нвкр

Np NN

M . (12.3.15)

С учетом выражений (12.3.11) и (12.3.13) формула

(12.3.12) примет следующий вид:

нвe

2/3

0)(2 FhN

G

N . (12.3.16)

Отмечается, что значение 0 для современных вертолетов

лежит в пределах 0,75-0,80.

Требуемая тяга НВ, необходимая для висения на высоте h,

с использованием формул (12.3.10)-(12.3.13) определяется как:

3/2

нв0e )(2 FhNT N . (12.3.17)

В работе [43] отмечается, что Т и Mкр зависят главным об-

разом от значения ош. При этом зависимость Т(ош) описыва-

ется с использованием выражений (12.3.3), (12.3.5), а для оп-

ределения крутящего момента предлагается формула вида:

нв2

нвнвнвкркр )(5,0 RRFmM , (12.3.18)

где ткр – коэффициент крутящего момента, связанный с ко-

эффициентом тяги сТ уравнением поляры НВ:

сТ = f(mкр,ош). (12.3.19)

При режиме вертикального подъема вертолета индуктив-

ная скорость потока воздуха через НВ вычисляется как [43]:

470

p

VVv yy

25,05,0 2

1 , (12.3.20)

где р = mg/Fнв – удельная нагрузка на винт.

Согласно работе [87] значение индуктивной скорости при

вертикальных режимах полета вертолета может быть опреде-

лено по формуле вида:

тнвнв1 5,0 cR .

Для режима косого обтекания НВ при полете вертолета с

достаточно высокой скоростью V индуктивная скорость вы-

числяется по приближенной формуле [43]:

Vpv 2/1 , (12.3.21)

В этой работе отмечается, что при увеличении скорости

полета V значение v1 резко убывает. Кроме этого, индуктив-

ный поток воздуха через НВ увеличивает его лобовое сопро-

тивление.

Конкретизируем аэродинамические моменты, возникаю-

щие при работе НВ вертолета [111].

При вращении винту приходится преодолевать силы ло-

бового сопротивления каждой лопасти, в результате образу-

ется момент сопротивления Мсопр = zлХлrx.

Крутящий момент Мкр при постоянных оборотах НВ равен

Мсопр.

Реактивный момент Мр приложен к фюзеляжу вертолета и

направлен против Мкр. Его значение уравновешивается РВ,

который создает момент, равный Мр = ТрвLнр. Чтобы сила Трв

компенсировала боковое смещение вертолета, ось НВ накло-

няют на некоторый угол в направлении, противоположном

действию этой силы.

Для решения задач динамики полета и формирования про-

граммного управления БВ предлагается использовать сле-

471

дующую формулу силы лобового сопротивления НВ при го-

ризонтальном полете вертолета со скоростью V:

принднв XXX , (12.3.22)

В этом выражении слагаемое Хинд определяет силу индук-

тивного сопротивления НВ, обусловленную его подъемной

силой, равной весу БВ [3, 110]. Компонента Хпр определяет

профильное сопротивление НВ, связанное с сопротивлением

трения и разностью давлений воздуха на передней и задней

частях его лопастей [3, 110]. Силу Хинд, которая является

функцией скорости V и высоты у полета БВ, предлагается вы-

числять по формуле [3]:

;2

)(2

нв

20

индVF

gmX

(12.3.23)

Величину силы профильного сопротивления НВ при раз-

личных значениях V и у будем определять по использованной

в работе [3] приближенной формуле вида:

3

нвнв

2

нвнв

нвср

фпр )(51

125,0R

R

V

V

FckX

xp. (12.3.24)

Здесь дополнительно к использованным выше приняты

следующие обозначения: kф – коэффициент влияния фюзеля-

жа; срxpc – среднее значение коэффициента аэродинамического

сопротивления лопасти НВ при r = 0,7.

По статистике эти значения можно принять равными:

kф = 0,97; срxpc = 0,01.

Важным элементом винтовой системы БВ является руле-

вой винт (РВ), который кроме компенсации (уравновешива-

ния) реактивного момента НВ используется для путевого

управления вертолетом.

472

Основные параметры и характеристики этого винта были

введены в Главе 11.

Дополнительными характеристиками РВ являются: сТ рв –

коэффициент тяги РВ; тк рв – коэффициент крутящего момен-

та винта; рв – угловая скорость вращения; рв – шаг РВ.

Как было отмечено выше, рулевые винты БВ имеют от 2

до 4 лопастей с симметричным профилем. Последнее объяс-

няется тем, что в процессе полета БВ сила тяги Трв может ме-

нять свое направление, т.е. работать как при положительных,

так и при отрицательных значениях угла рв [111].

Сила тяги РВ определяется по формуле вида:

рв2

рврврв Трв )(5,0 FRcT . (12.3.25)

Значение коэффициента тяги сТ рв зависит от тех же факто-

ров, как у НВ. Эту зависимость будем описывать функцией:

сТ рв = сТ рв(рв), (12.3.26)

которая формируется в процессе эксперимента с реальным РВ.

Пример такой зависимости приведен на Рис. 1.37 в работе [111].

Из представленного на этом рисунке графика следует, что

значение сТ рв с ростом угла рв монотонно возрастает до крити-

ческого значения рв порядка 25. После этого значения возни-

кают зоны срыва потоков на лопастях РВ, уменьшение его тя-

ги и резкое увеличение потребной мощности для вращения РВ.

Окружные скорости вращения НВ и РВ имеют примерно

одинаковые значения. При этом диаметр РВ в 4-7 раз меньше

диаметра НВ, а частота вращения РВ во столько же раз выше

частоты вращения НВ [43]. Удлинение лопастей РВ в 2-3 раза

больше, чем у НВ.

Основным расчетным режимом работы РВ является ре-

жим висения вертолета, когда этот винт полностью уравно-

473

вешивает реактивный момент НВ. Сила тяги РВ на этом ре-

жиме вычисляется как:

Трв = Мр/Lнр. (12.3.27)

Существенное влияние на работу РВ, особенно на низких

высотах, оказывает боковой ветер, действующий со скоро-

стью Wz (Рис. 12.11).

При ветре слева от оси хсв тяга РВ уменьшается. Ветер

справа при Wz = (5-10) м/с увеличивает значение Трв , но при

этом РВ может попасть в режим вихревого кольца [110].

Изменение значения силы тяги РВ в зависимости от на-

грузки от действующего ветра можно представить оценкой

вида:

рв2

рв 5,0 FWT z . (14.3.28)

Достаточно подробное описание аэродинамических ха-

рактеристик РВ и факторов, действующих на их значения,

приведено в работах [43, 111].

12.4. Общие аэродинамические характеристики


При полетах БВ возникающая полная аэродинамическая

сила Rв, как и для любого ЛА, раскладывается по осям его

скоростной СК на следующие проекции:

Хверт – сила лобового («вредного») сопротивления;

Yверт – подъемная сила;

Zверт – боковая сила БВ.

Трв

Rрв Lнр

нв Мр

xсв

Wz

Рис. 12.11

474

Полный аэродинамический момент Мв от действия силы

Rв также описывается такими проекциями в этой СК как: вертxM – момент крена; вертyM – момент рыскания;

вертzM – момент тангажа.

Отметим, что эти аэродинамические силы и моменты соз-

даются в различной мере всеми частями БВ, но практически

не являются их арифметической суммой вследствие взаимо-

влияния (интерференции) частей вертолета друг на друга.

При этом основной причиной интерференции является влия-

ние на них струи воздуха от НВ вертолета.

Точный расчет значений сил Xверт, Yверт, Zверт и моментов вертвертверт ,, zyx MMM для реального вертолета с учетом интер-

ференции является весьма сложным и трудоемким. Поэтому

на практике используют их представления в виде сумм, от-

брасывают некоторые слагаемые в силу малости их значений,

а интерференцию учитывают с помощью эмпирических ко-

эффициентов.

Отметим, что в данной работе не рассматриваются харак-

теристики моментов, действующих на БВ, которые в основ-

ном используются при решении задач обеспечения устойчи-

вости и управляемости вертолета.

Следуя приведенному выше допущению, представим аэ-

родинамические силы, используемые ниже при решении за-

дач динамики полета БВ и формировании законов программ-

ного управления вертолетами, выражениями вида:

;рввогокркорнвверт XXXXXXX (12.4.1)

;гокркорнвверт YYYYY (12.4.2)

.рввокркорнвверт ZZZZZZ (12.4.3)

475

В этих выражениях слагаемые описывают соответствую-

щие силы, формируемые НВ, корпусом, крылом, горизон-

тальным и вертикальным оперением и РВ вертолета.

Приведем расчетные соотношения для значащих слагае-

мых этих сумм.

Для НВ вертолета сила лобового сопротивления Хнв при

поступательном движении со скоростью V представляется

выражением (12.3.22), которое конкретизируется путем под-

становки в него сил индикаторного и профильного сопротив-

ления НВ, описываемых выражениями (12.3.23) и (12.3.24).

Величина Yнв , входящая в выражение (12.4.2), может быть

вычислена с использованием значений силы тяги Тнв и угла

с помощью второй из формул (12.3.4).

Боковая сила Zнв , представленная в соотношении (12.4.3),

может не учитываться вследствие ее малости и того, что для

улучшения условий работы НВ и уменьшения значения Хнв

ось его вала наклоняют на (4-5) вперед и на (2-3) вправо.

Сила аэродинамического сопротивления корпуса БВ, со-

стоящего из п элементов, которое в литературе описывается

как «вредное» сопротивление, вычисляется как:

нв

1

2нвкор

2нвкор 5,05,0 FScVFсVFX

n

kkxx k

, (12.4.4)

где корxс – коэффициент лобового сопротивления корпуса,

отнесенный к площади Fнв.

Отмечается [59], что значение этого коэффициента для

аэродинамически эффективных корпусов практически всех

одновинтовых вертолетов лежит в интервале [0,002; 0,008].

476

Величина kx Sck

определяется по результатам аэродина-

мических продувок модели корпуса БВ без НВ [59] или нахо-

дится методами вычислительной аэродинамики.

Отметим, что незначительными величинами сил Yкор и Zкор

можно пренебречь.

Крыло БВ применяется для, уменьшения потребной силы

тяги НВ и подвески различного оборудования (топливные ба-

ки, вооружение, контейнеры целевой нагрузки и т.п.).

Результирующая аэродинамическая сила крыла Rкр глав-

ным образом складывается из подъемной силы Yкр и силы ло-

бового сопротивления Хкр, которые вычисляются по извест-

ным формулам [104]:

кр2

кркркр2

кркр 5,0;5,0 SVcXSVcY xy . (12.4.5)

Отмечается, что в пределах существующих скоростей го-

ризонтального полета существующих вертолетов коэффици-

енты су кр и сх кр не зависят от значений их скоростей V, а бо-

ковая сила Zкр 0 [111].

В этой работе указывается, что максимальное значение

су кр для легкого вертолета достигает величины 1,1 при крити-

ческом значении угла атаки крыла αкркрит

∈ [18; 20] град, пре-

вышение которого приводит к уменьшению значений су кр и

резкому росту значений коэффициента сх кр. При этом от зна-

чения су кр = 0,1 для кр = 0 до значения су кр = 1,1 при кр = 18

зависимость су кр(кр) имеет линейный характер.

Заметим, что значение коэффициента сх кр может быть вы-

числено по известному уравнению поляры крыла [104]:

2кркр,0кр yxx Accc ,

где сх кр,0 – коэффициент лобового сопротивления крыла при

нулевом угле атаки; А – коэффициент «отвала» поляры.

477

Взаимосвязь углов кр и ф приведена на Рис. 12.12.

На этом рисунке кр обозначает угол установки крыла на

фюзеляже БВ. Это значение должно быть выбрано таким,

чтобы при всех режимах полета вертолета углы кр не пре-

вышали 20. Чтобы не оказывать отрицательного влияния на

его балансировку при изменении скорости V, крыло устанав-

ливается вблизи ЦМ под НВ. При этом центр давления крыла

должен лежать на оси вращения НВ [44]. Способы установки

крыльев и влияние различных способов на устойчивость и

управляемость вертолетов приведены в работе [111].

Горизонтальное оперение (ГО) предназначено для улуч-

шения продольной устойчивости БВ. Управляемый стабили-

затор ГО имеет переменный угол установки ст, который свя-

зан с углом ош несущего винта зависимостью:

ст = f(ош), (12.4.6)

формируемой по результатам летных испытаний БВ.

Аэродинамические силы ГО аналогичны соответствую-

щим силам крыла и определяются по формулам вида (12.4.5)

с заменой индекса «кр» на индекс «го», а также добавлением

в их правые части коэффициента kго, учитывающего тормо-

жение потока в его окрестности [111].

V

ЦМ

–ф +кр

кр

Рис. 12.12

478

За счет небольшого значения площади Sго силами Хго и Zго

в практических траекторным расчетах пренебрегают.

Влияние ГО на режимы полета вертолета описано в рабо-

те [111]. В частности отмечается, что на малых скоростях по-

лета и при висении вертолета в штиль аэродинамические си-

лы и моменты этого оперения возникают от действия индук-

тивной скорости v1 потока воздуха от НВ. При этом направ-

ленная вниз вертикальная сила, возникающая на ГО, опреде-

ляется как:

ст21вгов 5,0 SvcY y , (12.4.7)

где су в – коэффициент подъемной силы ГО.

При больших значениях су в возникает кабрирующий мо-

мент вертолета. Для уменьшения значения коэффициента су в

ГО следует выносить за пределы потока воздуха от НВ.

Вертикальное оперение (киль) используется для разгрузки

РВ на больших скоростях полета БВ и повышения его путе-

вой устойчивости. Киль имеет толстый несимметричный аэ-

родинамический профиль, трапециевидную форму в плане,

расположен под углом 30-60 к оси хвостовой балки и повер-

нут влево относительно вертикальной плоскости симметрии

корпуса вертолета на 5-7 [43]. За счет этого при горизон-

тальном полете БВ со скоростью V киль создает боковую аэ-

родинамическую силу [111]:

к2

вовокво 5,0 SVckZZ y , (12.4.8)

направленную в сторону действия силы тяги РВ.

В этой формуле через kво обозначен коэффициент, учиты-

вающий влияние угла ф на величину коэффициента подъем-

ной силы су во. Коэффициент kво изменяется в пределах от зна-

479

чений 1,0 до 0,8 при изменении угла атаки ф фюзеляжа от

–30 до +30 [111].

Таким образом, для решения задач моделирования полета

БВ и формирования программного управления движением

вертолета выражения (12.4.1)-(12.4.3) как функции скорости V

и высоты у полета БВ с отбрасыванием слагаемых с пренеб-

режимо малыми значениями сил конкретизируются как:

);,(),(),(),( кркорнвверт yVXyVXyVXyVX (12.4.9)

),(),();,(),( кверткрверт yVZyVZyVYyVY . (12.4.10)

Отметим, что зависимость этих сил от высоты полета БВ

отражается соответствующими зависимостями плотности

воздуха от значений у, рассмотренных в Разд. 12.1.

Для формирования программного управления режимами

вертикального взлета и посадки БВ необходимо описать дей-

ствующую в них силу 𝑋 верт лобового сопротивления вертоле-

та. Эту силу будем оценивать с помощью площади эквива-

лентной «вредной» пластинки:

гого

кркр

корпкорп

ккScScScSc xxxx , (12.4.11)

где Sкорп – площадь горизонтального сечения фюзеляжа и хво-

стовой балки БВ; Sкр – площадь крыла; Sго – площадь горизон-

тального оперения вертолета (Рис. 12.13).

Sго Sкорп Sкр

ЦМ

нв

Рис. 12.13

480

Значения коэффициентов лобового сопротивления при

вертикальной обдувке вертолета по статистике лежат в сле-

дующих пределах:

1,0-8,0;30,1-28,1;5,0-4,0 гокркорп xxx ccc .

С учетом (12.4.11) сила сопротивления при вертикальном

взлете/посадке БВ вычисляется как:

нвк2

нвверт /)(5,0к

FScVFyX x , (12.4.12)

где V – скорость вертикального подъема/спуска вертолета.

Сформулируем следующие основные направления улуч-

шения общих аэродинамических характеристик БВ:

1. Применение эллипсоидного типового корпуса вертолета.

2. Бесшарнирное крепление лопастей НВ за счет исполь-

зования торсионов из композитных материалов.

3. Размещение втулки НВ в специальном обтекателе.

4. Применение современных РВ Х-образного типа или ти-

па «фенестрон».

В заключение главы отметим, что практическая аэроди-

намика беспилотной вертолетной техники требует совмест-

ных детальных исследований и разработок ее проектировщи-

ков и специалистов-аэродинамиков.

481

Глава 13. ПРИКЛАДНЫЕ МОДЕЛИ ДИНАМИКИ

ПОЛЕТА БЕСПИЛОТНЫХ ВЕРТОЛЕТОВ

Определение и содержание динамики полета вертолетов

как самостоятельного направления аэромеханики приведено в

работе [43].

Под динамикой полета БВ будем понимать совокупность

математических методов описания управляемого движения

вертолетов в воздухе, а также изменения во времени и в про-

странстве параметров и характеристик полетов БВ при вы-

полнении ими различных маневров.

В настоящее время вопросы динамики полетов пилоти-

руемых вертолетов в основном излагаются как дополнение к

их аэродинамике [59, 110, 111 и др.]. Исключением являются

работы [43, 108], где эти вопросы представлены отдельно, но

в весьма краткой форме. В большинстве современных работ

рассматриваются задачи движения вертолетов по простейшим

(линейным) траекториям с постоянной скоростью. На наш

взгляд это происходит потому, что другие виды траекторий

осуществляются летчиком при ручном управлении вертолетом.

При этом следует отметить чрезмерное увлечение расче-

тами потребных мощностей [108] вертолета для различных

режимов полета, хотя в классической динамике полета такие

расчеты не производятся [114 и др.].

В данной главе математические модели динамики полета

БВ рассматриваются применительно к программному управ-

лению их движением. Отметим, что применение такого

управления БВ позволяет использовать нелинейные траекто-

рии их полетов с переменной скоростью. Такой подход, на

наш взгляд, позволит сократить затраты времени на выполне-

ние полетных заданий и повысить маневренность БВ, но по-

482

требует учета более нагруженных режимов полетов при кон-

струировании и расчетах прочности вертолетов.

В современной динамике полета беспилотной вертолет-

ной техники комплекс применяемых математических выра-

жений (уравнений) будем называть математическими моде-

лями движения вертолета на различных этапах (режимах)

его полета.

Одним из главных требований к таким прикладным моде-

лям, кроме их адекватности и достаточной для практического

применения точности, будем считать простоту и понятность

моделей практическим специалистам по управлению БВ. Вы-

полнение этого требования обуславливается необходимостью

их активного участия в выработке на основе этих моделей

требуемых для решения целевых задач законов программного

управления БВ.

Кроме этого, как показала практика, простота применяе-

мых моделей движения БЛА подразумевает, относительно

небольшую трудоемкость используемых при формировании

таких законов математических методов и алгоритмов [17].

Последнее влечет за собой простоту их программной реали-

зации в среде автоматизированных рабочих мест (АРМ)

МНПУ БВ. Для этих целей предлагается использовать упро-

щенные уравнения управляемого полета БВ, описывающие

движение в пространстве только их центра масс (ЦМ).

13.1. Эксплуатационные системы координат

беспилотных вертолетов

Существенное значение для практического решения задач

динамики полета и программного управления БВ имеют при-

меняемые в них системы координат, в которых описываются

требуемые траектории их движения. Используемые в сущест-

483

вующих работах [43, 87, 111 и др.] связанная, полусвязанная,

скоростная и другие виды систем координат не применяются

при непосредственном планировании полетов вертолетов.

При практическом решении задач динамики полета и про-

граммного управления современными БВ предлагается ис-

пользовать следующие эксплуатационные земные системы

координат (СК), представленные на Рис. 13.1:

базовая СК с началом в точке расположения мо-

бильного наземного пункта управления (МНПУ) БВ;

стартовая СК с началом в точке взлета БВ;

маневренная СК, заданная в определенной области

выполнения полетного задания рассматриваемого вертолета.

Отметим, что стартовая СК применяется при описании

траекторий движения БВ при выполнении полетных заданий

на относительно небольших удалениях от их стартовых пози-

ций.

Маневренная СК используется для удаленных расстояний

от точек старта БВ и для более удобного описания их нели-

нейных траекторий.

МНПУ

у

z

x Ост

0стy

yст

zст xст

yМ

хМ

zМ

ст

М М

0My

Рис. 13.1

484

Положение стартовой СК относительно базовой земной

системы МНПУxyz определяется углом поворота ст, опреде-

ляющим направление полета при взлете БВ со стартовой

площадки (аэродрома). В этом случае ось Остхст направлена

под углом ст к оси МНПУх. На тот же угол повернута и ось

Остzст относительно оси МНПУz. Оси МНПУу и Остуст совпа-

дают. При этом точка Ост может находиться на высоте 0стy от-

носительно высоты размещения МНПУ БВ.

Положение маневренной СК с началом в заданной точке

М, выбирается специалистом по управлению БВ с точки зре-

ния удобства и простоты программирования траектории вер-

толета на рассматриваемом этапе (режиме) его полета. Ось

МхМ этой системы повернута на угол М относительно оси

МНПУх, а направления осей МуМ и МНПУу совпадают.

При переходе от одной СК к другой СК будем использовать

известные методы преобразования декартовых координат [27].

Если обозначить через (0ст

0ст

0ст ,, zyx ) координаты точки Ост

в базовой СК МНПУxyz, то формулы пересчета значений ко-

ординат БВ в некоторый момент времени, полученных в стар-

товой СК, в базовую СК имеют вид:

,cos)(sin)()(

);()(

;sin)(cos)()(

стстстст0ст

ст0ст

стстстст0ст

tztxztz

tyyty

tztxxtx

(13.1.1)

где xст(t), yст(t), zст(t) – координаты вертолета в момент времени

t [t0, t1].

Аналогичные формулы перевода координат БВ xм(t), yм(t),

zм(t) из маневренной СК с началом в некоторой точке М с ко-

ординатами ),,( 0м

0м

0м zyx в базовую СК записываются как:

485

.cos)(sin)()(

);()(

;sin)(cos)()(

мммм0м

м0м

мммм0м

tztxztz

tyyty

tztxxtx

(13.1.2)

Перевод координат вертолета из базовой СК в некоторую

маневренную СК производится по формулам вида:

,cos))((sin))(()(

;)()(

;sin))((cos))(()(

м0мм

0мм

0мм

м0мм

0мм

ztzxtxtz

ytyty

ztzxtxtx

(13.1.3)

где ),,( 0м

0м

0м zyx – координаты СК Mxyz в базовой СК; x(t), y(t),

z(t) – координаты БВ в базовой СК в момент времени t.

При переводе значений координат из стартовой СК в пер-

вую из применяемых при описании траекторий полетов БВ

маневренных СК предлагается выполнить перевод из старто-

вой СК в базовую СК с использованием выражений (13.1.1) и

из базовой в маневренную СК – с привлечением формул

(13.1.3). Примеры перевода координат БВ в предлагаемых СК

приведены работе [17].

Для ориентации базовой СК будем использовать направ-

ления местной геодезической СК [13, 112]. В этом случае ось

МНПУх имеет направление на север, ось МНПУz – на восток,

а ось МНПУу – по местной вертикали вверх.

Координаты начальных точек стартовой и применяемых

маневренных СК определяются с использованием топографи-

ческих карт региона полетов БВ по существующим геодези-

ческим методикам [112].

Аналогичным образом задается местоположение базовой

СК, которое необходимо для организации взаимодействия с

командованием беспилотной вертолетной эскадрильи (см.

Разд. 10.2).

486

В связи с тем, что в составе современной навигационной

аппаратуры БВ широко применяются приемники спутниковых

навигационных систем ГЛОНАСС/GPS, для определения на-

чальных координат базовой СК предлагается использовать со-

временную геодезическую систему координат СК-95 с на-

чальной точкой в Пулковской астрономической обсерватории

(Ленинградская обл.) [13]. Эти координаты оперативно опре-

деляются с помощью наземных приемников систем ГЛО-

НАСС/GPS, входящих в состав аппаратуры топопривязки

МНПУ БВ.

13.2. Общая математическая модель

пространственного движения беспилотного вертолета

Математические модели движения одновинтового верто-

лета были предложены в значительном числе работ, пред-

ставленных в библиографии монографии [13]. В них режимы

полета вертолета как движения твердого тела описывались

достаточно громоздкими нелинейными системами дифферен-

циальных и трансцендентных уравнений, которые за счет

большого объема исходных данных достаточно сложно реа-

лизуются на практике.

В качестве современных примеров таких моделей можно

привести нелинейные модели полета вертолета, приведенные

в работах [113, 117].

Для решения задач расчета летных характеристик верто-

летов рассматривались простейшие модели установившегося

движения в режимах горизонтального полета в вертикальной

плоскости и вертикального подъема/снижения [43, 108, 110,

111].

487

Следует отметить работу [111], в которой была приведена

общая модель неустановившегося движения центра масс од-

новинтового вертолета в вертикальной плоскости.

Практической задачей динамики полета БВ является раз-

работка достаточно простой и пригодной для эффективного

программирования траекторий общей математической модели

движения одновинтовых БВ на различных режимах их полетов.

В связи с тем, что предлагаемые в главе модели в основ-

ном используются для решения задач формирования про-

граммного управления, будем описывать различные режимы

полета БВ как движения его центра масс (ЦМ). При этом бу-

дем считать решенными задачи по обеспечению устойчивости

и управляемости БВ, то есть вертолет считается сбалансиро-

ванным [43, 110, 111].

Следуя работе [17], движение ЦМ будем называть опор-

ным движением БВ. Кроме этого имеется движение вертолета

вокруг его ЦМ, которое вызывается взаимовлиянием его ор-

ганов управления, а также внутренними и внешними возму-

щениями. Недопущение его значительных отклонений от

опорного движения должно обеспечиваться работой подсис-

темы стабилизации (автопилотом) комплекса управления по-

летом и оборудованием БВ (см. Разд. 4.4) или корректирую-

щими радиокомандами оператора управления МНПУ БВ.

На Рис. 13.2,а представлены траектории движения ЦМ

(опорное движение) вертолета в вертикальной плоскости не-

которой системы координат и движения БВ вокруг этого цен-

тра (возмущенное движение). На Рис. 13.2,б приведена схема

работы автопилота БВ, где и(t) – вектор программного управ-

ления БВ, Ф(t) – вектор фазовых координат вертолета, и(t) –

корректирующие управляющие воздействия.

488

Координаты V(t), (t), (t), x(t), y(t), z(t) вектора фазовых

координат Ф(t) БВ в выбранной маневренной системе коор-

динат Mxyz приведены на Рис. 13.3.

На этом рисунке представлены: V(t) – скорость БВ; (t) –

угол наклона его траектории; (t) – угол поворота траектории

(курса) БВ; x(t), y(t), z(t) – координаты центра масс (ЦМ) вер-

толета в момент времени t.

На Рис. 13.4 в связанной земной и скоростной системах

координат приведены силы, действующие на БВ в полете без

y

y(t)

М

ЦМ БВ

V(t)

(t)

x(t)

(t) x

z(t)

z

Рис. 13.3

V

y

М x

Опорная траектория

Возмущенная


ЦМ БВ

БВ

Подсистема

стабилизации

(автопилот)

БВ

u(t) Ф(t)

u(t)

а б

Рис. 13.2

489

крена со скоростью V при угле наклона его траектории и

курсовом угле .


G = mg – сила веса БВ (Н); Тнв – сила тяги несущего винта

уg

хg

уск

хск

Хкр

РВ

G

G sin

G cos

ЦМ

𝑇нв𝑦

𝑇нв

𝑇нв𝑥

V

НВ

V Mр

ЦМ

НВ

РВ

Трв

Lрв

> 0 хg

zg

хск

Рис. 13.4

zск

рв

Rрв

а

Rнв

нв

б

Yкр

хверт

Zк

490

(НВ) вертолета (Н); Хверт – сила лобового сопротивления БВ

(Н); Хкр, Yкр – силы лобового сопротивления и подъемная сила

крыла (Н); Трв – сила тяги рулевого винта (РВ) вертолета (Н);

Lрв – расстояние между ЦМ БВ и осью его РВ (м); Zк – боко-

вая сила вертикального оперения (киля) вертолета (Н); нв,

рв – угловые скорости вращения НВ и РВ (с–1); 2Rнв, 2Rрв –

диаметры НВ и РВ (м); Мр – реактивный момент НВ (Нм).

Отметим, что на Рис. 13.4 не показан конус лопастей и бо-

ковая составляющая силы тяги НВ.

Для описания пространственного движения БВ и при

формировании программного управления вертолетом предла-

гается использовать модели движения центра масс (ЦМ) БВ,

которые в общем случае представляются дифференциальны-

ми уравнениями вида [17]:

);,,,,(

);,,,,(

];,[);,,,,(

3

2

к01

uyVf

uyVf

tttuyVfV

(13.2.1)

].,[),,,(

);,,(

);,,(

к06

5

4

tttVfz

Vfy

Vfx

(13.2.2)

Здесь V = V(t) – скорость БВ в момент времени t [t0,tк];

= (t) и = (t) – углы наклона и поворота траектории вер-

толета в этот момент времени; x = x(t), y = y(t), z = z(t) – коор-

динаты БВ в соответствующей земной системе координат.

Уравнения (13.2.1) называются динамическими уравнениями

движения, а выражения (13.2.2) – кинематическими уравне-

ниями [13].

Начальные условия для системы дифференциальных

уравнений (13.2.1), (13.2.2) имеют вид:

491

V(t0) = V0; (t0) = 0; (t0) = 0; (13.2.3)

x(t0) = x0; y(t0) = y0; z(t0) = z0. (13.2.4)

Заметим, что правые части динамических уравнений

(13.2.1) движения БВ конкретизируются применительно к

различным этапам (режимам) их движения.

Приведем расчетные формулы для определения сил и мо-

ментов, представленных на Рис. 13.4.

С точки зрения теории полета вертолета, составляющие

силы Тнв при движении БВ выполняют роли его движущей си-

лы )( нвxT и подъемной силы )( нв

yT , а момент силы Трв осущест-

вляет поворот его вектора скорости V на требуемый курсовой

угол путем увеличения или уменьшения значения Мр.

При известных значениях силы Тнв тяги НВ и угла про-

дольного отклонения плоскости вращения НВ имеем:

sin;cos нвнвнвнв TTTT yx . (13.2.5)

Аэродинамические силы, действующие на БВ, включаю-

щие в себя силы Хверт, Хкр, Yкр и Zк, описаны в Разд. 12.4.

Реактивный момент НВ определяется как:

нв

нвер

)(75)(

gyNyM , (13.2.6)

где Nе(у) – мощность поршневого двигателя (ПД) на высоте

у (л.с.), нв – коэффициент полезного действия (к.п.д.) НВ.

Для ПД БВ будем использовать следующую эмпириче-

скую формулу изменения его мощности с высотой [17]:

)(

)(11,0)(0248,0)0()( ее

yT

yTypNyN , (13.2.7)

где Nе(0) – эффективная мощность ПД на уровне Земли (л.с.);

р(у), Т(у) – давление в мм.рт.ст. и температура атмосферы по

шкале Кельвина на высоте у (км).

492

Для конкретизации этого выражения применяются соот-

ветствующие зависимости р(у) и Т(у) из Разд. 12.1.

Для описания изменения скорости и углов наклона и по-

ворота траектории БВ при его поступательном движении бу-

дем использовать дифференциальные уравнения вида:

zyx FmVFmVFVm cos;; , (13.2.8)

описывающей движения БЛА как материальной точки массой

т [13, 17]. В этих уравнениях через Fx, Fy, Fz обозначены си-

лы, действующие в направлении соответствующих осей ско-

ростной системы координат, приведенной на Рис. 13.4.

Из Рис. 13.4,а следует, что:

.sin

;cos

крнв

вертнв

GYTF

GXTF

yy

xx

(13.2.9)

Для определения сил, входящих в правую часть третьего

уравнения системы (13.2.8), рассмотрим Рис. 13.4,б.

Будем считать, что сила Zк приведена к оси втулки РВ и

расстояние Lрв вычисляется по формуле:

Lрв = Lнр х0. (13.2.10)

Здесь Lнр – расстояние между осями вращения НВ и РВ;

х0 – координата ЦМ вертолета, полученная при расчете его

центровки (см. Разд. 11.7).

Реактивный момент Мр несущего винта БВ будет воздей-

ствовать на ось втулки его РВ с силой, равной:

Fр = Мр/Lрв.

Этой силе противодействуют сила Трв тяги РВ и боковая

сила Zк киля БВ. Следовательно, правая часть третьего урав-

нения системы (13.2.8) конкретизируется как:

рвркрв / LMZTFz . (13.2.11)

493

Подставляя в уравнения (13.2.8) правые части выражений

(13.2.5), (13.2.9) и (13.2.11) получаем следующую систему ди-

намических уравнений движения БВ:

,)(

),(cos

;cos),(sin

;sin),(cos

рв

ркрв

крнв

вертнв

L

yMVyZTmV

mgVyYTmV

mgVyXTVm

где зависимости аэродинамических сил Хверт(V,y), Yкр(V,y),

Zк(V,y) и реактивного момента Мр(y) от скорости V и от теку-

щей высоты полета у определяются выражениями (12.4.9),

(12.3.22)-(12.3.24), (12.4.4), (12.4.5), (12.4.8) и соответствую-

щими функциями = (у), р = р(у), Т = Т(у), приведенными в

Разд. 12.1.

Заметим, что при полетах БВ на значительные дальности

при конкретизации выражений для Хверт, Yкр, Zк и Мр исполь-

зуются зависимости = (х,у), р = р(х,у), = (х,у), описывае-

мые соотношениями (12.1.28)-(12.1.30).

Переписывая представленные выше выражения в форме

нормальной системы дифференциальных уравнений [27], по-

лучаем конкретизацию уравнений (13.2.1) для поступатель-

ных режимов полета БВ вида:

;sin),(cos вертнв

gm

VyXTV (13.2.12)

;cos),(sin крнв

V

g

mV

VyYT

(13.2.13)

,cos

)(),( ррвкрврв

mV

yMLVyZLT (13.2.14)

Кинематические уравнения движения БВ (13.2.2) в про-

странстве, как и для любого БЛА, имеют вид [13, 17]:

494

.sincos

;sin

;coscos

Vz

Vy

Vx

(13.2.15)

Система дифференциальных уравнений (13.2.12)-

(13.2.15), описывающая пространственный полет БВ на

интервале времени [t0,tк], интегрируется при начальных усло-

виях:

.)(;)(;)(

;)(;)(;)(

000000

000000

ztzytyxtx

ttVtV

(13.2.16)

Вектор u(t) программного управления БВ, входящий в

уравнения (13.2.1), для вышеприведенной модели имеет сле-

дующий вид:

],[)),(),(),(()( к0рвнв ttttTttTtu . (13.2.17)

При моделировании движения БВ-АЛЦ с тепловым ими-

татором цели (см. Разд. 3.5), учитывается создаваемая РДТТ

тяга Рим. В этом случае уравнения (13.2.12) и (13.2.13) примут

вид:

.cos)(

),(sinsin

;sin)(

),(

)(

coscos

крнвимим

вертнвимим

V

g

Vtm

VyYTP

gtm

VyX

tm

TPV

(13.2.18)

где Рим – тяга РДТТ, применяемого в качестве теплового ими-

татора; им – угол поворота сопла этого двигателя; )(tm

)(тиц tmm – текущая полетная масса БВ-АЛЦ в момент

времени t [t0,tк].

Аналогичная зависимость 𝑚 (𝑡) используется в знаменателе

уравнения (13.2.14). Конкретный вид зависимости 𝑚 (𝑡) с уче-

том параметров применяемого РДТТ описан в Разд. 3.7.

495

Модель вида (13.2.12)-(13.2.15) используется для описа-

ния движения БВ по приведенным в Главах 7-9 «винтовым»

траекториям определения границ загрязнения воздушного

бассейна, траекторий пространственного захода БВ-АЛЦ и

ударных БВ на атакуемую наземную цель и других простран-

ственных маневров вертолетов.

В частности, к таким маневрам можно отнести управляе-

мый восходящий разворот, восходящую спираль, боевой раз-

ворот, поворот/разворот на горке [111]. В этой работе отмеча-

ется, что маневрирование боевых вертолетов, согласно опыту

вьетнамской войны, должно осуществляться для повышения

их эффективности на малых и предельно малых (3-5 м) высо-

тах. На наш взгляд, этот опыт необходимо учесть при про-

граммном управлении боевыми БВ.

13.3. Частные модели движения беспилотного вертолета

Для сокращения трудоемкости формирования программ-

ного управления БВ из общей модели выделяются с исполь-

зованием эксплуатационных СК более простые модели.

При описании в выбранной маневренной СК движения БВ

в вертикальной плоскости, то есть при (t) = 0 и (t) 0,

t [t0,tк] применяются уравнения (13.2.12)-(13.2.14) и кинема-

тические уравнения:

sin;cos VyVx (13.3.1)

при следующих начальных условиях:

.)(;)(

;)(;)(

0000

0000

ytyxtx

tVtV

(13.3.2)

Требуемое программное движение БВ в этой плоскости

осуществляется управляющим вектором (13.2.17).

496

Входящая в него сила тяги РВ используется только для

компенсации реактивного момента НВ БВ. С помощью этой

силы достигается при движении вертолета в этой плоскости

нулевое значение угла поворота его траектории ((t) = 0) при

t [t0,tк].

С использованием этой частной модели описываются та-

кие вертикальные маневры беспилотного вертолета как пики-

рование, горка [111], а также пикирование и кабрирование БВ

с выходом в горизонтальный полет, применяемые при поле-

тах БВ-АЛЦ.

Движение БВ на постоянной высоте в горизонтальной

плоскости, которое реализуется при (t) 0, (t) 0, y(t) =

= h = const, t [t0,tк], описывается моделью вида:

;),(cos вертнв

m

VyXTV

(13.3.3)

;),(sin

0крнв

V

g

mV

VyYT

(13.3.4)

;)(ррвнвкрвнврв

mV

hMLZLT (13.3.5)

],[,sin

;cos

к0 tttVz

Vx

(13.3.6)

и начальными условиями:

.)(;)(;)(;)( 00000000 ztzxtxtVtV (13.3.7)

При этом также используется вектор управления (13.2.17),

а момент Мр вычисляется по формуле (13.2.10) при y(t) = h.

Модель (13.3.3)-(13.3.7) применяется для описания сле-

дующих горизонтальных маневров БВ: разгон и торможение,

виражи и развороты [111], полет по кругу, «змейкой» и др.

497

Приведенные выше модели движения БВ описывают не-

установившиеся режимы их полетов, при которых скорость V

и траекторные углы , являются функциями времени.

Отметим, что в существующей литературе по динамике

полета вертолетов [43, 59, 108, 110, 111] рассматриваются

только установившиеся режимы их движения, которые явля-

ются частными случаями неустановившихся режимов при

0)(,0)( ttV и 0)( t .

Рассмотрим модели специальных режимов полетов БВ.

В режиме торможения с зависанием БВ, который выпол-

няется на интервале времени [t0,tк], его скорость является

убывающей функцией времени, которая должна удовлетво-

рять следующим требованиям:

0)(;0)(;0)( кк0 tVtVtV . (13.3.8)

Последнее означает, что компоненты Тнв(t) и (t) вектора

u(t) управления БВ будут функциями времени такими, что:

2

)(;)( ккнв

tGtT , (13.3.9)

где G = mg – сила веса БВ.

Компонента Трв(t) должна обеспечивать требуемое значе-

ние курсового угла тр(t), t [t0,tк].

Другим специальным режимом движения БВ является

режим обратного полета по траектории ранее выполненного

прямого полета.

Для реализации такого режима сила тяги 𝑇нв𝑥 , согласно

Рис. 13.3,а, должна лежать на отрицательной части оси ЦМхск

( > 90).

Эта особенность используется в динамических уравнени-

ях полета БВ вида (13.2.12)-(13.2.14).

498

Следствием таких значений угла (t) является тот факт,

что первое слагаемое в правой части уравнения (13.2.12) бу-

дет отрицательным.

При описании обратного движения БВ в вертикальной

плоскости к этим уравнениям добавляются кинематические

уравнения (13.3.1), а в горизонтальной плоскости – уравнения

(13.3.6).

Процессы висения в точке (xв,yв,zв) и разворота БВ на

этом режиме на интервале времени [t0,tк] требуют для их

формального описания учета следующих дополнительных ус-

ловий:

;0)(;2

)(;0)(;0)(;0)(

ttttVtV (13.3.10)

Процесс висения БВ на высоте y = h реализуется при дей-

ствии сил тяги Тнв, тяжести G и лобового сопротивления его

корпуса вертX от вертикального потока воздуха с индуктив-

ной скоростью v2 (см. Рис. 12.10,а). При этом должны выпол-

няться условия (13.3.10). Скорость v2 с применением выраже-

ний (12.3.6) и (12.3.11) определяется как:

нвнв

2)(

2

)(

2

Fh

G

Fh

mgv

. (13.3.11)

С использованием этой формулы сила сопротивления

корпуса БВ будет равна:

нвкнв22верт /)(5,0

кFScFhX x ,

где площадь ккScx вычисляется из выражения (12.4.11).

Подставляя в это соотношение правую часть формулы

(13.3.11), после очевидных упрощений получим выражение

вида:

499

нв

кверт

к

F

ScGX

x . (13.3.12)

Схема действия отмеченных выше сил на БВ при его ви-

сении в вертикальной плоскости при отсутствии ветра

(штиль) представлена на Рис. 13.5.

Математическая модель процесса висения БВ на высоте h

записывается как:

.0)(

;0

ррврв

вертнв

hMLT

GXT (13.3.13)

Подставляя в первое уравнение этой модели выражение

(13.3.12), получим выражение вида:

0)1( нвкнв к GFScT x . (13.3.14)

Таким образом, окончательный вид модели висения БВ в

штиль, которая в отличие от всех приведенных выше является

статической моделью, описывается выражением (13.3.14) и

вторым уравнением из состава соотношений (13.3.13).

Для описания процесса разворота БВ уравнение (13.2.18)

не может быть использовано из-за значения V(t) = 0, t [t0,tк].

В связи с последним будем считать, что угол определяется

ЦМ

Рис. 13.5

𝑋 верт

G

Тнв

500

отклонением горизонтальной оси корпуса БВ от оси ЦМ хg. В

этом случае, используя модель движения БВ как твердого те-

ла при угловых скоростях, равных:

0;;0 zyx ,

получаем систему дифференциальных уравнений вида [13]:

yyyy MJ ; , (13.3.15)

где Jy – момент инерции БВ относительно оси ЦМ усв, связной

СК вертолета; Му – момент сил, осуществляющих разворот

БВ относительно этой оси. Этот момент без учета действия

сил сопротивления фюзеляжа, хвостовой балки и киля пред-

ставим как:

My = TрвLрв – Mр(h).

Тогда система уравнений (13.3.15), записанная в нормаль-

ной форме, примет следующий вид:

.

;)(ррврв

y

yy

J

hMLT

(13.3.16)

Начальные условия для этой системы записываются как:

y(t0) = 0; (t0) = 0. (13.3.17)

Дифференцируя обе части второго уравнения системы

(13.3.16) и проводя несложные преобразования, получаем

следующее дифференциальное уравнение 2-го порядка:

yJ

hMLT )(ррврв (13.3.18)


(t0) = 0; 0)( 0 t . (13.3.19)

501

Таким образом, математическая модель разворота БВ в

процессе его висения на высоте h в интервале времени [t0,tк]

описывается выражениями (13.3.14), (13.3.18), (13.3.19).

Моделирование процесса разворота БВ проводится при

заданных управляющих воздействиях Tнв(t) = const, Tpв = Tpв(t)

путем численного решения задачи (13.3.18), (13.3.19) одним

из существующих методов [11].

Отметим, что этот режим движения БВ в дополнение к

выражениям (13.3.19) имеет следующие граничные условия:

(tк) = к; 0)( к t , (13.3.20)

которые отражают требования разворота БВ в интервале уг-

лов [0,к] с его зависанием в начальный и конечный момен-

ты времени.

Выражения (13.3.18)-(13.3.20) при замене значения мо-

мента Мр(h) на функцию Мр(у) используются для моделиро-

вания процесса пространственного разворота вертолета [111].

13.4. Модели вертикального взлета и посадки


Взлет и посадка являются важнейшими этапами полетов

современных БВ, от выполнения которых зависит как эффек-

тивность проводимых с их использованием операций, так и

возможности их многоразового применения.

Общие вопросы моделирования процессов различных ви-

дов взлета и посадки беспилотного вертолета (БВ) одновин-

товой схемы были рассмотрены в монографии [13].

В данном разделе будут представлены достаточно простые

математические модели вертикального взлета и посадки БВ, ко-

торые, на наш взгляд, являются наиболее приемлемыми для

практического использования беспилотной вертолетной техники.

502

Такие режимы взлета и посадки БВ свободны от основных

недостатков других видов взлета вертолетов [43, 110, 111 и

др.], которые требуют учета при их взлете возможных столк-

новений с природными и другими препятствиями.

Отметим, что в существующей литературе по пилотируе-

мой вертолетной технике [43, 110, 111 и др.] режимы верти-

кального подъема и спуска рассматриваются только для слу-

чая постоянной скорости набора высоты и снижения.

В предлагаемых моделях взлета и посадки БВ на заданных

интервалах времени используется переменная скорость их

подъема и спуска, которая подразумевает выход вертолета в

режим висения после набора высоты и начало снижения из

этого режима. Кроме этого, в процессе взлета БВ использу-

ются стартовые двигатели (СД) на базе РДТТ, описанные в

Разд. 3.5. Такие модели не представлены в доступной отече-

ственной и зарубежной литературе.

Будем считать, что взлет БВ производится в выбранной

стартовой СК (см. Разд. 13.1).

Схема сил, действующих на БВ при вертикальном взлете,

приведена на Рис. 13.6,а.

θ =π

2

V

Pсд

Тнв

БВ

𝑋 верт

G

yст

y(t)

Oст х0в хст

θ = −π

2

Тнв

𝑋 верт

БВ

G

V

х0п хст

а б

Рис. 13.6

yст

y(t)

Oст

503

На этом рисунке приняты следующие обозначения: V – век-

тор вертикальной скорости БВ; Тнв – сила тяги несущего винта

вертолета; Рсд – сила тяги СД; 𝑋 верт – сила вертикального со-

противления БВ; G = mg – сила тяжести вертолета; х0в – коор-

дината точки взлета БВ.

Сформируем модель движения БВ на режиме вертикаль-

ного взлета для последующего формирования программного

управления этим режимом при эксплуатации вертолетов.

Будем считать, что взлет БВ завершается режимом его ви-

сения. Выполнение этого условия позволит БВ осуществить в

режиме разворота (см. Разд. 13.3) требуемую ориентацию по

курсу при его последующем полете.

Вертикальный взлет БВ, осуществляемый на интервале

времени [t0,tк], характеризуется следующими условиями:

.0)(;)(;)(;)(

];,[),();(

;0)(;2

)(;0)(;0)();(

0овкнв0нв

00сдсднвнв

к0

tyxtxxGtTGtT

ttttPPtTT

tttVtVtVV

(13.4.1)

Здесь – время работы СД; 𝐺 – приведенная сила тяжести,

которая с использованием уравнения (13.3.14) и условия, что

Тнв = G, вычисляется из выражения вида:

GF

SG

нв

э1 .

где для наглядности введено обозначение:

кэ кScS x .

Используя схему сил, представленную на Рис. 13.6,а, мо-

дель вертикального старта БВ запишется как:

504

];,[,

];,[,)(

20вертнв

00вертсднв

tttgm

XT

tttgtm

XPT

V

(13.4.2)

(13.4.3)

;0)(ррврв yMLT (13.4.4)

.;0 Vyx (13.4.5)

Отметим, что в этой модели дифференциальное уравнение

для скорости V(t) подъема БВ имеет разрывную правую часть.

При наличии требуемого закона разворота вертолета в

процессе его взлета выражение (13.4.4) заменяется на уравне-

ние (13.3.18).

При реализации предлагаемой модели на интервале вре-

мени [t0,t0 + ] интегрируется система уравнений (13.4.2),

(13.4.5) с начальными условиями:

V(t0) = 0; x(t0) = xов; y(t0) = 0. (13.4.6)

На последующем интервале времени после сброса старто-

вых двигателей (СД) решается система (13.4.3), (13.4.5) с на-

чальными условиями:

V(t0 + ) = Vсбр; x(t0 + ) = xов; y(t0 + ) = усбр, (13.4.7)

где Vсбр и усбр – значения скорости БВ и высоты его подъема в

момент сброса СД, которые являются результатами решения

задачи (13.4.2), (13.4.5), (13.4.6) в момент времени t = t0 + .

Решение второй системы (13.4.3), (13.4.5), (13.4.7) завер-

шается в момент времени t = tк, при котором выполняются

условия зависания БВ вида:

0)(;0)( кк tVtV . (13.4.8)

При этом достигнутая высота подъема БВ определяется

как:

упод = y(tк). (13.4.9)

505

Решение отмеченных выше задач, которые описывают

процесс взлета БВ в штиль, осуществляется при заданном за-

коне Тнв(t) изменения тяги НВ, удовлетворяющего условиям

(13.4.1), и силе тяги РВ, определяемой из уравнения (13.4.4)

как:

],[,))((

)( к0рв

ррв ttt

L

tyMtT .

Модель (13.4.2)-(13.4.5) не учитывает влияние индуктив-

ной скорости v2, представленной на 12.10,б. Из этого рисунка

следует, что скорость движения вертолета будет равна:

V = Vy – v2.

Используя формулы (12.3.6) и (12.3.20), это выражение

можно представить в виде следующей функции времени:

p

tVtVtV yy

2)()(2)( 2

. (13.4.10)

Дифференцируя эту функцию и проводя соответствующие

преобразования, получим:

)(/2)(

)(/2)(2)(

2

2

tVptV

tVptVtV y

y

yy

. (13.4.11)

Проводя в левой части уравнений (13.4.2) и (13.4.3) заме-

ну (13.4.11), получаем разрывное дифференциальное уравне-

ние относительно функции Vy(t) вида:

].,[,/22

/2

];,[,)(/22

/2

к0вертнв

2

2

00вертсднв

2

2

tttm

GXT

VpV

pV

ttttm

GXPT

VpV

pV

V

yy

y

yy

y

y

(13.4.12)

(13.4.13)

506

Отметим, что в формулу входящей в эти выражения силы

лобового сопротивления вертX подставляется левая часть вы-

ражения (13.4.10).

В формируемую модель взлета БВ включается без изме-

нений уравнение (13.4.4), а выражения (13.4.5) принимают

следующий вид:

/22;0 2 pVVyx yy . (13.4.14)

Начальные условия для модели (13.4.12), (13.4.13),

(13.4.14) аналогичны условиям (13.4.6), (13.4.7) с заменами

вида:

сбр0000 )()();()( yyy VtVtVtVtV .

Граничные условия (13.4.8) примут вид:

0)(;)( квис2к tVvtV yy

. (13.4.15)

где индуктивная скорость вис2v при висении БВ вычисляется

по удвоенной правой части формулы (12.3.11).

Отметим, что на наш взгляд полученная модель в вследст-

вие своей громоздкости представляет скорей теоретический

интерес. Поэтому для программирования процессов взлета БВ

со СД необходимо применять модель (13.4.2)-(13.4.5), а без

таких двигателей – модель (13.4.3)-(13.4.5).

Режим вертикальной посадки БВ, осуществляемый на ин-

тервале времени [t0,tк] из начальной точки с координатами

(х0п, у0п) реализуется при условиях вида (13.4.1) со следую-

щими изменениями:

.0)(;)(

;)(;0)(;)(

к0п0

0п0сд0нв

tyyty

xtxxtPGtT

Используя расчетную схему, представленную на Рис.

13.6,б, получаем модель процесса посадки БВ вида:

507

].,[,;0

;0)(

;

к0

ppвpв

вертнв

tttVyx

yMLT

gm

XTV

(13.4.16)

Начальные условия для этой системы уравнений записы-

ваются как:

V(t0) = 0; x(t0) = x0п; y(t0) = у0п. (13.4.17)

Отметим, что при выполнении взлета и посадки использу-

ется вектор программного управления БВ вида u(t) = (Tнв(t),

Tрв(t)).

При учете индуктивной скорости при вертикальной по-

садке БВ скорость его снижения определяется как:

V(t) = Vy(t) + v2.

Подставляя сюда удвоенное выражение (13.3.20), получа-

ем формулу вида:

/2)()( 2 ptVtV y .

Производная от этой функции будет равна:

/2)(2 ptV

VVV

y

yy

.

Тогда первое уравнение модели примет вид:

y

y

ymV

GXTpVV

вертнв2 /2

. (13.4.18)

Последние уравнения системы (13.4.16) остаются без из-

менений.

Уравнение для описания процесса снижения БВ запишет-

ся как:

/22 pVy y . (13.4.19)

508

Начальные и конечные условия для рассматриваемой мо-

дели имеют вид:

.0)(;)(

;)(;)(;)(

квис2к

оп0оп0вис20

tVvtV

ytyxtxvtV

yy

y

Отметим, что, на наш взгляд, эта модель также имеет тео-

ретический интерес. На практике должна применяться модель

(13.4.16), (13.4.17).

13.5. Динамика полета беспилотного вертолета

в неспокойной атмосфере

Предложенные выше модели динамики полета описывали

движение БВ при отсутствии ветровых возмущений, которые

весьма редко встречаются в практике эксплуатации ЛА. Влия-

ние таких возмущений на движение вертолетов на описатель-

ном уровне приведено в работах [43, 108, 111] и в Разд. 12.2.

Приведенный в этом разделе анализ влияния действующе-

го ветра на основные параметры полета БВ показал отсутст-

вие общего количественного подхода, пригодного для прак-

тического применения при их эксплуатации.

При разработке такого подхода, который должен быть ис-

пользован при формировании программного управления БВ,

необходимо количественно описать непосредственное влия-

ние вектора скорости действующего ветра W = (wx,wy,wz) на

такие основные характеристики их полета как скорость, угол

наклона траектории, курсовой угол и текущие координаты

вертолета (см. Рис. 13.3).

Влияние ветра на изменение координат пространственно-

го положения БВ будем описывать, преобразовав кинемати-

ческие уравнения его поступательного движения (13.2.15) к

виду [13]:

509

.sincos

;sin

;coscos

z

y

x

wVz

wVy

wVx

(13.5.1)

В правых частях этих уравнений в общем случае исполь-

зуются, согласно выражениям (12.2.26), зависимости вида:

wx = wx(t,x,y,z); wy = wy(t,x,y,z); wz = wz(t,x,y,z). (13.5.2)

Интегрирование системы уравнений (13.2.12)-(13.2.14),

(13.5.1) при заданных начальных условиях (13.2.16) позволяет

построить возмущенную траекторию x = x(t), y = y(t), z = z(t)

движения БВ.

Для формирования непосредственных зависимостей фазо-

вых координат V, , от значений компонент вектора скоро-

сти ветра wx,wy,wz будем использовать расчетную схему, при-

веденную на Рис. 13.7.

Рис. 13.7

На этом рисунке векторы воздушной скорости 𝑉 , ветра 𝑊

и путевой скорости 𝑉 п приведены к земной СК с началом в

ЦМ БВ. Компоненты вектора 𝑊 представлены как положи-

тельные величины, тогда как на практике в зависимости от

𝑉 𝑊

y

x

z

ЦМ

Vп

п

п

Vx

Vz

wx

wz

wy

Vy

510

направления действующего ветра они могут быть как поло-

жительными, так и отрицательными. Это определяет рассмат-

риваемую произвольную ориентацию вектора 𝑊 в простран-

стве. На Рис. 13.7 представлены углы , и п, п , опреде-

ляющие ориентацию в пространстве векторов воздушной (𝑉 )

и путевой (𝑉 п) скоростей вертолета.

Будем считать, что полученные с помощью приведенных

в Разд. 13.2 моделей динамики полета БВ функции V = V(t),

= (t), = (t), t [t0,tк] описывают движения вертолетов в

штиль, т.е. при wx = wy = wz = 0.

При действии ветра с компонентами его скорости

wx 0, wy 0, wz 0 получаем возмущенные значения

Vв = Vв(t), в = в(t), в = в(t), t [t0,tк] характеристик скоро-

сти и углов положения БВ в пространстве. Эти значения

предлагается вычислять по формулам вида [13]:

.sin

arcsin

;sincos

sincosarctg

;

)sincossincoscos(2

вв

в

5,0222

2в

V

wV

wV

wV

www

wwwVVV

y

x

z

zyx

zyx

(13.5.3)

Отметим, что компоненты wx,wy,wz вектора скорости W

ветра входят в эти формулы со знаками, соответствующими

их ориентации в применяемой системе координат (см. Рис.

13.3). Кроме этого при наличии «пространственного» ветра со

значениями wx 0, wy 0, wz 0 движения БВ непосредствен-

но в вертикальной и горизонтальных плоскостях будут отсут-

ствовать. Например, при построении модели полета БВ в вер-

511

тикальной плоскости (13.2.12)-(13.2.14), (13.3.1), (13.3.2)

предполагалось, что = (t) 0. Но из третьей формулы вы-

ражений (13.5.3) следует, что:

0cos

arctgв

x

z

wV

w.

Отсюда делается вывод о том, что при моделировании по-

летов БВ в неспокойной атмосфере необходимо использовать

общие модели их пространственного движения. При этом

возмущенная траектория поступательного движения вертоле-

та определяется как решение на интервале времени [t0,tк] под-

системы дифференциальных уравнений вида (13.5.1), которая

интегрируется совместно с уравнениями (13.2.12)-(13.2.14)

при начальных условиях (13.2.16).

При формировании возмущенного движения БВ в режиме

висения на интервале времени [t0,tк] в точке с координатами

(x0,y0,z0) необходимо учитывать, что его линейная скорость

V(t) 0. При этом действует направленная вниз индуктивная

скорость v2. В этом случае уравнения (13.5.1) в общем случае

с учетом выражений (13.5.2) принимают следующий вид:

).,,,(

);,,,(

);,,,(

2

zyxtwz

zyxtwvy

zyxtwx

z

y

x

(13.5.4)

Эта система дифференциальных уравнений, описывающая

траекторию возмущенного движения ЦМ БВ, численно ин-

тегрируется на интервале времени [t0,tк] при начальных усло-

виях:

000000 )(;)(;)( ztzytyxtx . (13.5.5)

512

При wx = wx(t,x,y,z) = const; wy = wy(t,x,y,z) = const;

wz = wz(t,x,y,z) = const аналитическое решение задачи (13.5.4),

(13.5.5) записывается как:

.)()(

);)(()(

;)()(

00

200

00

z

y

x

wttztz

wvttyty

wttxtx

(13.5.6)

Эти линейные функции описывают смещения точки висе-

ния БВ на интервале времени [t0,tк] при действии вектора

W = (wx, wy, wz) действующего на вертолет ветра.

Текущее значение L такого смещения от точки с коорди-

натами (x0,y0,z0) в момент времени t [t0,tк] вычисляется как:

20

20

20 ))(())(())(()( ztzytyxtxtL .

Подставляя в это выражение правые части соотношений

(13.5.6), получаем:

222

20 )()()( zyx wwvwtttL .

Наибольшее значение рассматриваемого смещения дости-

гается при t = tк.

В режиме разворота при висении БВ при «постоянном»

ветре, т.е. при wx = const, wy = const, wz = const, изменение

значений координат ЦМ БВ будут описываться выражениями

(13.5.6). Для описания динамики угла (t) поворота БВ на за-

данном интервале времени [t0,tк] от угла 0 до угла к необ-

ходимо использовать модель (13.3.18)-(13.3.20), которая запи-

сывается как:

yJ

tyMLT ))((ррврв ; (13.5.7)

.0)(;)(

;0)(;)(

ккк

000

tt

tt

(13.5.8)

513

где в качестве аргумента момента Мр используется второе

выражение из состава соотношений (13.5.6).

С учетом выражений (13.2.6) и (13.2.7) последнее означа-

ет, что мощность применяемого на БВ двигателя будет изме-

няться во времени за счет изменения давления p(y(t)) и темпе-

ратуры T(y(t)) окружающего воздуха.

Отметим, что приведенная выше модель динамики угла

разворота БВ при действии произвольного ветра нуждается

дополнительных исследованиях, в частности из-за специфи-

ческих краевых (граничных) условий вида (13.5.8).

На важность учета в динамике полета БВ ветровых воз-

мущений дополнительно указывают оценки специалистов по

боевому применению БЛА, которые отмечают, что до 40%

боевых задач решалось ими в сложных метеоусловиях и око-

ло 60% – ночью и рано утром, когда действие ветра наиболее

существенно (см. Разд. 12.2).

В заключение главы отметим, что все дифференциальные

уравнения динамики полета, входящие в предложенные мо-

дели неустановившихся режимов полета БВ, решаются из-

вестными численными методами [11]. Из этих моделей путем

приравнивания нулю производных 𝑉 ,θ и Ψ получаются как

частные случаи модели установившихся режимов полетов

вертолетов, широко используемые в настоящее время [43,

108, 110, 111].

514

Глава 14. УПРАВЛЕНИЕ

БЕСПИЛОТНЫМИ ВЕРТОЛЕТАМИ

Управление является важнейшим фактором в процессах

применения беспилотной авиационной техники, и частности,

беспилотных вертолетов [13].

Следует отметить, что в доступной литературе практиче-

ски отсутствуют работы по программному и дистанционному

управлению беспилотной вертолетной техникой. Исключени-

ем являются работы [17, 116, 117], в которых сделана попыт-

ка преодоления этого недостатка.

В данной главе для решения актуальной задачи про-

граммного управления БВ предлагается использовать извест-

ную концепцию обратных задач динамики управляемого

движения, изложенной в работах [13, 17, 28] и результаты,

полученные в Главе 13. При этом для комплексного решения

проблемы управления БВ в главе также рассматриваются во-

просы дистанционного (радиокомандного) управления и ор-

ганизации наземного комплекса управления вертолетами.

14.1. Общая задача управления

беспилотными вертолетами

В теории управления беспилотными вертолетами предлага-

ется рассматривать следующие виды управления их движением:

1. Программное управление вертолетом.

2. Радиокомандное (дистанционное) управление движе-

нием БВ.

3. Стабилизация параметров полета вертолета по требуе-

мой траектории.

Отметим, что программное управление является основ-

ным режимом управления для перспективных БВ любого на-

значения.

515

Для выполнения единичных полетов БВ с малым радиу-

сом действия в основном применяется дистанционное (радио-

командное) управление, которое осуществляется соответст-

вующим оператором МНПУ БВК.

Стабилизация параметров полета БВ в окрестности про-

граммной траектории осуществляется соответствующей под-

системой (автопилотом) комплекса управления его движением.

Рассмотрим один из подходов к формированию про-


Будем считать, что программное движение вертолета

должно осуществляться по требуемой для выполнения полет-

ного задания траектории с заданным законом изменения его

скорости. Все эти данные формируются персоналом БВК при

планировании каждой операции с использованием БВ.

При решении задач формирования программного управ-

ления БВ будем использовать общую модель его управляемо-

го движения (13.2.1)-(13.2.4), которая в векторной форме за-

писывается как:

00к0 )(];,[),,,( tttttuf . (14.1.1)

Здесь Ф(t) = (V(t),(t),(t),x(t),y(t),z(t)) – вектор фазовых

координат БВ; u = (u1, u2, …, um) – управляющий вектор,

f = (f1, f2, …, fn) – вектор-функция своих аргументов; [t0, tк] –

интервал времени t, на котором выполняется полет вертолета.

На вектор управления БВ обычно накладываются экс-

плуатационные ограничения вида:

𝑢min ≤ 𝑢 𝑡 ≤ 𝑢max , 𝑡 ∈ 𝑡0, 𝑡к . (14.1.2)

Основной задачей реализации программного управления

БВ является формирование законов u = u(t) изменения состоя-

ния органов его управления, обеспечивающих выполнение

516

требуемого полета вертолета на заданном интервале времени

[t0, tк].

Формирование программного управления БВ предлагается

проводить в два этапа:

1. Определение вектора u(t) косвенного управления БВ с

использованием концепции обратных задач управления [13,

17, 28].

2. Формирование вектора (t) прямого управления БВ,

описывающего законы изменения положения его органов

управления, которые вычисляются с использованием значений

вектора u(t) и вектора Ф(t) фазовых координат вертолета.

Рассмотрим реализацию этапа 1.

Пусть Фтр(t) = (Vзад(t),тр(t),тр(t),xтр(t),yтр(t),zтр(t)) – фазо-

вый вектор, требуемый для выполнения БВ конкретного по-

летного задания (ПЗ). Тогда вектор косвенного управления

u(t), реализующий вектор Фтр(t) на интервале времени [t0,tк]

определяется как решение векторного нелинейного парамет-

рического уравнения:

],[,0)(),(),( к0тртр ttttttutf , (14.1.3)

полученного из выражения (14.1.1).

Для упрощения решения этого уравнения предлагается

предварительно определить требуемую траекторию xтр(t),

yтр(t), zтр(t) полета БВ и законы Vзад(t) изменения его скорости

и ускорения 𝑉 зад(t), t [t0,tк]. По этим функциям находятся

требуемые законы изменения углов наклона траектории тр(t)

и курса тр(t), также их производных тр(t) и тр(t). Тогда век-

торное уравнение (14.1.3) с использованием выражений

(13.2.1) превращается в систему трех нелинейных параметри-

ческих уравнений вида:

517

],[

,0)()(),(),(),(),(

;0)()(),(),(),(),(

;0)()(),(),(),(),(

к0

задтртртрзад3

тртртртрзад2

задтртртрзад1

ttt

ttutytttVf

ttutytttVf

tVtutytttVf

(14.1.4)

для нахождения вектора косвенного управления:

𝑢 𝑡 = 𝑇нв 𝑡 , χ 𝑡 ,𝑇рв 𝑡 , 𝑡 ∈ 𝑡0, 𝑡к . (14.1.5)

Здесь Тнв(t) – сила тяги несущего винта (НВ) вертолета;

(t) – угол наклона плоскости вращения НВ; Трв(t) – сила тяги

рулевого винта (РВ) вертолета.

Методы формирования компонент этого вектора для раз-

личных режимов движения беспилотного вертолета рассмат-

риваются в Разд. 14.4.

Вектор прямого управления одновинтовым беспилотным

вертолетом представляется как:

],[,)(),(),(),(),()( к0рвапстнвдв ttttttttnt . (14.1.6)

где )(дв tn – относительное число оборотов вала двигателя БВ;

φнв 𝑡 – общий шаг НВ вертолета; φст 𝑡 – угол отклонения

его управляемого стабилизатора; δап 𝑡 – угол наклона авто-

мата перекоса; φрв 𝑡 – шаг рулевого винта вертолета.

Компоненты вектора (14.1.6) определяются с использова-

нием вектора (14.1.5) методами, описанными в Разд. 14.5.

Полученные компоненты этого вектора в процессе пред-

стартовой подготовки БВ записываются в вычислительный

комплекс вертолета для последующего использования при вы-

полнении полетного задания.

Схематично предложенный процесс формирования про-

граммного управления БВ представлен на Рис. 14.1.

518

Дистанционное (радиокомандное) управление БВ предла-

гается реализовать двумя способами:

1. Передача в бортовой комплекс управления команд на

выполнение вертолетом типовых плоских и пространствен-

ных маневров.

2. Непосредственное воздействие оператора управления

БВ на исполнительные механизмы органов управления верто-

летом.

При использовании первого способа предварительно фор-

мируется множество М типовых маневров, которые могут

быть использованы при эксплуатации БВ. Примерами таких

маневров являются: «взлет», «горизонтальный полет», «тор-

можение», «разгон», «развороты», «пикирование» и др.

Для каждого маневра т М формируется фазовый вектор

)()(тр tm и на его основе, согласно Рис. 14.1, формируются век-

торы u(m)(t) и (m)(t).

Векторы прямого управления (m)(t) записываются вместе

с наименованиями (условными обозначениями) маневров в

соответствующий каталог АРМ оператора управления БВ:

MmtmK m |)(, )( .

Из «меню» этого каталога оператор по команде командира

расчета МНПУ БВК выбирает соответствующий маневр и от-

правляет с помощью наземной аппаратуры информационно-

Фтр(t)

u(t)

(t)

Рис. 14.1

519

командной радиолинии (ИКРЛ) вектор (m)(t) в бортовой ком-

плекс управления БВ.

Второй способ реализуется путем выбора оператором

управления БВ определенных компонент вектора (t), описы-

ваемого выражением (14.1.6) и соответствующего изменения

их значений. Этот процесс также выполняется с помощью со-

ответствующего программного обеспечения его АРМ и аппа-

ратуры ИКРЛ.

Стабилизация скорости, углов и координат БВ осуществ-

ляется путем выработки бортовым комплексом управления

корректирующих воздействий пдв(t), дв(t), ст(t), ап(t),

рв(t). При использовании в БВ автомата перекоса криво-

шипного типа [57, 58] стабилизация вертолета по крену может

осуществляться роллеронами определенной площади [114],

установленными на его крыле.

Отметим, что при комплексном решении проблемы управ-

ления беспилотной вертолетной техникой необходимо также

решать задачи программного и дистанционного управления

установленным на ней целевым оборудованием. В частности

перспективной задачей является задача формирования совме-

стного программного управления движением вертолета и по-

воротами платформы, на которой установлено его целевое

оборудование (ОЭС, РЛС, стрелково-пушечное вооружение и

т.п.).

Один из подходов к решению этой задачи приведен в ра-

боте [28], в которой был предложен метод управления поло-

жением линии визирования ОЭС при движении БЛА по кри-

волинейной траектории в горизонтальной плоскости.

520

14.2. Наземный комплекс управления

беспилотными вертолетами

Основным назначением МНПУ БВ является планирование

полетных заданий для вертолетов БВК, участвующих в про-

водимой операции и управление процессами их выполнения.

Подготовкой и выполнением полетных заданий занима-

ются расчеты МНПУ БВ, состав АРМ которых представлен

на Рис. 14.2.

В зависимости от числа БВ, одновременно выполняющих

полетные задания и реализованных в составе МНПУ средств

автоматизации деятельности его персонала, в его работе ис-

пользуются от одного до нескольких АРМ операторов первых

двух категорий.

При планировании полетных заданий командир расчета,

математик-системный программист и операторы управления

и целевого оборудования в групповом режиме на своих АРМ

используют комплекс программ формирования программного

управления (КП ФПУ), структура которого приведена на Рис.

14.3.

АРМ командира

расчета МНПУ БВ

АРМ

операторов

целевой

нагрузки

БВ

АРМ

оператора

средств

связи

МНПУ

АРМ

математика –

системного

программиста

Рис. 14.2

АРМ

операторов


БВ

521

Предлагаемый КП должен быть разработан с использова-

нием модульного принципа построения программного обес-

печения.

Головной модуль комплекса используется для организации

взаимодействия его пользователей и совместного выполнения

прикладных модулей КП. Дополнительной функцией этого

модуля является обеспечение работы с банком данных МНПУ.

Первая группа прикладных модулей осуществляет расчет

потребного для успешного выполнения операции количества

БВ, включающего резервные вертолеты. Последние должны

компенсировать убыль БВ за счет их отказов, действия

средств ПВО, неблагоприятных метеоусловий и т.п. [14, 15].

Вторая и третья группы прикладных модулей КП реали-

зуют для каждого режима полета БВ первые два этапа расчет-

ной схемы, представленной на Рис. 14.1.

Четвертая группа модулей используется для проверки

правильности формирования косвенного программного

управления каждым БВ, участвующим в планируемой опера-

ции. При разработке этой группы модулей используются ма-

Головной модуль

Мод

ули

фо

рм

иро

ван

ия

треб

уем

ых

трае

кто

ри

й

и с

ко

ро

стей

по

лет

а Б

В

Мод

ули

фо

рм

иро

ван

ия

ко

свен

ного

уп

рав

лен

ия

вер

толет

ами

Мод

ули

мо

дел

ир

ован

ия

уп

рав

ляем

ых п

ол

етов

БВ

Рис. 14.3

Мод

ули

рас

чет

а ко

ли

-

чес

тва

БВ

в п

лан

иру

е-

мой

оп

ерац

ии

Мод

ули

фо

рм

иро

ван

я

прям

ого

уп

рав

лен

ия

вер

толет

ами

522

тематические модели движения БВ на различных режимах их

полетов, рассмотренные в Главе 13. Для интегрирования сис-

тем дифференциальных уравнений движения БВ применяют-

ся соответствующие численные методы [11].

Последняя (пятая) группа прикладных модулей КП при-

меняется для формирования прямого программного управле-

ния каждым БВ и оформления полученных результатов в

форме, пригодной для ввода в бортовые комплексы управле-

ния БВ при их предстартовой подготовке.

Отметим, что методы, применяемые для реализации моду-

лей второй, третьей и пятой групп КП, будут рассмотрены в

последующих разделах данной главы.

Комплекс наземного управления БВ включает в себя сле-

дующие компоненты:

информационно-командную систему;

навигационную систему;

систему обработки и отображения информации;

систему передачи данных потребителю и их докумен-

тирования;

локальную вычислительную сеть (ЛВС) АРМ МНПУ,

схематически представленную на Рис. 14.2, с соответствую-

щим программным и информационным обеспечением.

С наземным пунктом управления БВ функционально со-

пряжены радиотехнические и радиолокационные средства

обмена информацией, слежения и измерения координат БВ.

Антенный пост с приемопередающей аппаратурой размеща-

ется на том же автошасси, что и МНПУ.

Наземный комплекс управления группами БВ в настоящее

время обычно размещаются в типовом кузове-фургоне

К4.5350, который совместно с электрогенератором и антенна-

523

ми средств связи с БВ и внешними абонентами находятся на

шасси автомобиля повышенной проходимости КАМАЗ 43114.

Как было отмечено выше, носимые пульты радиокоманд-

ного управления на базе планшетов применяются для обеспе-

чения посадок и взлетов БВ с удаленных от места базирова-

ния БВК площадок, а также при неблагоприятных метеоусло-

виях при посадке БВ.

Прием и передача данных по информационно-командной

радиолинии (ИКРЛ) при взаимодействии расчета МНПУ с на-

ходящимися в воздухе БВ осуществляется посредством общей

структуры, представленной на Рис. 14.4.

Рис. 14.4

Все АРМ МНПУ БВ объединены в локальную вычисли-

тельную сеть (ЛВС) пункта управления и взаимодействуют с

ИКРЛ с помощью коммутатора этой сети.

Блок управления связью обеспечивает симплексную циф-

ровую радиосвязь в выбранном диапазоне частот в режимах

фиксированной (ФРЧ) или перестраиваемой псевдослучайной

(ППРЧ) рабочей частоты.

Блок шифрования/дешифрования ИКРЛ обеспечивает

крипто- и имитозащиту передаваемых и принимаемых по ра-

диолинии данных.

Ко

мм

ута

тор

ЛВ

С М

Н П

У АРМ1

АРМ2

АРМK

......

Блок

управ-

ления

связью

Блок

шифро-

вания/

дешиф-

рования

Прие-

мо-

пере-

дат-

чик

ИКРЛ

524

Методы дистанционного (радиокомандного) управления

отдельными БВ группировки применяются в ситуациях, когда

метод автоматической корректировки их программного

управления не дает требуемых результатов, а также в режиме

дистанционного управления отдельными БВ на некоторых ин-

тервалах времени выполнения группой полетных заданий [15].

В первой ситуации такое управление должно привести БВ в

область допустимых отклонений его фазовых координат с по-

следующей стабилизацией их значений автопилотом комплекса

управления БВ.

Вторая ситуация возникает в случаях, когда за счет суще-

ственных внешних возмущений и наличия ошибок в про-

граммах полетов БВ возникает опасность их столкновения в

воздухе, а также при необходимости повторения некоторой

важной части траектории определенного БВ группы.

На Рис. 14.5 представлен общий вид основной видеофор-

мы, используемой оператором управления подгруппой из n

вертолетов, участвующей в операции группировки БВ [48].

Отметим, что задача определения оптимального значения п

была рассмотрена в работах [15, 19].

В центре экрана монитора его АРМ высвечивается карта

местности, на которой группировка из N БВ выполняет запла-

нированную операцию. На этой карте нанесены требуемые

программные траектории полета каждого БВ, на которых в

форме движущихся кружков белого цвета отражается их по-

ложение в каждый момент времени.

525

Ри

с. 1

4.5

БВ

и

гру

пп

ы Б

В

БВ

Б

В

БВ

БВ

БВ

БВ

526

На левом поле экрана для каждого из n БВ группы, выде-

ленных для управления конкретному оператору, с определен-

ной периодичностью отображаются программные (расчетные)

и фактические значения полетных параметров (скорость, вы-

сота, тяга двигателей, углы ориентации БВ в пространстве,

время полета и т.п.). Значения этих параметров, высвечивае-

мых в соответствующих окнах, имеют одинаковый цвет (на-

пример, черный). При недопустимом отклонении значений

некоторых параметров они отображаются красным мерцаю-

щим цветом. При этом на траектории движения такого БВ бе-

лый кружок изменяет цвет на красный.

В нижнем поле экрана визуализируется общая информа-

ция о текущем состоянии п БВ. Если все параметры БВ нахо-

дятся в норме, то все кружки «БВ№1», «БВ№2»,…, «БВ№n»

имеют один цвет (белый, зеленый). При нарушении ограни-

чений параметрами некоторого БВ соответствующий кружок

становится красным. После ликвидации этих нарушений уста-

навливается первоначальный цвет кружка.

Если методы автоматической корректировки программы

полета «красного» БВ не дают требуемых результатов, то

оператор ликвидирует соответствующие отклонения путем

использования панели управления, расположенной в правом

поле монитора его АРМ. На этом поле размещаются доступ-

ные ему кнопки с мнемоническим изображением либо орга-

нов управления БВ и его двигателя, либо соответствующих

режимов типа «увеличить/сбросить скорость», «увеличить/

уменьшить высоту», «увеличить/уменьшить угол курса» и т.п.

Поле вспомогательной информации содержит такие элек-

тронные кнопки, как «журнал» «обучение», «тренировка», и т.п.

Отметим, что при завершении полетного задания некото-

рым БВ группы информация о нем исключается из левого и

527

нижнего полей видеоформы, а также «стирается» с карты тра-

екторий движения группы БВ. Такой подход, на наш взгляд,

позволит снизить нагрузку на операторов управления группи-

ровкой БВ.

В случае больших значений N и п в МНПУ применяются

АРМ операторов управления с несколькими экранами, на ко-

торые выводится более детализированная информация о со-

стоянии п вертолетов и их органов управления.

Для реализации процессов текущего управления группой

БВ в составе АРМ каждого оператора управления МНПУ

применяется соответствующее функциональное программное

обеспечение, которое оформляется в виде комплекса про-

грамм оперативного управления (КПОУ), состоящего из сле-

дующих прикладных модулей [48]:

модуль визуализации карты местности проведения опе-

рации с программными и фактическими траекториями дви-

жения каждого БВ группы;

модуль вывода программных и фактических текущих

значений параметров полета каждого БВ;

модуль визуализации состояния БВ группировки;

модуль работы оператора с органами управления БВ и

его силовой установки;

модуль работы оператора с вспомогательной информа-

цией;

модуль связи с аппаратурой информационно-командной

радиолинии (ИКРЛ) для получения бортовой информации и

реализации команд управления выделенной оператору под-

группы из п БВ.

528

Головной модуль комплекса программ оперативного

управления БВ предназначен для выполнения следующих

функций:

регистрация оператора в системе с обязательной про-

веркой вводимого им пароля;

ввод в комплекс программ с АРМ командира расчета

бортовых номеров п БВ, которые должны находиться под

управлением зарегистрированного оператора;

исключение БВ, выполнивших полетные задания, из

процесса отображения их состояния на экране монитора опе-

ратора;

управление процессом исполнения прикладных модулей

комплекса программ;

фиксация состояний группировки БВ и действий опера-

тора по управлению конкретными БВ и их силовыми уста-

новками с записью информации в «журнал».

Структура комплекса программ каждого оператора управ-

ления подгруппой БВ представлена на Рис. 14.6.

Комплексы программ оперативного управления для опе-

раторов целевого оборудования и связи должны быть созданы

и включены в состав функционального программного обеспе-

чения наземного комплекса управления группировками бес-

пилотных вертолетов.

Головной модуль

Модуль ви-

зуализации

карты мест-

ности с про-

граммными и

фактически-

ми траекто-

риями дви-

жения БВ

группы

Модуль

вывода

программных и

фактических

текущих

значений

полетных

параметров

БВ

Модуль ви-

зуализации

состояния

подгруппы

БВ

Модуль

работы

оператора

с кнопками


БВ и их

силовых

установок

Модуль

работы

оператора с

вспомога-

тельной

информацией

Модуль

связи

аппаратурой

ИКРЛ

Рис. 14.6

529

530

14.3. Методы формирования требуемых скоростей

и траекторий движения беспилотных вертолетов

Согласно расчетной схеме, приведенной на Рис. 14.1 пер-

вым этапом программирования полетов БВ является формиро-

вание фазового вектора Фтр(t) = (Vзад(t),тр(t),тр(t),x(t),y(t),z(t)),

описывающего требуемые характеристики движения вертоле-

та при выполнении им полетного задания. Отметим, что ин-

декс «тр» у параметрического представления x(t), y(t), z(t)

требуемой траектории движения БВ здесь и ниже опущен.

Главным разработчиком этого вектора является командир

расчета МНПУ, который обсуждает варианты решений с опе-

раторами управления и целевого оборудования БВ.

Непосредственное формирование вектора Фтр(t) для каж-

дого применяемого в операции вертолета осуществляется ма-

тематиком-системным программистом расчета с помощью

КП ФПУ, состав которого приведен на Рис. 14.3. При этом

получаемые результаты работы КП обсуждаются и при необ-

ходимости корректируются с привлечением командира расче-

та и операторов МНПУ.

В данном разделе рассматриваются методы определения

скоростей и траекторий БВ, которые используются при разра-

ботке второй группы прикладных модулей этого комплекса

программ.

При этом предполагается, что формируемая траектория

для основных видов поступательного движения БВ должна

быть задана одной или несколькими непрерывными кривыми

без точек разрыва их координат и производных [27].

Для специальных режимов полета вертолетов требование

гладкости траекторий может не соблюдаться.

531

Рассмотрим подходы к определению требуемых скоро-

стей Vзад полета БВ.

Установившиеся режимы полетов вертолетов, в том числе

и БВ, на практике реализуется при постоянных значениях их

скорости [43, 110, 111].

При эксплуатации вертолетной техники выделяют сле-

дующие виды скорости ее полета [76]:

Vmin – минимальная скорость, при которой БВ может

удерживаться при полете на определенной высоте при номи-

нальном или взлетном режиме работы двигателя. Для любого

вертолета на высотах от нуля до потолка висения значение

Vmin = 0;

Vэк – экономическая скорость полета БВ с минималь-

ным часовым расходом топлива. При этой скорости достига-

ется наибольшее время нахождения вертолета в воздухе;

Vнаив – наивыгоднейшая скорость полета БВ с мини-

мальным километровым расходом топлива, обеспечивающая

максимальную дальность его полета;

Vmax – максимальная скорость полета БВ, которая ог-

раничена мощностью его двигателя, срывом потока на лопа-

стях НВ и требованиями прочности конструкции вертолета.

Для первого фактора эта величина распределяется как:

,270 0max

x

y

c

c

G

NV (14.3.1)

где N – мощность двигателя; G – вес вертолета; (су /сх) – аэро-

динамическое качество БВ; 0 – относительный КПД НВ; –

коэффициент использования мощности двигателя;

Vкр – крейсерская скорость полета БВ, равная

(0,7-0,8)Vmax, которая используется для выполнения основной

массы его полетов.

532

Отметим, что практически все значения приведенных вы-

ше видов скоростей зависят от высоты выполняемых БВ по-

летов.

На отдельных участках их траекторий могут использо-

ваться значения минимальной Vmin и максимальной Vmах ско-

ростей полета рассматриваемого вертолета.

Для неустановившихся режимов полета БЛА в сущест-

вующей литературе практически отсутствуют методы форми-

рования требуемых законов (профилей) изменения во време-

ни скорости V = V(t), t [t0,tк].

Простейшим законом изменения скорости БВ на интерва-

ле времени [t0,tк] от значения V0 до значения Vк является закон

его равноускоренного или равнозамедленного движения, ко-

торый описывается выражением вида:

],[),()( к000к

0к0 ttttt

tt

VVVtV

. (14.3.2)

При этом ускорение БВ на рассматриваемом интервале

времени будет равно:

],[,const)( к00к

0к ttttt

VVtV

. (14.3.3)

Будем считать заданной длину L траектории движения БВ

на интервале времени [t0,tк].

Для каждого рассматриваемого БВ, который осуществляет

полет на интервале времени [t0, tк] будем использовать из-

вестное из теоретической механики соотношение:

LdttVt

t

к

0

)( . (14.3.4)

Здесь V(t) –закон изменения скорости БВ в момент време-

ни t [t0, tк].

533

Для случая, когда вертолет должен двигаться с постоян-

ной заданной скоростью V(t) = Vзад = const, t [t0, tк], проводя

интегрирование левой части этого соотношения, имеем:

LttV )( 0кзад .

Откуда получаем известную формулу скорости равномер-

ного движения вида:

0к tt

LV

. (14.3.5)

На практике существуют случаи, когда для БВ требуется

обеспечить заданные значения его переменной скорости в на-

чальный и конечный моменты времени определенного режи-

ма его полета.

Эти требования запишутся как:

кк00 )(;)( VtVVtV . (14.3.6)

Рассмотрим методы формирования законов изменения

скорости Vзад = V(t) полета БВ при учете ряда дополнительных

требований.

Пусть в некотором режиме поступательного движения БВ

на интервале времени [t0, tк] для его текущей скорости V(t)

должны выполняться условия вида:

0)(;)(;)( ккк00 tVVtVVtV . (14.3.7)

Тогда искомую зависимость Vзад = Vзад(t) можно сформи-

ровать в виде полинома 2-й степени и вычислить ускорение

БВ как:

Vзад(t) = a0 + a1t + a2t2; taatV 21 2)( , t [t0,tк]. (14.3.8)

Значения коэффициентов a0, a1, a2 этого полинома опре-

деляются из решения следующей системы линейных алгеб-

раических уравнений:

534

,02

;

;

к21

к2к2к10

0202010

taa

Vtataa

Vtataa

(14.3.9)

сформированной с использованием условий (14.3.7).

Пусть рассматриваемый режим полета БВ должен удовле-

творять требованиям:

V(t0) = V0; 𝑉 𝑡0 = 0; V(tк) = Vк; 𝑉 𝑡к = 0. (14.3.10)

Для представления закона изменения скорости БВ будем

использовать полином вида:

Vзад(t) = a0 + a1t + a2t2 + a3t

3, t [t0,tк]. (14.3.11)

С использованием условий (14.3.10) формируется сле-

дующая система уравнений для определения коэффициентов

этого полинома:

.032

;

032

;

2к3к21

к3к3

2к2к10

203021

0303

202010

tataa

Vtatataa

tataa

Vtatataa

(14.3.12)

Решение приведенных выше систем линейных уравнений

осуществляется одним из численных методов, рассмотренных


Примеры применения предложенных выше подходов к фор-

мированию скорости Vзад = Vзад(t) приведены в монографии [17].

В режиме вертикального взлета БВ считаются заданными

момент времени t0 начала взлета и значение высоты hв, кото-

рую БВ должен набрать в неизвестный конечный момент

времени tк.

Будем считать заданной величину максимальной скоро-

подъемности Vy для рассматриваемого образца БВ.

535

Для формирования искомого закона изменения скорости

при взлете БВ предлагается использовать полином вида:

Vзад(t) = a0 + a1t + a2t2 + a3t

3 + a4t4, t [t0,tк]. (14.3.13)

С учетом выражения (14.3.4) условие достижения БВ за-

данной высоты его подъема запишется как:

взад

к

0

)( hdttVt

t

.

Подставляя в левую часть этой формулы выражение

(14.3.13) и вычисляя определенный интеграл, получим равен-

ство вида:

.)(5

)(4

)(3

)(2

)(

в50

5к

440

4к

3

30

3к

220

2к

10к0

htta

tta

tta

tta

tta

(14.3.14)

Будем считать, что скорость Vзад(t) будет равна Vу в мо-

мент времени 𝑡 = (t0 + tк)/2. Это условие описывается сле-

дующим выражением:

.22

2225

к05

4к0

4

3к0

3

2к0

2к0

10

yVtt

att

a

tta

tta

ttaa

(14.3.15)

Условия равенства нулю скорости и ускорения БВ в нача-

ле и в конце процесса его взлета записываются как:

.05432

;0

;05432

;0

4к5

3к4

2к3к21

5к5

4к4

3к3

2к2к1к

405

304

203021

505

404

303

202010

tatatataa

tatatatataa

tatatataa

tatatatataa

(14.3.16)

536

Выражения (14.3.14)-(14.3.16) описывают систему нели-

нейных алгебраических уравнений 6-го порядка для опреде-

ления значений коэффициентов полинома (14.3.13) и момента

времени tк завершения взлета БВ.

Для определения закона изменения скорости Vзад(t) в ре-

жиме вертикальной посадки БВ с заданными значениями вы-

соты hп начала его снижения и интервала времени [t0,tк] ис-

пользуются соотношения (14.3.13)-(14.3.16) с заменой пара-

метра hв на hп.

Сформированные для этих режимов движения БВ систе-

мы нелинейных алгебраических уравнений решаются числен-

ными методами, описанными в работе [11].

При программировании движения БВ по траекториям их

маневрирования требуется разработать методы формирования

функций x(t), y(t), z(t) для каждого конкретного полетного за-

дания. Методы формирования требуемых траекторий движе-

ния ЦМ БЛА достаточно подробно рассмотрены в работах

[13, 17]. Приведем их краткую характеристику применитель-

но к траекториям полетов БВ.

Плоские траектории движения БВ реализуемые в горизон-

тальной и вертикальной плоскостях соответствующих манев-

ренных СК, является наиболее распространенным в практике

эксплуатации вертолетной техники [111].

Такие траектории будем описывать в координатной форме

уравнениями z = z(x), y = y(x) и параметрической форме

функциями времени x = x(t), z = z(t) и x = x(t), y = y(t) [13, 17].

Пусть БВ на некотором этапе его полета должен осущест-

вить в горизонтальной плоскости на постоянной высоте

y(t) = h с заданной скоростью Vзад(t) перелет между точками с

координатами (x0,z0) и (xк,zк).

537

Необходимо сформировать уравнение траектории движе-

ния БВ:

z = z(x), x [x0,xк], (14.3.17)

обеспечивающей такой перелет.

В связи с тем, что эта траектория должна гладким образом

сопрягаться с траекториями предшествующего и последую-

щего этапов полета БЛА, будем считать заданными в ее на-

чальной и конечной точках значения производной функции

(14.3.17).

В этом случае требуемая траектория z = z(x) движения БВ

должна удовлетворять следующим граничным условиям:

.)(;)(

;)(;)(

кк00

кк00

zxzzxz

zxzzxz

(14.3.18)

На Рис. 14.7,а представлены исходные данные для форми-

рования требуемых траекторий полетов БВ в горизонтальной

плоскости в используемой маневренной СК.

Рис. 14.7

Как известно, вектор V скорости любого БЛА лежит на

касательной к траектории его полета [13, 114]. Поэтому на

этом рисунке касательные заданы соответствующими углами

их наклона к оси Мх. При этом считается, что:

б

у

М x

(x0,y0)

(xк,yк)

0

к Vзад

Vзад

(х)

x

Vзад БВ

а

z

x

(x0,z0)

(xк,zк)

0

к

Vзад

Vзад

Vзад

(х)

x М

БВ

538

z'(x0) = tg0; z'(x) = tg(x); z'(xк) = tgк. (14.3.19)

Из Рис. 14.7,а и второго из соотношений (14.3.19) следует,

что угол Ψ поворота траектории БВ связан с уравнением его

траектории (14.3.17) выражением:

.tgarc)( xzx

Производная по времени этой сложной функции [27] с

учетом приведенного выше выражения записывается как:

,

1 2x

xz

xzx

dx

dt

(14.3.20)

где dt

dxx – производная по времени t функции x = x(t).

Параметрическое представление x(t) и z(t) траектории по-

лета БВ в горизонтальной плоскости формируется путем ре-

шения системы дифференциальных уравнений вида [13, 17]:

.],[,

1;

1к02

зад

2

зад tttxz

xzVz

xz

Vx

(14.3.21)

где Vзад = Vзад(t) – определенный ранее закон изменения ско-

рости БВ.

Начальные условия для этой системы представляются как:

x(t0) = x0; z(t0) = z0. (14.3.22)

Используя приведенные выше выражения для (х) и (t)

совместно с решением x = x(t) первого уравнения системы

(14.3.21), имеем:

.))]((1[

))((

;))((arctg)(

232

задтр

тр

txz

txzVt

txzt

(14.3.23)

Для простоты расчетов функцию (14.3.17) предлагается

задавать полиномом вида [13]:

z(x) = C1x3 + C2x

2 + C3x + C4, (14.3.24)

539

где С1, С2, С3, С4 – искомые коэффициенты.

Заметим, что представление требуемых траекторий в форме

полиномов (многочленов) является практически общеприня-

тым в беспилотной авиационной технике [13, 15, 17, 84 и др.].

Производные от этой функции записываются как:

z'(x) = 3C1x2 + 2C2x + C3; z"(x) = 6C1x + 2C2. (14.3.25)

Значения постоянных С1, С2, С3, С4, входящих в уравнение

(14.3.24) траектории БВ, определяются с использованием вы-

ражений (14.3.18), (14.3.19) и (14.3.25) из решения следующей

системы линейных алгебраических уравнений 4-го порядка:

.tg23

;

;tg23

;

к3к22к1

к4к32к2

3к1

0302201

0403202

301

CxCxC

zCxCxCxC

CxCxC

zCxCxCxC

(14.3.26)

Эта система линейных алгебраических уравнений в об-

щем случае решается одним из известных численных мето-

дов, приведенных в работе [11].

Для случая, когда вторые требования из состава гранич-

ных условий (14.3.18) отсутствуют, уравнением траектории

БВ вида (14.3.17) является прямая, проходящая через точки с

координатами (x0,z0) и (xк,zк) [27].

В этом случае уравнение требуемой траектории движения

БВ в горизонтальной плоскости будет иметь вид:

0к

0к00

0к

0к )()(

xx

zzxzx

xx

zzxz

. (14.3.27)

Изменения значений координат БВ во времени при его

движении по траекториям (14.3.24) или (14.3.27) описываются

решениями задачи (14.3.21), (14.3.22) вида:

540

x = x(t); z = z(t); t [t0,tк],

где t0 и tк – соответственно моменты времени начала и окон-

чания движения вертолета по требуемой траектории z = z(x).

Момент t0 начала движения БВ по требуемой траектории

обычно задается, а момент времени tк окончания движения по

этой траектории определяется при выполнении равенств вида:

x(tк) = хк; z(tк) = zк. (14.3.28)

Сформируем, согласно Рис. 14.7,б, уравнение требуемой

траектории движения БВ в вертикальной плоскости:

y = y(x), (14.3.29)

удовлетворяющей условиям:

.)(;)(

;)(;)(

кк00

кк00

y = xyy = xy'

= yxy = yxy

(14.3.30)

Будем считать, что для движения БВ по траектории

(14.3.29) используется ранее определенный закон изменения

его скорости:

Vзад = Vзад(t), t [t0,tк].

Здесь t0 и tк – моменты времени начала и окончания поле-

та БВ по траектории (14.3.29).

Как и выше, будем формировать траекторию (14.3.29) в

виде полинома:

у(x) = C1x3 + C2x

2 + C3x + C4, (14.3.31)

где Ci – искомые коэффициенты, 𝑖 = (1,4 ).

Производные этой функции записываются как:

.26)(;23)( 21322

1 CxCxyCxCxCxy (14.3.32)

Значения коэффициентов C1, …, C4 определяются из ре-

шения следующей системы линейных алгебраических урав-

нений:

541

,tg23

;

;tg23

;

к3к22к1

к4к32к2

3к1

0302201

0403202

301

CxCxC

yCxCxCxC

CxCxC

yCxCxCxC

(14.3.33)

полученной путем подстановки выражений (14.3.31) и

(14.3.32) в левые части граничных условий (14.3.30).

Решения 04

03

02

01 ,,, CCCC этой системы также получают

применением одного из известных численных методов [11].

Для последующего программирования полета БВ по тра-

ектории (14.3.31) необходимо сформировать систему диффе-

ренциальных уравнений для определения ее параметрическо-

го представления:

x = x(t), y = y(t) (14.3.34)

и зависимостей тр(t) и θ тр(𝑡), которые описывают требуемые

законы изменения угла и угловой скорости наклона траекто-

рии вертолета в момент времени t [t0, tк].

Из очевидного равенства (см. Рис. 14.7,б):

(x) = arctg у'(x)

следует, что:

тр(t) = (x(t)) = arctg у'(x(t)),

(14.3.35) 2

задтр

))](([1

)())(()()(

txy

txtxytVx

dx

dt

,

где у"(x(t)) вычисляется с использование выражений (14.3.32).

В работе [17] показано, что функции x(t) и y(t), описы-

вающие движение ЦМ БЛА по кривой у(x) с заданной скоро-

стью Vзад, являются решением системы дифференциальных

уравнений:

542

],[,)]([1

)(;

)]([1к02

зад

2

задttt

xy

xyVy

xy

Vx

(14.3.36)


х(t0) = x0, у(t0) = у0. (14.3.37)

Для описания движения БВ по траектории (14.3.31) в пра-

вых частях этих уравнений используется первое из выраже-

ний (14.3.32) при )4,1(,0 iCC ii .

Линейные траектории у(х) движения БЛА в вертикальной

плоскости формируются с использованием выражения, анало-

гичного формуле (14.3.27), при замене в ней параметров z0 на

у0 и zк на ук.

Как было установлено в ходе рассмотрения различных за-

дач применения вертолетов, некоторые уравнения траекторий

их движения являются многозначными функциями координа-

ты х. На Рис. 14.8 схематично представлена замкнутая двух-

значная траектория z = z(x) движения вертолета в горизон-

тальной плоскости.

Рис. 14.8

Траектории с такой особенностью предлагается описы-

вать с помощью неявно-заданной (неявной) функции [27]:

F(x,z) = 0. (14.3.38)

z

M

БВ

Vзад

z = z(x)

z2s

z1s

xs x

543

Примерами таких функций являются уравнение замкну-

той круговой траектории виража [111] вертолета:

0)()(),( 22ц

2ц RzzxxzxF , (14.3.39)

где R – радиус виража; (xц,zц) – координаты центра траекто-

рии, а также траектория БВ типа «суперэллипс» [17]:

01),(4

4

4

4

b

z

a

xzxF

с точкой М в его центре.

Одной из многозначных траекторий полета БВ является

траектория типа «спираль», рассмотренная в Разд. 9.2 и в ра-

боте [28], которая в декартовых координатах записывается

как:

,0)2(arctg

)()(),(

ц

ц

2ц

2ц

jixx

zzk

zzxxzx

где i – количество полных оборотов спирали.

При этом параметр j принимает следующие значения:

j

0, если БВ движется в первой координатной четверти;

1, при движении БВ во второй и третьей четвертях;

2, если БВ движется в четвертой четверти

применяемой маневренной СК с началом в точке (хц,zц) пер-

воначального расположения вертолета.

Отметим, что из основной массы неявных выражений

нельзя в явном виде получить уравнение z = z(x) траектории

БВ вида (14.3.17).

Представление траекторий полета БВ в горизонтальной

плоскости в форме(14.3.38) является более общим, так как

при явном задании траекторий в виде z = z(x) это выражение

принимает вид:

544

F(x,z) = z – f(x) = 0,

где f(x) – обозначение правой части выражения (14.3.17).

Для обеспечения полѐта БВ по траектории (14.3.38) необ-

ходимо построить связь между функцией Ψ тр(𝑡), 𝑡 ∈ [𝑡0, 𝑡к] и

текущими координатами вертолета x(t) и z(t), удовлетворяю-

щими уравнению F(x,z) = 0.

Последние предлагается определять из решения системы

дифференциальных уравнений вида [17]:

].,[,),(),(

),()(

;),(),(

),()(

к022

зад

22

зад

tttzxFzxF

zxFtVz

zxFzxF

zxFtVx

zx

x

zx

z

(14.3.40)

Здесь Fх и Fz – частные производные функции F(x,z):

).,(),(

);,(),(

zxFz

zxF

zxFx

zxF

z

x

Для функции (14.3.39) эти производные имеют вид:

).(2),();(2),( цц zzzxFxxzxF zx

Установлено, что при полѐте по кривой (14.3.38) в том

или ином направлении функция 𝑉зад(𝑡) должна соответст-

вующим образом менять знак [13].

Начальные условия для уравнений (14.3.40) записываются

как:

x(t0) = xн, z(t0) = zн. (14.3.41)

Здесь (xн, zн) – координаты начальной точки траектории

полѐта вертолета, которые должны удовлетворять уравнению

(14.3.38).

545

В существующей практике планирования полетов БВ ши-

роко используется координатный способ, основанный на за-

дании в горизонтальной плоскости полета координат пово-

ротных пунктов маршрута (ППМ) [17]. В последующем зада-

ваемые координаты соединяются отрезками прямых, и полу-

ченная ломаная является описанием формируемой траектории

БВ (Рис. 14.9).

Рис. 14.9

Составная траектория движения БВ между ППМr–1 и

ППМr с использованием уравнения прямой, проходящей че-

рез две заданные точки [27], в форме выражения (14.3.38)

описывается формулой вида:

),2(,0),(1

1

1

11 Nr

xx

xx

zz

zzzxF

rr

r

rr

rr

.

Получение непрерывного и гладкого представления тре-

буемой криволинейной траектории движения БВ, проходящей

через все ППМ с привлечением сплайн-интерполяции рас-

сматривается в работе [17].

Отметим, что наряду с алгебраическим представлением

требуемых траекторий полетов БВ могут использоваться

представления в виде трансцендентных функций. Например,

траектория БВ-АЛЦ вида «змейка» описывается уравнением:

z

M x

ППМ1

ППМ2

ППМ3

ППМ4

ППМN

БВ Vзад

546

z = C1 sinC2 x.

Важной является задача формирования переходных тра-

екторий движения БВ, которые используются при перелетах

между различными этапами их полетов, формировании и рос-

пуске их группировки [15], а также при оперативной смене в

полете действующих программ управления БВ.

Будем считать, что при необходимости сохранения на-

правления полета вертолета в горизонтальной плоскости по

смежным траекториям переходная траектория z0(x) с коорди-

натами точек начала (xн,zн) и конца (xк,zк) будет иметь вид,

представленный на Рис. 14.10.

Рис. 14.10

На этом рисунке z = z1(x) и z = z2(x) – общий вид записи

уравнений рассматриваемых смежных траекторий БВ.

Отметим особенности переходной траектории z0(x):

заданные значения координат (xн,zн) и свободные (иско-

мые) значения координат (xк,zк), которые должны принадле-

жать кривой z2(x);

необходимость обеспечения в точках (xн,zн) и (xк,zк) вы-

полнения условий ее гладкости вида:

z

zк

zн

хн хк х

V

z0(х)

z1(х)

z2(х)

M

V

БВ

547

.)()(),()(

);()(),()(

к2к0к2к0

н1н0н1н0

xzxzxzxz

xzxzxzxz

(14.3.42)

непрерывность и минимальная кривизна траектории

z0(x) при х [xн,xк].

Для формирования траектории z0(x), удовлетворяющей

этим требованиям, будем использовать вспомогательную ва-

риационную задачу с подвижными границами [13], описанную


Тогда задача построения переходной траектории z0(x) сво-

дится к задаче определения параметров с1, с2, с3, с4, полинома:

z0(x) = c1x3 + c2x

2 + c3x + c4

и координаты хк из решения системы нелинейных алгебраи-

ческих уравнений вида:

.0)(23

;0)(

;0)(23

;0)(

;03

к23к22к1

к24н32к2

3к1

н13н22н1

н14н32н2

3н1

2к1

xzcxcxc

xzcxcxcxc

xzcxcxc

xzcxcxcxc

= +cxс

(14.3.43)

Отметим, что эта нелинейная система уравнений 5-го по-

рядка решается одним из известных численных методов, опи-

санных в работе [11].

Сформированная переходная траектория z0(x) записывает-

ся как:

],[,)( 0кн

04

03

202

3010 xxxcxcxcxcxz ,

где 0к

04

03

02

01 ,,,, xcccc – действительные корни системы (14.3.43).

Параметрическое представление x(t), z(t) этой траектории

получается с использованием выражений (14.3.21), (14.3.22).

548

На Рис. 14.11 представлена ситуация, когда БВ из некото-

рой точки с координатами (x0, z0) должен переместиться глад-

ким образом на заданную траекторию z = z(x).

На этом рисунке переходная траектория БВ обозначена

как z0(x).

Рис. 14.11

Особенность этой задачи состоит в том, что наряду с

формированием траектории z0(x) необходимо определить

наименее удаленные от начальной точки (x0, z0) координаты

(xп, zп) точки перехода вертолета на заданную траекторию

z = z(x), удовлетворяющие при этом условиям вида:

)()();()( пп0пп0 xzxzxzxz .

Траекторию z0(x) также предлагается формировать в виде

полинома:

z0(x) = C1x2 + C2x + C3.

Производная этой функции имеет вид:

210 2)( CxCxz .

Коэффициенты С1, С2, С3 и координата хп должны удовле-

творять следующим равенствам:

).(2

);(

;

п2п1

п3п22п1

0302201

xzCxC

xzCxCxC

zCxCxC

z

x0 xп x

(xп,zп) z0(x) z = z(x)

z0

M

БВ

549

Для определения этих значений в работе [17] предлагается

решать вспомогательную задачу условной оптимизации с

критерием вида:

J = (xп – х0)2 min.

Для описания пространственных траекторий движения

БВ могут быть использованы следующие существующие под-

ходы [17]:

1. Параметрическое представление траекторий вида:

],[,)(;)(;)( к0 ttttzztyytxx . (14.3.44)

2. Классическое представление траекторий в форме про-

странственной кривой как линий пересечения двух поверхно-

стей [27]:

0,,;0,, 21 zyxFzyxF (14.3.45)

построенных в выбранной маневренной СК.

При формировании координатного представления вида

(14.3.45) предлагается использовать проекционный подход,

суть которого заключается в задании специалистами МНПУ

проекций формируемой траектории на одну или обе из коор-

динатных плоскостей в виде плоских кривых с их последую-

щим преобразованием в пространственную кривую, описы-

вающую требуемую траекторию полета БВ. На основе такого

представления формируется параметрическое описание тра-

ектории БЛА вида (14.3.44).

В работе [17] рассмотрены различные методы формиро-

вания пространственной траектории БЛА.

Пусть в общем случае проекция искомой траектории на

координатную плоскость Mxz задана в неявной форме урав-

нением вида:

.0, zxF (14.3.46)

550

Геометрически кривая z(x), задаваемая этим уравнением,

представляет собой в СК Mxyz направляющую криволинейно-

го цилиндра с образующей, параллельной оси My (Рис. 14.12).

Будем считать заданным требуемый для выполнения по-

летного задания закон изменения высоты полета БВ:

к0тртр ,, ttttyy . (14.3.47)

В этом случае пространственная траектория движения

вертолета будет иметь вид, представленный на Рис. 14.12.

Рис. 14.12

На этом рисунке Vзад(t) – требуемый закон изменения ско-

рости БВ; (x0, y0, z0) и (xк, yк, zк) – координаты начальной и ко-

нечной точек формируемой траектории вертолета, которые

должны удовлетворять условиям:

.;

;0,;0,

ктрк0тр0

кк00

tyytyy

zxFzxF

(14.3.48)

Методы формирования требуемого закона (14.3.47) изме-

нения высоты полета БЛА рассмотрены в работе [17]. Там же

даны методы формирования функций θтр(t), tтр , тр(t),

y

x

z

M

y0

yк

yтр(t)

Vзад(t)

БВ

(x, z) (x0,

z0)

(xк, zк)

F(x, z) = 0

551

tтр , ],[ к0 ttt , обеспечивающие движение БЛА по траек-

тории, изображенной на Рис. 14.12.

В частности имеем, что:

.)()(arcsin)( задтртр tVtyt (14.3.49)

Производная от этой функции будет иметь следующий вид:

.)()()(

)()()()()(

2тр

2задзад

задтрзадтртр

tytVtV

tVtytVtyt

(14.3.50)

Значение курсового угла БВ определяется как:

),(

),(arctg),(

zxF

zxFzx

z

x .

Для получения параметрического представления траекто-

рии БВ в форме (14.3.44) формируется и решается следующая

система дифференциальных уравнений:

],[

,,,

,

);(

;,,

,

к0

22

2тр

2зад

тр

22

2тр

2зад

ttt

zxFzxF

tytVzxFz

tyy

zxFzxF

tytVzxFx

zx

x

zx

z

(14.3.51)

Начальные условия для этой системы имеют вид:

,);()(; 000тр000 ztztytyxtx (14.3.52)

где значения x0, z0 должны удовлетворять первым двум равен-

ствам из состава выражений (14.3.48).

В некоторых задачах применения БВ-АЛЦ их траектории

должны располагаться в заданной плоскости. Обоснованием

этого является рассмотрение групповых полетов боевых вер-

толетов в наклонной плоскости, приведенное в работе [111].

552

Пусть требуется, чтобы пространственная траектория БВ

была расположена на плоскости, которая представляется сле-

дующим уравнением [27]:

.0 DCzByAx (14.3.53)

Кроме общего уравнения плоскости такого вида плос-

кость полета вертолета может быть задана ее уравнением в

отрезках и в виде нормального уравнения [27].

Будем считать, что проекция формируемой траектории БВ

на координатную плоскость Mxz описывается уравнением

(14.3.46).

В этом случае траектория его движения получается как

линия пересечения цилиндра (14.3.46) с плоскостью (14.3.53),

представленная на Рис. 14.13.

Рис. 14.13

Метод формирования функций θтр(t), tтр , tтр , tтр

, x(t), y(t), z(t), учитывающий отмеченную выше специфику

требуемой пространственной траектории полета БВ подробно

описан в монографии [17].

b

z c

x a M y0

Vзад

БВ

(x0, z0)

F(x, z) = 0

Ax + By + Cz + D = 0

y

553

Рассмотрим подход к формированию требуемой траекто-

рии БВ в виде зависимостей (14.3.44), основанный на их

представлении в форме выражений (14.3.45).

Пусть уравнения проекций требуемой пространственной

траектории БВ заданы на координатных плоскостях Mxy и

Mxz в общем случае выражениями:

F1(x,y) = 0; F2(x,z) = 0. (14.3.54)

Эти проекции являются направляющими цилиндрических

поверхностей, параллельных осям Мz и Mx [27].

Тогда искомая пространственная траектория вертолета

будет линией пересечения цилиндров (14.3.54), представлен-

ной на Рис. 14.14.

Рис. 14.14

Будем считать, что для каждой координатной плоскости

принятой СК используется явное представление проекций

формируемой траектории вида:

y = y(x); z = z(x) . (14.3.55)

Тогда параметрическое представление x = x(t), y = y(t),

z = z(t), такой траектории на интервале времени [t0, tк] получа-

M

z

x x0 xк

yк

zк

y0

F1(x,y) =y – y(x) = 0

F2(x,z) =z – z(x) = 0

(x0,z0)

y

z0

y0 z0

554

ется как решение системы дифференциальных уравнений,

имеющей следующий вид [17]:

;

)(1)(1

)(

22

зад

xzxy

tVx

;)(1)(1

)()(

22

зад

xzxy

xytVy

(14.3.54)

,

)(1)(1

)()(

22

зад

xzxy

xztVz

t [t0,tк].

Начальные условия, согласно Рис. 14.14, для этой системы

уравнений записываются как:

x(t0) = x0; y(t0) = y0; z(t0) = z0. (14.3.55)

Значение конечного момента времени tк движения БВ по

формируемой пространственной траектории определяется из

условия:

x(tк) = хк. (14.3.56)

Предложенный подход в обязательном порядке требует

задания функций y = y(x) и z = z(x) на одном интервале [x0,xк]

изменения значений их аргумента.

Отметим, что для функции у(х) 0 из системы (14.3.54)

получаются уравнения движения вертолета в горизонтальной

плоскости по кривой z(x) на высоте у0. Для z(х) 0 эта систе-

ма дает описание движения БВ в вертикальной плоскости по

кривой у(х).

В работе [17] предложен метод определения пространст-

венной переходной траектории x0(t), y0(t), z0(t) для перевода БВ

на требуемую траекторию его полета x(t), y(t), z(t), t [t0, tк].

Выше были рассмотрены методы формирования требуе-

мых законов изменения углов ориентации БВ и соответст-

555

вующих угловых скоростей при плоских и пространственных

поступательных движениях вертолета.

Рассмотрим подход к определению закона (t) для режи-

мов плоского и пространственного разворотов БВ, начинаю-

щихся и завершающихся режимами висения с углами 0 и к.

Согласно требованиям граничных условий (13.3.19) и

(13.3.20), этот закон будем формировать в виде полинома:

тр(t) = a0 + a1t + a2t2 + a3t

3, t [t0,tк]. (14.3.56)

Производные этого выражения записываются как:

;32)( 2321тр tataat (14.3.57)

.62)( 32тр taat (14.3.58)

Коэффициенты ai, )3,0(i полинома (14.3.56) определя-

ются из решения следующей системы линейных алгебраиче-

ских уравнений 4-го порядка:

.032

;

;032

;

2к3к21

к3к3

2к2к10

203021

0303

202010

tataa

tatataa

tataa

tatataa

(14.3.59)

Эта система сформирована на основе выражений (14.3.56),

(14.3.57) и граничных условий (13.3.19) и (13.3.20).

Решая систему (14.3.59) с применением соответствующе-

го численного метода [11], получаем значения коэффициен-

тов )3,0(,)0(

iai полинома (14.3.56).

В заключение этого раздела отметим, что практическая

реализация предложенных в нем методов формирования тре-

буемых скоростей и траекторий БВ подразумевает обязатель-

ное использование комплекса программ построения фазового

вектора Фтр(t), который эксплуатируется в составе АРМ мате-

556

матика-системного программиста и состоит из следующих

программных модулей:

решения систем линейных алгебраических уравнений;

решения систем нелинейных алгебраических уравнений;

решения систем обыкновенных дифференциальных

уравнений;

визуализации на экране монитора АРМ получаемых

плоских и пространственных траекторий БВ в форме статиче-

ских и динамических изображений на фоне карты местности.

Численные методы решения изложенных выше задач опи-

саны в работе [11] и в других работах по вычислительной ма-

тематике. В связи с современными успехами компьютерной

графики не представляет особого труда и эффективная про-

граммная реализация последней группы модулей.

14.4. Формирование косвенного программного

управления движением беспилотного вертолета

Данный вид программного управления предназначен для

реализации движения беспилотного вертолета с заданной

скоростью по требуемым пространственным и плоским тра-

екториям.

Как было указано в Разд. 14.1, косвенное управление дви-

жением беспилотного вертолета (БВ) на интервале времени

[t0,tк] в общем случае описывается вектором:

u(t) = (Tнв(t),(t), Tpв(t)), t [t0,tк]. (14.4.1)

Будем определять этот вектор с использованием теории

обратных задач динамики управляемых объектов [13, 28] при

известных зависимостях Vзад(t), тр(t), θ тр(t), тр(t), тр(t), y(t)

t [t0,tк], определенных с помощью методов, рассмотренных

в Разд. 14.3.

557

Перепишем динамические уравнения пространственного

движения БВ (13.2.12)-(13.2.14) в следующей форме:

;0)()(sin

))(),(()(cos)(

задтр

задвертнв

tVmtmg

tytVXttT

(14.4.2)

;0)()()(cos

))(),(()(sin)(

трзадтр

задкрнв

ttVmtmg

tytVYttT

(14.4.3)

).()(cos)(

/))(())(),(()(

тртрзад

рврзадкрв

tttmV

LtyMtytVZtT

(14.4.4)

В этих уравнениях для простоты описания метода полу-

чения компонент вектора (14.4.1) использованы общие пред-

ставления аэродинамических сил, действующих на БВ и реак-

тивного момента его НВ. При этом сила лобового сопротив-

ления Хверт(Vзад(t),y(t)) вычисляется по формуле (13.2.9), подъ-

емная сила Yкр(Vзад(t),y(t)) крыла БВ описывается выражением

(12.4.4), боковая сила Zк(Vзад(t),y(t)) киля вычисляется по фор-

муле (12.4.10). Реактивный момент Мр(y(t)) конкретизируется

с помощью выражений (13.2.10) и (13.2.11).

Отметим, что в указанных формулах используются зако-

ны изменения скорости Vзад(t) и требуемый закон изменения

высоты y(t) полета БВ, которые непосредственно подставля-

ются в отмеченные выше выражения. При этом плотность

(у), давление р(у) и температура Т(у) воздуха описываются

соотношениями, приведенными в Разд. 12.1.

Выражения (14.4.2)-(14.4.4) представляют собой конкре-

тизацию системы нелинейных параметрических уравнений

3-го порядка вида (14.1.4) относительно неизвестных функ-

ций Tнв(t), (t), Tрв(t), t [t0,tк].

558

Вследствие простоты этой системы ее решение можно по-

лучить в аналитической форме.

Введем следующие вспомогательные функции:

));(),((

)(sin)()(

задверт

трзад

tytVX

tmgtVmtA

(14.4.5)

));(),((

)(cos)()()(

задкр

тртрзад

tytVY

tmgttmVtB

(14.4.6)

)).(),(()/)((

)(cos)()(

задкрвр

тртрзад

tytVZLtyM

ttmVtC

(14.4.7)

Тогда систему уравнений (14.4.2)-(14.4.4) можно перепи-

сать в следующем виде:

);()(cos)(нв tAttT (14.4.8)

);()(sin)(нв tBttT (14.4.9)

].,[),()( к0pв ttttCtT (14.4.10)

Возводя в квадрат правые и левые части уравнений

(14.4.8), (14.4.9) и суммируя полученные результаты с ис-

пользованием известного тригонометрического равенства,

получим выражение вида:

)()()( 222нв tBtAtT .

Откуда имеем, что:

],[,)()()( к022

нв ttttBtAtT . (14.4.11)

Используя уравнение (14.4.9), запишем равенство:

)(

)()(sin

нв tT

tBt . (14.4.12)

Из соотношений (14.4.5), (14.4.6), (14.4.11) и (14.4.12) по-

лучаем расчетную формулу вида:

559

],[,)()(

)(arcsin)( к022

ttttBtA

tBt

. (14.4.13)

Из выражений (14.4.7) и (14.4.10) следует, что:

].,[)),(),(()/)((

)(cos)( )(

к0задрвр

тртрзадpв

ttttytVZLtyM

ttmVtT

(14.4.14)

Таким образом, компоненты вектора (14.4.1) косвенного

программного управления БВ, обеспечивающего его движе-

ние по требуемой пространственной траектории с заданной

скоростью, определяется по формулам (14.4.11), (14.4.13),

(14.4.14) с использованием выражений (14.4.5)-(14.4.7), в ко-

торых функции Vзад(t), тр(t), θ тр(t), Ψ тр(t), y(t), t [t0,tк] вычис-

ляются методами, представленными в Разд. 14.3.

Согласно общему требованию (14.1.2), принятому в тео-

рии управления, вычисленные на заданном интервале време-

ни компоненты вектора (14.4.1), должны удовлетворять огра-

ничениям вида:

],,[,)(

;)(

;)(

к0max

pвpвmin

pв

maxmin

maxнвнв

minнв

tttTtTT

t

TtTT

(14.4.15)

где левые и правые значения этих неравенств определяются

конструктивными характеристиками конкретного образца

применяемого БВ.

Аналогичным образом с использованием уравнений

(14.4.2), (14.4.3) с добавлением в них компонент вектора тяги

РДТТ (см. Главу 13) определяются компоненты вектора

(14.4.1) для БВ-АЛЦ с тепловым имитатором цели.

560

При формировании косвенного управления БВ при его

полетах в горизонтальной плоскости на высоте h также опре-

деляется вектор u(t) вида (14.1.1).

Применение формул (14.4.11), (14.4.13) и (14.4.14) осуще-

ствляется при подстановке в выражения (14.4.5)-(14.4.7) сле-

дующих значений:

(t) = 0; (t) = 0; y(t) = h, t [t0,tк].

Отметим, что при программировании виража радиуса R

имеем, что:

R

tVt

)()(

задтр ,

где Vзад(t) – скорость движения БВ.

При программировании полетов БВ в вертикальной плос-

кости также определяются компоненты вектора управления

(14.4.1) из соотношений (14.4.11), (14.4.13), (14.4.14) при под-

становке в выражение (14.4.7) значения 0)(тр t , t [t0,tк].

Для формирования управления u(t) в установившихся ре-

жимах полетов БВ в выражениях (14.4.5)-(14.4.7) задаются

следующие значения:

].,[,0)(;0)(

;0)(const;)(

к0тртр

задзадзад

ttttt

tVVtV

Рассмотрим особенности формирования косвенного уп-

равления u(t) для выполнения специальных режимов полета БВ.

При реализации режима торможения БВ с зависанием

вектор управления u(t) определяется с использованием выра-

жений (14.4.5)-(14.4.7), (14.4.11), (14.4.13), (14.4.14) при под-

становке в соответствующие формулы законов изменения ско-

рости Vзад(t) и ускорения 𝑉 зад(𝑡), заданных выражениями

(14.3.8).

561

Для программирования режима обратного полета БВ по

траектории ранее выполненного прямого полета в выражени-

ях (14.4.5)-(14.4.7) проводятся следующие преобразования:

,cos)cos(cos

;sin)sin(sin

пртр

пртртр

пртр

пртртр

где θтрпр

– угол наклона траектории БВ в прямом полете.

Далее для определения вектора u(t) используются форму-

лы (14.4.11), (14.4.13) и (14.4.14).

При программировании режима висения БВ в штиль на

интервале времени [t0,tк], который реализуется при значениях:

y(t) = h; 0)(;2

)( тртр

tt , компоненты вектора управления

u(t), определенные из выражений (13.3.8)-(13.3.10) имеют

следующие постоянные значения:

.)(75

;2

;

нвнв

нвepв

нв

энвнв

L

ghNT

GF

SFT

(14.4.16)

Программная реализация на интервале времени [t0,tк] ре-

жима разворота БВ при его висении на высоте h осуществля-

ется при постоянных компонентах вектора управления Тнв и ,

заданных выражениями (14.4.16).

Рассмотрим определение законов управления Tнв(t) и (t) в

режиме висения БВ-АЛЦ с работающим ТИЦ.

Особенность этого режима состоит в необходимости ком-

пенсации с помощью Tнв(t) и (t) действия силы тяги Ртиц, вы-

зывающей смещение вертолета от заданной точки его висе-

ния. Зависимость от времени этих управляющих воздействий

562

определяется переменной массой )(tm вертолета, описывае-

мой формулой (3.5.6).

Запишем основные соотношения для определения иско-

мых управлений. Для их формирования преобразуем Рис. 3.5

и Рис. 13.15 в расчетную схему, представленную на Рис. 14.15.

Условия висения вертолета в заданной точке, согласно

этому рисунку, при V = 0 будут иметь следующий вид:

.0

;

нв

вертнв

xx

yy

TP

XGPT

Подставляя в эти соотношения значения:

,)(;/

;sin;cos

;cos;sin

нвэверт

тицтицтицтиц

нвнвнвнв

gtmGFGSX

PPPP

TTTT

yx

xy

перепишем их в следующей форме:

;sin)/1()(sin тицтицнвэнв PFSgtmT (14.4.17)

.coscos тицтицнв PT (14.4.18)


тиц

уск

Рх ЦМ 𝑇нв𝑥 xск

𝑇нв𝑦

Py

G

𝑋 верт

Тнв

Pтиц

V

Рис. 14.15

563

.cos

;sin)/1()()(

тицтиц

тицтицнвэ

PF

PFSgtmtE (14.4.19)

Тогда выражения (14.4.17) и (14.4.18) примут вид:

FTtET cos);(sin нвнв . (14.4.20)

Эти выражения дают систему уравнений для определения

искомых законов управления Тнв(t) и (t).

Поделив первое из этих уравнений на второе, получим:

F

tEt

)()(tg . (14.4.21)

Откуда закон изменения угла в процессе висения БВ-АЛЦ

будет иметь вид:

(t) = arctg(E(t)/F), t [t0,t0 + ]. (14.4.22)

Из первого уравнения системы (14.4.20) имеем, что:

)(sin

)()(нв

t

tEtT

.

Выражая с помощью известных тригонометрических

формул sin через tg [27] и используя соотношение (14.4.21),

получаем следующий вид закона изменения тяги НВ в про-

цессе висения БВ-АЛЦ:

],[,)()(

)( 0022

нв ttttEFF

tEtT . (14.4.23)

Таким образом, управление БВ-АЛЦ с ТИЦ на рассматри-

ваемом режиме его полета в интервале времени [t0,t0 + ] оп-

ределяется с использованием формул (14.4.19), (14.4.22),

(14.4.23) и третьего соотношения из состава выражений

(14.4.16).

Для формирования управления Трв(t) будем использовать

уравнение (13.3.14), которое запишем в следующей форме

)()()( ррврвтр hMLtTtJ y .

564

Подставляя в левую часть этого выражения соотношение

(14.3.58) при )0(33

)0(22 , aaaa и проводя несложные преоб-

разования, получаем искомый закон изменения тяги РВ вида:

],[,

)(32)( к0

рв

р)0(

3)0(

2рв ttt

L

hMtaaJtT

y

. (14.4.24)

Аналогичным образом с использованием зависимости

Мр(y(t)) определяется закон изменения силы Трв(t) для про-

странственного разворота БВ [111].

При формировании косвенного управления процессами

вертикального взлета и посадки БВ в качестве искомых вы-

ступают зависимости Тнв(t) и Трв(t), t [t0,tк]. При этом ис-

пользуются требуемые законы Vзад(t) изменения скорости

движения БВ и, при необходимости, изменения его курсовой

ориентации с начального 0 до конечного к значений угла

(t). Если необходимость разворота БВ при взлете и посадке

отсутствует, то считается, что эти процессы выполняются в

вертикальной маневренной СК при (t) = 0, (t) = 0, t [t0,tк].

Определение сил Тнв(t) и Трв(t) осуществляется с использо-

ванием математических моделей процессов взлета и посадки

БВ, приведенных в Разд. 13.4.

Подставляя в уравнения (13.4.3), (13.4.3) значения Vзад(t),

𝑉 зад(t), y(t) и проводя несложные преобразования, получаем

для процесса вертикального взлета БВ, оснащенного старто-

выми двигателями (СД), следующий закон изменения силы

тяги НВ:

],,[

)),(),(()(

];,[

,))(),(()()()(

)(

к0

задвертзад

00

сдзадвертзад

нв

ttt

tytVXGtVm

ttt

PtytVXtGtVtm

tT

(14.4.25)

565

где )(tm задается формулой (3.4.3).

При учете индуктивной скорости потока от НВ БВ с ис-

пользованием уравнений (13.4.12), (13.4.13) имеем, что:

].,[

)),(),((

)))((/2()(

)(2)(

];,[

,))(),(()(

))((

2)(

)(2)()(

)(

к0

зад,верт

2зад,

зад,зад,

00

сдзад,верт

2зад,

зад,зад,

нв

ttt

tytVXG

typtV

tVtVm

ttt

PtytVXgtm

ty

ptV

tVtVtm

tT

y

y

yy

y

y

yy

(14.4.26)

Для режима вертикальной посадки БВ без учета индук-

тивной скорости потока от НВ из первого уравнения системы

(13.4.16) получаем формулу вида:

],[,))(),(()()( к0задвертзаднв tttGtytVXtVmtT . (14.4.27)

С учетом индуктивной скорости тяга НВ вычисляется с

помощью уравнения (13.4.25) как:

].,[,))(),((

)))((/2()(

)()()(

к0зад,верт

2зад,

зад,зад,нв

tttGtytVX

typtV

tVtVmtT

y

y

yy

(14.4.28)

При взлете и посадке БВ с постоянным углом ориентации

по углу тяга РВ определяется по формуле:

Трв(t) = Мр(y(t))/Lрв, t [t0,tк]. (14.4.29)

566

При необходимости изменения этого угла в интервале

значений от 0 до к для формирования закона изменения

Трв(t) используется выражение (14.4.24) при Мр(y(t)).

В заключение раздела отметим необходимость обязатель-

ной проверки сформированных векторов u(t) косвенного

управления БВ путем подстановки в соответствующие мате-

матические модели режимов движения БВ и решения соот-

ветствующих уравнений. Полученные при этом результаты

V(t), (t), (t), x(t), y(t), z(t) сравниваются с исходными зави-

симостями Vзад(t), тр(t), тр(t) и требуемыми траекториями

движения БВ. При допустимых в инженерных расчетах от-

клонениях этих функций делается вывод об адекватности по-

лученных векторов u(t) косвенного управления БВ.

14.5. Формирование прямого программного

управления беспилотным вертолетом

Как было отмечено выше, прямое программное управле-

ние БВ для непосредственного обеспечения его движения по

требуемой траектории полета с заданной скоростью опреде-

ляется для каждого момента времени t [t0, tк] формировани-

ем следующих законов:

𝑛 двдр

(t) – относительного числа оборотов двигателя;

нв(t) – изменения общего шага несущего винта (НВ);

ст(t) – угла отклонения управляемого стабилизатора (Ст);

ап(t) – угла продольного наклона автомата перекоса (АП);

рв(t) – изменения шага рулевого винта (РВ).

При этом в качестве исходных данных используется вектор

косвенного управления БВ, определенный методами Разд. 14.4:

u(t) = (Tнв(t), (t), Tрв(t)), t [t0, tк] (14.5.1)

567

и основные конструктивные параметры рассматриваемого

вертолета.

Для формирования закона )(дрдв tn используется дроссель-

ная характеристика поршневого двигателя беспилотного вер-

толета. Для поршневых двигателей (ПД) дроссельная харак-

теристика представляет собой зависимость их мощности от

высоты, скорости и числа оборотов вала [76].

На Рис. 14.16 приведен пример скоростной и высотной

характеристик авиационного поршневого двигателя М-14П.

Как было отмечено выше, зависимость мощности Nе от

высоты h полета вертолета представляется как:

Ne(h) = A(h)Ne(0). (14.5.2)

Здесь Ne(0) – мощность ПД при h = 0; A(h) – эмпирическая

зависимость вида [17]:

)(

)(11,0)(0248,0)(

hT

hThphA

, (14.5.3)

где p(h), T(h) – давление и температура воздуха на высоте h.

Для вычисления последних используются формулы, при-

веденные в Разд. 12.1.

Зависимость Nе(0) предлагается формировать путем ап-

проксимации методом наименьших квадратов (МНК) [10] вы-

сотной характеристики ПД полиномом вида:

Nе(0) = a0 + a1𝑛 + … + am𝑛 m, (14.5.4)

где 𝑛 – относительное число оборотов вала ПД в процентах от

максимального значения числа оборотов; a0, a1, …, am – иско-

мые коэффициенты.

Отметим, что при практических расчетах необходимо по-

добрать минимальную степень т этого полинома, начиная со

значения т = 1, обеспечивающую инженерную точность ап-

проксимации в пределах (1-5)%.

568

Рассмотрим пример построения зависимости (14.5.4).

Пример 14.1.

Снимем с графика на Рис. 14.16,б значения Ne и 𝑛 при

h = 0 м, представленные в первых двух столбцах Табл. 14.1.

Полагая в выражении (14.5.4) т = 1, получаем зависи-

мость вида:

Ne(0) = a0 + a1𝑛 .

Ne, л.с.

250

200

150

100 100 200 300 V, км/ч

Взлетный режим 𝑛 = 991%

I номинал 𝑛 = 821%

II номинал 𝑛 = 701%

I крейс. 𝑛 = 641%

II крейс. 𝑛 = 591%

Nв, л.с.

340

280

220

160 144

100 0 1000 2000 3000

4000 h, м

𝑛 = 99 1%

𝑛 = 82 1%

𝑛 = 70 1%

𝑛 = 64 1%

𝑛 = 59 1%

Рис. 14.16

б

а

569


𝑛 , % Ne, л.с. m = 1 m = 2

𝑁ерасч

, л.с. N, % 𝑁ерасч

, л.с. N, %

99 340 367,698 5,205 338,248 –0,515

82 295 276,844 –6,155 302,933 2,689

70 249 219,771 –11,739 236,406 –5,053

64 185 191,234 3,370 190,233 2,829

59 144 167,453 16,287 145,181 0,812

Применяя для определения коэффициентов a0 и a1 метод

наименьших квадратов [10], получаем следующие значения:

a0 = –113,159; a1 = 4,756.

Подставляя эти значения в формулу для Nе(0), определим

приведенные в Табл. 14.1 аппроксимированные значения

𝑁ерасч

и их относительные отклонения N от значений Ne.

Из анализа четвертого столбца этой таблицы видно, что

величина погрешности N имеет недопустимые в инженер-

ных расчетах значения.

Положим т = 2 и будем использовать для представления

выражения (14.5.4) зависимость вида:

𝑁е 0 = 𝑎0 + 𝑎1𝑛 + 𝑎2𝑛 2. (14.5.5)

Применение указанного выше метода дает следующие

значения коэффициентов аппроксимации высотной характе-

ристики рассматриваемого ПД:

а0 = –837,804; а1 = 23,713; а2 = –0,120.

Результаты расчетов значений Ne(0) с этими коэффициен-

тами и оценки их отклонений от значений Ne при h = 0 приве-

дены в последних двух столбцах Табл. 14.1.

Проведенное формирование зависимости (14.5.4) при т = 3

дало максимальную значение погрешности аппроксимации

N = 4,924%, которое незначительно отличается от такого

значения для т = 2.

570

Отсюда следует, что аппроксимация квадратичной зави-

симостью вида (14.5.5) дает вполне приемлемые для практики

результаты и менее трудоемка для последующих вычислений

значений 𝑛 при программировании требуемых траекторий

движений БВ.

Приведем методику формирования дроссельной характе-

ристики ПД с электронным регулятором (ЭР) положения

дроссельной заслонки по его паспортным данным.

Пример 14.2.

Сформируем на основе описания одного из двухцилиндро-

вых двигателей исходные данные, приведенные в Табл. 14.2,

для расчета значений n(t), ],[ к0 ttt при nmax = 6700 об/мин.


Режим

работы

Ne(0),

л.с.

n,

об/мин

Ne(0),

Н м/с n, об/с

𝑁ерасч

(0),

Н м/с N, %

«Максимал» 102 6500 75020 108,333 74460 –0,742

«Номинал» 64 5000 47070 83,333 48050 2,069

«Минимал» 18 3000 13240 50,000 12820 –3,153

При формировании четвертого и пятого столбцов этой

таблицы был проведен пересчет значений мощности согласно

соотношению: 1 л.с. = 735,5 Н м/с [76], а абсолютные оборо-

ты двигателя были переведены из «об/мин» в «об/с».

В шестом столбце Табл. 14.2 приведены результаты ли-

нейной аппроксимации характеристики Nе(0) зависимостью

вида:

Nе(0) = а0 + а1п (14.5.6)

при значениях коэффициентов:

а0 = –40020; а1 = 1057.

На Рис. 14.17 представлены исходные и аппроксимиро-

ванные значения этой характеристики.

571

Отметим, что значения 𝑛 (t) относительного числа оборо-

тов используются как исходные данные для работы электрон-

ного регулятора двигателя при осуществлении программного

полета БВ.

При формировании законов нв(t) управления НВ будем

использовать приведенную выше формулу его силы тяги:

Тнв(t) = 0,5cт нв(нв(t))(у(t))(нвRнв)2𝑅нв

2 , (14.5.7)

где cт нв(нв(t)) – коэффициент силы тяги НВ, определяемый

экспериментальным путем; (у(t)) – плотность воздуха на вы-

соте полета у(t); нв – угловая скорость вращения НВ; Rнв –

радиус НВ рассматриваемого БВ.

Один из вариантов экспериментальной установки для оп-

ределения характеристик НВ приведен в статье [39]. Резуль-

таты экспериментов по определению зависимости ст нв(нв)

аппроксимируются методом наименьших квадратов полино-

мом соответствующего порядка [17]:

3нв3

2нв2нв10нвнвт )( ссccc .

Прямое управление силой Тнв(t) будем формировать с ис-

пользованием известного принципа «шаг-газ» [43, 111].

Величины угловой скорости нв и число оборотов пнв вин-

та связаны известным соотношением [110] вида:

Ne(0), Н

м/с

60000

40000

20000

0 0

60 80 100 п, об/с

Рис. 14.17

572

нвнв

нв

30

2

60n .

Из этого выражения следует, что:

3030

maxнвнвнв

nnn

. (14.5.8)

Здесь 𝑛 нв [0, 1] – относительное число оборотов НВ;

nmax – максимальное число оборотов НВ.

Подставляя соотношение (14.5.8) в формулу (14.5.7), имеем:

0,5cт нв(нв(t))(у(t))

2

нвmaxнв

30

R

nn𝑅нв

2 = Тнв(t)

Проведя соответствующие преобразования, перепишем ее

в следующей форме:

4нв

32нв

нв2нвнвнвт

))((

)(1800)())((

Rnty

tTtntc

. (14.5.9)

Вводя вспомогательную функцию:

4нв

32нв

нв

))((

)(1800)(

Rnty

tTtD

, (14.5.10)

представим выражение (14.5.9) как:

)()())(( 2нвнвнвт tDtntc . (14.5.11)

Искомые функции нв(t) и 𝑛 нв(𝑡) будем определять из ре-

шения следующей вспомогательной параметрической задачи

условной оптимизации [17] с целевой функцией вида:

min)()()( 2нв

2нв tnttJ (14.5.12)

при выполнении в любой момент времени t [t0, tк] равенства

(14.5.11).

Запишем эту задачу в упрощенном виде:

;minнвнв ,

2нв

2нв

nnJ

(14.5.13)

Dnc 2нвнвнвт )( (14.5.14)

573

и сведем ее к более простой безусловной задаче минимизации

с одной искомой переменной нв.

Выделим из формулы (14.5.14) выражение вида:

)( нвнвт

2нв

c

Dn (14.5.15)

и подставим его в целевую функцию (14.5.13):

)( нвнвт

2нв

c

DJ .

Применяя к функции J = J(нв) необходимое условие экс-

тремума [27], получаем уравнение вида:

0)(

)(2

нв2

нвт

нвнвт нв

c

cD

d

dJ,

где нвт c – производная от функции нвт c по переменной нв..

Нетрудно показать, что применение достаточных условий

экстремума [27] указывают на наличие минимума функции

J(нв).

Возвращаясь к независимой переменной t, получаем, что

для определения закона нв(t) изменения общего шага НВ не-

обходимо решать параметрическое нелинейное уравнение:

],[,0))((

))(()()(2 к0

нв2

нвт

нвнвт нв ttt

tc

tctDt

. (14.5.16)

Пусть )(0нв t – решение этого уравнения, полученное в

общем случае одним из специальных численных методов [13].

Тогда относительное число оборотов НВ в момент времени t

из формул (14.5.15) и (14.5.10) определяется как:

],[,))((

)()( к00

нвнвт

нв ttttc

tDtn

. (14.5.17)

574

Полученный закон изменения относительного числа обо-

ротов НВ реализуется путем дросселирования двигателя БВ.

Сформируем требуемый закон управления числом оборо-

тов вала двигателя БВ, обеспечивающего изменение во време-

ни полученного числа оборотов НВ пнв(t), t [t0,tк].

Пусть 𝑛двmax – максимальное число оборотов двигателя БВ,

𝑛 двр

– относительное число его оборотов, выбранного для реа-

лизации рассматриваемого режима его работы.

Тогда число оборотов двигателя на выбранном режиме оп-

ределяется как:

maxдв

рдв

рдв nnn .

На этом режиме вращение НВ осуществляется через глав-

ный редуктор (ГР) силовой установки БВ с передаточным чис-

лом kгр < 1.

Максимальное число оборотов на выходе ГР будет равно:

maxдв

рдвгр

рдвгрmax nnknkn .

Абсолютное число оборотов НВ в момент времени t [t0,tк]

с учетом этого выражения примет вид:

)()()( нвmaxдв

рдвгрнвmaxнв tnnnktnntn .

Введем параметр ]1,0[)(дрдв tn , описывающий дроссели-

рование двигателя в момент времени t [t0,tк].

Тогда требуемый закон изменения числа оборотов НВ

можно получить с применением этого параметра как:

],[,)()( к0maxдвгр

дрдвнв tttnktntn ,

где: )()()( нврдв

дрдв tntntn . (14.5.18)

В современной вертолетной технике управление углом ст

отклонения управляемого стабилизатора связано с управле-

нием общим шагом НВ [111].

575

При этом применяемый вид нелинейной зависимости:

ст.= f(ош) (14.5.19)

получают обычно в результате летных испытаний вертолета [59].

Формирование закона управления (14.5.19) проводится

аппроксимацией полиномом результатов таких эксперимен-

тов [17] и использованием зависимости ош(t).

Рассмотрим формирование входящего в вектор (14.5.1)

косвенного управления значений угла (t) с помощью автома-

та перекоса (АП).

По определению АП является механизмом управления

общим и циклическим шагом НВ, позволяющим осуществить

требуемые изменения значения и направления силы тяги

НВ [57, 58].

Как было отмечено в Главе 2, в перспективных БВ для со-

кращения стоимости их производства предлагается использо-

вать более простые АП кривошипного типа [58]. Такой АП

действует только в продольном направлении изменения по-

ложения вектора Тнв (см. Рис. 13.4,а). Наклон плоскости вра-

щения НВ происходит за счет наклона на угол ап оси стакана

управления АП при соответствующем повороте кривошипа.

Последний, к которому крепятся шарниры лопастей НВ, же-

стко соединен с валом управления АП.

В основу построения закона ап(t) положим упрощенную

кинематическую схему работы такого АП, представленную на

Рис. 14.18.


1 – вал НВ; 2 – сферический шарнир; 3 – стакан управления;

4 – шарниры НВ; 5 – тяги механизма изменения угла наклона

стакана управления; 6 – механизм изменения циклического

шага НВ; kнв – коэффициент, описывающий передаточное от-

576

ношение между углами наклона стакана управления АП и от-

клонением оси конуса вращения НВ [43]; нв – угол заклине-

ния вала НВ.

Из Рис. 14.18 следует соотношение вида:

)(5,0)( нвапнв ttk .

Добавляя в это выражение балансировочное значение δапбал

угла наклона АП [43], получаем искомый закон управления

углом (t):

],[,)(5,0

)( к0нв

нвбалапап ttt

k

tt

. (14.5.20)

Пример 14.3.

Проиллюстрируем применение формулы (14.5.20) при

значениях δапбал = 0, нв

= 6 и kнв = 3,6 для различных углов (t).

Пусть для реализации прямолинейной траектории набора

высоты БВ при (t) = 15 угол (t) наклона оси НВ составляет

80,823 [17].

/2 – (t)

Рис. 14.18

kнвап(t) > 0

(t)

нв нв

V

уск

ЦМ

Тнв(t)

4 4

3

2

1

6

5

5

xск

577

Тогда из формулы (14.5.20) имеем, что:

883,06,3

6823,8090)(ап t .

При = 0 и значении (t) = 67,468 получаем:

ап(t) = 4,592.

Для углов = –15 и (t) = 55,106 имеем:

ап(t) = 8,026.

Из этих результатов следует, что увеличение значений угла

ап(t) приводит к уменьшению угла (t) наклона траектории

полетов БВ.

При моделировании процесса обратного полета БВ по ра-

нее выполненной при = 0 прямой траектории имеем, что

(t) = 112,254 [17]. Для реализации обратного полета БВ не-

обходимо отклонить его АП на угол:

848,76,3

6254,11290)(ап t .

Рассмотрим методику формирования прямого управления

тягой РВ, который является винтом изменяемого шага, рабо-

тающим при заданном значении числа nрв = const оборотов

его вала.

При формировании закона управления тягой РВ требуется

для известного закона Трв(t) из вектора (14.5.1) определить за-

висимость рв(t) шага винта от времени при t [t0, tк].

Сила тяги РВ вычисляется по рассмотренной выше фор-

муле [43, 111]:

Трв(t) = 0,5cт рв(рв(t))(у(t))(рвRрв)2𝑅рв

2 , (14.5.21)

где cт рв(рв(t)) – коэффициент тяги РВ; рв – угловая скорость

вращения РВ; Rрв – радиус РВ.

578

Отметим, что коэффициент тяги РВ, так же как и соответ-

ствующий коэффициент для НВ, определяется эксперимен-

тальным путем [111].

Будем считать, что экспериментальные значения коэффи-

циента тяги РВ с достаточной точностью аппроксимируются

кубическим полиномом [17]:

3рв3

2рв2рв10рврвт )( ccccc , (14.5.22)

где 𝑐 𝑖 – коэффициенты, определенные методом наименьших

квадратов [10].

Преобразуем выражение (14.5.21) в параметрическое урав-

нение вида:

],[,)))(((

)(2))(( к02

рв2

рврв

рврврвт ttt

RRty

tTtc

. (14.5.23)

Для построения закона управления рв(t) введем вспомо-

гательную функцию:

2рв

2рврв

рв

)(y(t))(

)(2)(

RR

tTtE

. (14.5.24)

Тогда с учетом выражений (14.5.22) и (14.5.24) парамет-

рическое уравнение (14.5.23) примет следующий вид:

],[,0)( к03рв3

2рв2рв10 ttttEcccc . (14.5.25)

Данное кубическое уравнение для каждого ],[ к0 ttt реша-

ется одним из численных методов, изложенных в работах [11,

13].

Для определения законов рв(t) при различных режимах

движения БВ необходимо конкретизировать функцию E(t),

описываемую выражением (14.5.24). Отметим, что в эту функ-

цию входит сила тяги Tрв(t), которая существенно зависит от

значений Мр(t) реактивного момента НВ. При этом общеизве-

579

стно, что значения Мр(t) изменяются при увеличении или

уменьшении общего шага нв этого винта.

Для учета такого влияния необходимо согласовывать изме-

нения значений рв(t) и нв(t), t [t0,tк]. Это достигается путем

использования при управлении несущей системой БВ перспек-

тивного принципа «шаг-винт».

Применение этого принципа позволяет улучшить путевое

управление БВ, повысить точность выдерживания курса при

его вертикальных перемещениях и эффективность полетов вер-

толета на малых высотах при низких температурах воздуха.

Последнее определяется тем, что в таких условиях требуются

небольшие значения как общего шага НВ, так и угла установки

лопастей РВ. Этот принцип был реализован на вертолете

Ми-28Н, но информация об его применении в беспилотной

вертолетной технике в настоящее время отсутствует.

Рассмотрим с учетом этого принципа методы формирова-

ния законов рв(t) изменения шага РВ для различных режимов

полета БВ.

Для пространственных и плоских траекторий полетов

вертолета сила Трв(t) вычисляется по формуле (14.4.14). После

подстановки этого выражения в формулу (14.5.24) получим:

.)))(((

)))(),((/))(((2

)))(((

))()(cos)((2)(

рв2

рврв

задкрвр

рв2

рврв

тртрзад

FRty

tytVZLtyM

FRty

tttmVtE

(14.5.26)

Входящий в это выражение реактивный момент НВ в об-

щепринятой форме представим как:

нвнв2

нвнвнвкрр )))((()(5,0))(( RFRtymtyM , (14.5.27)

580

где ткр(нв) – коэффициент крутящего момента НВ, определяе-

мый экспериментальным путем [39].

График зависимости ткр(ош) приведен в работе [110].

Уравнение (14.5.25) решается для каждого t [t0,tк] при

подстановке в него выражения (14.5.26), в котором использова-

на правая часть формулы (14.5.27) с коэффициентом ткр(нв(t)),

где в качестве аргумента применяется решение уравнения

(14.5.16) в этот момент времени.

Для режима висения БВ на высоте h = const тяга РВ, как

было указано выше, вычисляется как:

рвнв

нв0ерв

)()()(

L

hNhT

,

где 0(нв) – значение эффективного КПД НВ в зависимости от

угла нв.

Метод расчета зависимости 0(нв) с использованием поля-

ры НВ приведен в работе [44]. Полученные этим метом отдель-

ные значения функции 0(нв) предлагается аппроксимировать

полиномом соответствующей степени.

Подставляя правую часть этого выражения в формулу

(14.5.24), имеем:

рвнврв

2рврв

нв0е

))((

)()(2

LFRh

hNE

. (14.5.28)

В связи с тем, что все входящие в это выражение парамет-

ры не изменяются во времени, функция E(t) = const. Это озна-

чает, что уравнение (14.5.25) будет классическим кубическим

уравнением и его решение рв = const.

При плоских и пространственных разворотах БВ функция

E(t) в общем случае принимает следующий вид:

581

рв

2рврв

ртр

)))(((

)))(()((2)(

FRty

tyMtJtE

y

, (14.5.29)

где для представления момента Мр используется выражение

(14.5.27).

При этом для плоских разворотов БВ высота y(t) полагается

равной h = const.

Изменение угла рв(t) шага РВ на этих режимах определя-

ется путем решения для каждого момента времени t [t0,tк]

уравнения (14.5.25) после подстановки в него выражений

(14.5.29) и (14.5.27). При этом в соотношении (14.5.27) ис-

пользуются значения нв(t), t [t0,tк], найденные из уравнения

(14.5.16).

Вычисленные компоненты вектора прямого управления БВ:

],[,)(),(),(),(),()( к0рвапстнвдрдв ttttttttnt (14.5.30)

должны в каждый момент времени t удовлетворять ограниче-

ниям вида:

.)(

;)(

;)(

;)(

;)(0

maxpвpв

minpв

maxапап

minап

maxстст

minст

maxнвнв

minнв

max др,дв

дрдв

t

t

t

t

ntn

Минимальные и максимальные значения компонент век-

тора (t) определяются конструктивными параметрами и ус-

ловиями эффективной эксплуатации рассматриваемого БВ.

Для практической реализации вектор (14.5.30) задается на

сетке значений времени t0, t1, t2,…, tк, которая формируется как:

)к,0(,0 iiitti ,

582

где t – период («квант») времени, применяемый для про-


Эти значения должны быть использованы при решении

приведенных выше параметрических уравнений и в осталь-

ных расчетах.

Разработанная программа управления полетом БВ на ин-

тервале времени [t0,tк], которая имеет вид файла:

)к,0(|,,,,, )(рв

)(ап

)(ст

)(нв

)(дрдв intU iiiii

i ,

где );();();( ст)(

стнв)(

нвдрдв

)(дрдв i

ii

ii

i tttnn );(ап)(

ап ii t

)(рв)(

рв ii t , загружается в его комплекс управления при

предстартовой подготовке вертолета.

В заключение главы отметим, что задачи разработки ме-

тодик формирования программного управления БВ нуждают-

ся в более глубоких и детальных исследованиях с широким

привлечением специалистов по аэродинамике, динамике поле-

та и системам управления беспилотной вертолетной техники.

583

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной книге сделана попытка сформулировать ком-

плексный (системный) подход к решению практически неот-

раженных в существующей литературе проблем разработки и

применения беспилотной вертолетной техники.

Автор считает материал этой монографии ознакомитель-

ным с содержанием отмеченных в ней проблем. При непо-

средственном решении этих проблем активное участие долж-

ны принять специалисты по конструкции, новым материалам

и технологиям, аэродинамике и динамике полета, прочности,

общему и целевому бортовому оборудованию беспилотной

вертолетной техники. Кроме таких специалистов важнейшая

роль в решении сформулированных проблем отводится воен-

ным и гражданским специалистам по применению и эксплуа-

тации различных видов такой техники.

Главной задачей, от решения которой существенно зави-

сит широкое применение рассматриваемого перспективного

вида авиационной техники, является задача создания образ-

цов беспилотных вертолетов, имеющих минимальную стои-

мость их производства и высокий уровень простоты эксплуа-

тации.

Для резкого сокращения сроков и стоимости разработки и

модификации таких вертолетов необходимо широко исполь-

зовать современные комплексные САПР, включающие в себя

автоматизированные системы наземных и летных испытаний

беспилотной вертолетной техники.

В последующих книгах предлагаемой серии вопросы, из-

ложенные в данном издании, планируется конкретизировать и

расширить до конкретных практических рекомендаций по

проектированию, конструированию, программному управле-

нию и применению современной и перспективной беспилот-

ной вертолетной техники.

584

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Михайлов С. Беспилотные вертолеты – Беспилотные сис-

темы. [Электронный ресурс] http://ruvsa.com/reports/ unmanned

helicopters.

2. Быстров Р.П., Гвоздев А.Е., Немцов А.В., Потапов А.А.,

Шеремет И.Б. Современное состояние и перспективы развития

беспилотных летательных аппаратов ведущих стран мира. М.:

3 ЦНИИ МО РФ, 2016. 399 с.

3. Основы проектирования, конструирования и производст-

ва летательных аппаратов (дистанционно пилотируемые лета-

тельные аппараты). Под ред. И.С. Голубева и Ю.И. Янкевича. М.:

Изд-во МАИ, 2006. 528 с.

4. Щербаков Р. Перспективные беспилотные летательные

аппараты вертолетного типа // Зарубежное венное обозрение, №3,

2003. С.19-23.

5. Новоселов А.С., Болнокин В.Е., Чинаев П.Н., Юрьев А.Н.

Системы адаптивного управления летательными аппаратами. М.:

Машиностроение, 1987. 280 с.

6. Спунда Б. Летающие модели вертолетов. М.: Мир, 1988.

136 с.

7. Экономико-математические и прикладные модели. Под

ред. В.В. Федосеева. М.: ЮНИТИ, 2002. 391 с.

8. Бокс Дж., Дженкинс Г.М. Анализ временных рядов. Про-

гноз и управление. М.: Мир, 1974. 406 с.

9. Лукашин Ю.П. Адаптивные методы краткосрочного про-

гнозирования временных рядов. М.: Финансы и статистика, 2003.

416 с.

10. Демиденко Е.З. Линейная и нелинейная регрессии. М.:

Финансы и статистика, 1981. 302 с.

11. Вержбицкий В.М. Основы численных методов. М.: Выс-

шая школа, 2002. 840 с.

585

12. Сабиров М.И., Виноградов С.С., Зиннуров Н.Р. Разработка

универсальной беспилотной авиационной платформы вертикаль-

ного взлета-посадки мультироторного типа повышенной грузо-

подъемности // Аналитическая механика, устойчивость и управ-

ление. Труды XI Международной Четаевской конференции. Т. 3.

Секция 3. Управление. Часть III Казань, 2017. С. 20-28.

13. Моисеев В.С. Прикладная теория управления беспилот-

ными летательными аппаратами. Казань: Республиканский центр

мониторинга качества образования (РЦ МКО), 2013. 768 с.

(Серия «Современная прикладная математика и информатика»).

14. Моисеев В.С. Основы теории эффективного применения

беспилотных летательных аппаратов. Казань: Редакционно-

издательский центр (РИЦ) «Школа», 2015. 444 с. (Серия «При-

кладная математика и информатика»).

15. Моисеев В.С. Групповое применение беспилотных лета-

тельных аппаратов. Казань: РИЦ «Школа», 2017. 572 с. (Серия

«Современная прикладная математика и информатика»).

16. Современное состояние и перспективы развития беспи-

лотных авиационных систем XXI века: анал. обзор по материалам

зарубежных информационных источников / Под ред. Е.А. Федо-

сова. М.: Гос НИИАС, 2012. 177 с.

17. Моисеев В.С. Динамика полета и управление беспилот-

ными летательными аппаратами. Казань: РИЦ «Школа», 2017.

416 с. (Серия «Современная прикладная математика и информа-

тика»).

18. Моисеев В.С., Гущина Д.С., Моисеев Г.В. Основы теории

создания и применения информационных беспилотных авиаци-

онных комплексов. Казань: Изд-во Мин. образов. и науки РТ, 2010.


тика»).

586

19. Моисеев В.С., Моисеев Г.В. Основы создания и примене-

ния имитационных беспилотных авиационных комплексов. Ка-

зань: РЦ МКО, 2013. 208 с. (Серия «Современная прикладная ма-

тематика и информатика»).

20. Павлушенко М., Евстафьев Г.М., Макаренко И.К. Беспи-

лотные летательные аппараты: история, применение, угроза рас-

пространения и перспективы развития. М.: Изд. ПИР-центра,

2005. 610 с.

21. Макаренко С.И. Информационное противоборство и ра-

диоэлектронная борьба в сетеоцентрических войнах начала XXI

века. СПб.: Наукоемкие технологии, 2017. 546 с.

22. Колесников А. Тир для ПВО: Для армии разработают

имитатор боевого вертолета Apach. [Электронный ресурс]

https://life.ru.

23. Краснов А., Путилин А. БЛА: от разведки к боевым дейст-

виям // Зарубежное военное обозрение, 2004, №5. С. 42-49.

24. Куликов Л., Растопчин В., Бондаренко Н. Беспилотные

авиационные системы военного назначения: проблемы и пер-

спективы развития // Аэрокосмическое обозрение, 2004, №1.

С. 20-23.

25. Янкевич Ю. Применение беспилотных авиационных ком-

плексов в гражданских целях // Аэрокосмический курьер, 2006,

№6. С. 55-57.

26. Журавлев В.Н., Журавлев П.В. Применение беспилотных

летательных аппаратов в отраслях экономики: состояние и пер-

спективы // Научный вестник МГТУ ГА, 2016, №226. С. 156-164.

27. Бронштейн И.Н., Семендяев К.А. Справочник по матема-

тике. М.: Физматгиз, 1965. 608 с.

28. Гимадеев Р.Г., Моисеев В.С., Арутюнова Н.К. Обратные

задачи управления беспилотными летательными аппаратами ар-

тиллерийской разведки. Казань: Изд-во РЦ МКО, 2013. 240 с.

(Серия «Современная прикладная математика и информатика»).

587

29. Борзов Г.Е., Козар В.С., Моисеев В.С. Применение беспи-

лотных разведывательно-корректировочных вертолетов в разве-

дывательно-огневых комплексах артиллерии тактического звена:

монография. Казань: Изд-во КВВКУ (военный институт), 2009.


тика»).

30. Беспилотные летательные аппараты. Основы устройства и

функционирования. Под ред. И.С. Голубева и И.К. Туркина. М.:

Изд-во МАИ, 2008. 656 с.

31. Козар А.Н., Моисеев В.С. Информационные технологии

оптимального применения управляемых артиллерийских снаря-

дов. Казань: РИЦ «Школа», 2012, 348 с. (Серия «Современная

прикладная математика и информатика»).

32. Буренок В.М., Москаленко В.И., Соломенин Е.А. Направ-

ления развития системы опознавания // Вооружение и экономика,

№1(17), 2012.

33. Титков О. Как защищаются от «дружественного огня»?

[Электронный ресурс] https://www.popmech.ru.

34. Агеев А.М., Попов А.С. Требования к надежности борто-

вых комплексов управления беспилотных летательных аппаратов

различных классов // Воздушно-космические силы. Теория и

практика, №7, сентябрь 2018. С. 95-101.

35. Мельников Ю.П. Воздушная радиотехническая разведка.

М.: Радиотехника, 2005. 304 с.

36. Алешин М.Г., Дьяконов С.В., Сивов А.Ю. Обоснование ос-

новных характеристик системы и параметров управления мощно-

стью передатчика ретранслятора связи на беспилотном летатель-

ном аппарате // Электронное издание «Журнал радиоэлектрони-

ки», №12, 2011. 17 с.

37. Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами. Изд. 3-е,

доп. и перераб. М.: Воениздат, 1991. 343 с.

588

38. Моисеев В.С., Салеев А.Б. Основные направления разра-

ботки беспилотных авиационных комплексов на базе выведенных

за штат пилотируемых образцов авиационной техники // Авиакос-

мические технологии и оборудование (АКТО-2006). Материалы

международной научно-технической конференции. Казань:

Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2006. С. 60-62.

39. Лисин С.П. Напорная теория несущего винта вертолета //

Вестник ДГТУ, 2011, т. 11, №8(59), вып. 1. С. 1222-1226.

40. Палий А.И. Радиоэлектронная борьба. М.: Воениздат,

1989. 350 с.

41. Моисеев В.С., Гущина Д.С., Шафигуллин Р.Р. Мобильная

распределенная интегрированная система управления группиров-

ками беспилотных летательных аппаратов // Современные техно-

логии и материалы – ключевое звено возрождения отечественно-

го авиастроения (АКТО-2010). Сб. докл. Международной научно-

практической конференции. Т. 2. Казань: Изд-во «Вертолет»,

2010. С. 535-543.

42. Тищенко М.Н., Некрасов А.В., Радин А.С. Вертолеты. Вы-

бор параметров при проектировании. М.: Машиностроение, 1976.

368 с.

43. Володко А.М. Основы аэродинамики и динамики полета

вертолетов. М.: Транспорт 1988. 342 с.

44. Проскурин В.Д. Расчет параметров вертолета на этапе

предварительного проектирования. Оренбург: Изд-во ОГУ, 2014.

199 с.

45. Смирнов Ю.Д., Добрынин О.С. Разработка беспилотных

летательных аппаратов для проведения экологического монито-

ринга // Записки Горного института. 2014, т. 207. С. 213-216.

46. Что такое логистика? [Электронный ресурс]

http://big.spb.ru/publications/ other/logistics/logistics.shtml.

47. Фролов М.А. Военная логистика: проблемы и решения

[Электронный ресурс] http:www.science-forum.ru/2014/474/6422.

http://big.spb.ru/publications/other/logistics/logistics.shtml

589

48. Моисеев В.С., Моисеева Л.Т. Комплекс программ опера-

тивного управления группой беспилотных летательных аппара-

тов. // Аналитическая механика, устойчивость и управление //

Труды XI Международной Четаевской конференции. Т.4. – Ка-

зань: Издательство КНИТУ-КАИ, 2017. С. 151-157.

49. Петросян Э.А., Никифорова Л.Н. Беспилотные вертолеты

– от мини- до микроаппаратов. [Электронный ресурс]

http://www.microsistems.ru.

50. Энциклопедия: Авиация / Гл. ред. Г.П. Свищев. М.:

Большая российская энциклопедия, 1994. 736 с.

51. Авиационные поршневые двигатели XXI века [Электрон-

ный ресурс] http://www.ciam.ru/press cente.

52. Жданов И.А., Штаудахер С., Фалалеев С.В. Проблемы и

перспективы развития микрогазотурбинных двигателей для бес-

пилотных летательных аппаратов // Вестник Самарского гос. аэ-

рокосмического университета (СГАУ) им. С.П. Королева, 2011,

№3(27). С. 345-353.

53. Кожевников Ю.В., Моисеев В.С., Корниенко И.А. и др.

Основы систем автоматизированного проектирования. Казань:

Изд-во Казан. гос. ун-та, 1988. 225 с.

54. Адгамов Р.И., Кожевников Ю.В., Моисеев В.С. и др. Ав-

томатизированные испытания в авиастроении. М.: Машино-

строение, 1989. 252 с.

55. Братухин И.П. Проектирование и конструкции вертоле-

тов. М.: Оборонгиз, 1955. 363 с.

56. Моисеев В.С., Тутубалин П.И. К проблеме обеспечения

информационной безопасности беспилотных авиационных ком-

плексов / Материалы VI Международной научно-технической

конференции «Проблемы и перспективы развития авиации, на-

земного транспорта и энергетики» (АНТЭ-2011), Т. 2. Казань:

Изд-во «Вертолет», 2011. С. 324-331.

590

57. Дудник В.В. Конструкция вертолетов. Ростов н/Д: Изда-

тельский дом ИУИ АП, 2005. 158 с.

58. Богданов Ю.С., Михеев Р.А., Скулков Д.Д. Конструкция

вертолетов. М.: Машиностроение, 1990. 272 с.

59. Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман А.С., Гродко Л.Н.,

Лейканд М.А. Вертолеты. Расчет и проектирование. Кн. 1. Аэро-

динамика. Под ред. М.Л. Миля. М.: Машиностроение, 1966. 480 с.

60. Королев Е.В., Жамалов Р.Р. Аэродинамическое сопротив-

ление плохообтекаемых тел // Вестник Нижегородского государ-

ственного инженерно-экономического института, 2011, №1-2.

С. 61-76.

61. Кириллов О.Е. Новые научные разработки ЦАГИ для вин-

токрылых летательных аппаратов // Новые технологии, материа-

лы и оборудование российской авиакосмической отрасли (АКТО-

2018). Материалы Всероссийской научно-практической конфе-

ренции. Т. 1. Казань: Изд-во КНИТУ-КАИ, 2018. С. 3-8.

62. Кривцов В.С., Карпов Я.С., Лосев Л.И. Проектирование

вертолетов. Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2003. 344 с.

63. Моисеев В.С, Альмухаметова А.Ф., Гущина Д.С., Мейко А.В.

Об одном методе формирования эффективных управленческих и

проектных решений на дискретном множестве альтернатив //

Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева, 2008, №1. С. 67-69.

64. Корнеев В.М. Конструкция и эксплуатация летательных

аппаратов. Ульяновск: УВАУ ГА, 2009. 130 с.

65. Федоров И.И., Матяж А.И. Конструирование фюзеляжа,

крыльев и оперения вертолета. Казань: Изд-во КАИ, 1992. 32 с.

66. Фигуровский В.И. Расчет на прочность беспилотных лета-

тельных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973. 356 с.

67. Одиноков Ю.Г. Расчет самолета на прочность. М.: Маши-

ностроение, 1973. 392 с.

68. Михеев Р.А. Прочность вертолетов. М.: Машиностроение,

1984. 280 с.

591

69. Михайлов С.А., Неделько Д.В., Шувалов В.А. Вопросы

проектирования и прочностного расчета полозкового шасси вер-

толета // Изв. вузов. Авиационная техника. 1999. № 4. С. 16-19.

70. Справочник по авиационным материалам. В 2-х томах.

М.: Машиностроение, 1965.

71. Справочник по композиционным материалам. В 2-х кн.

Под ред. Дж. Любина. М.: Машиностроение, 1988.

72. Скворцов Ю.В. Механика композиционных материалов.

Самара: СГАУ, 2013. 94 с.

73. Сенюшкин Н.С., Ямалиев В.Р., Ялчибаева Л.Р. Примене-

ние композиционных материалов в конструкции БПЛА // Моло-

дой ученый, т.1, №4, 2011. С. 59-61.

74. Матвеев А.Д. Расчет на прочность композиционных кон-

струкций с применением эквивалентных условий прочности //

Вестник КрасГАУ, 2014, №11. С. 68-79.

75. Гуревич О.С., Гулиенко А.И., Захарченко В.С. и др. Элек-

трический вертолет // Двигатели, №2(80), 2012. С. 12-14. [Элек-

тронный ресурс] www.dvigately.ru.

76. Справочник авиационного инженера. Под ред. В.Г. Алек-

сандрова. М.: Транспорт, 1973. 400 с.

77. Островский Е.В., Фридзон М.Б. Тонкая структура верти-

кального профиля влажности, влияющая на распространение ра-

диоволн в тропосфере // Научный вестник МГТУ ГА, №133, 2008.

С.30-38.

78. Данилюк В. Влияние атмосферных условий на мощность

двигателя и тягу винта. [Электронный ресурс] http://

www.aviajournal.com/arhiv.

79. Григорьев В.А. Вертолетные газотурбинные двигатели.

М.: Машиностроение, 2007. 491 с.

80. Твердотопливные ракетные двигатели. [Электронный ре-

сурс] http // works. tareber.ru.

592

81. Алиев А.М., Липанов А.М. Проектирование ракетных дви-

гателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1995. 399 с.

82. Системы электроснабжения летательных аппаратов. Под

ред. С.П. Халютина. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2010.

438 с.

83. Красовский А.А. Выбор и оптимизация микроэлектропри-

водов // Изв. РАН «Теория и системы управления», 1997, №3.

84. Управление и наведение беспилотных маневренных лета-

тельных аппаратов на основе современных информационных

технологий. Под ред. М.Н. Красильникова и Т.Г. Серебрякова.

М.: Физматлит, 2005. 280 с.

85. Власов О.В., Смокин И.В. Радиооборудование летатель-

ных аппаратов. М.: Воениздат, 1971. 360 с.

86. Ефаков В.Н., Тузбеков Р.М. Принципы формирования оп-

тимального облика бортового оборудования перспективного вер-

толета // Вестник УГАТУ, 2014, т. 18, №2(63). С. 103-112.

87. Лалетин К.Н., Артамонов Л.Т. Практическая аэродина-

мика вертолета Ми-6А. М.: Транспорт, 1980. 166 с.

88. Парамонов П.П., Жаринов И.О. Интегрированные борто-

вые вычислительные системы: Обзор современного состояния и

анализ перспектив развития в авиационном приборостроении //

Научно-технический вестник информационных технологий, ме-

ханики и оптики, 2013, №2(84). С. 1-17.

89. Бельский А. Оптико-электронные и лазерные системы в

современных и перспективных комплексах бортового оборудова-

ния вертолетов // Фотоника, 2012, №6(36). С. 26-31.

90. Волков В.Г. Вертолетные оптико-электронные системы

наблюдения и разведки. [Электронный ресурс] http://www. bnti.ru.

593

91. Миллер Б.М., Рубинович Е.Я. Проблемы комплексирова-

ния оптико-электронных систем с навигационными системами

беспилотных летательных аппаратов // Материалы XII Всерос-

сийского совещания по проблемам управления (ВСПУ-2014).

[Электронный ресурс] http://vspu2014.ipu.ru.

92. Рябов К. Бортовой комплекс обороны летательных аппа-

ратов «Президент-С» // Военное обозрение. Авиация, 2015, №22.

[Электронный ресурс] https://topwar.ru.

93. Вершинин В.И. Обзор беспилотных летательных аппаратов

мира (БПЛА). ВИНИТИ РАН. 2010, июнь/июль, 34, №3. С. 1-3.

94. Анцев Г.В., Сарычев В.А., Следников К.Н., Тупиков В.А.,

Турнецкий Л.С. Авиационный комплекс территориального ин-

формационного мониторинга // Качество и ИПИ (CALS)-техно-

логии, 2005, №3. С. 7-9.

95. Бикенин Р.Р., Андрюков А.А. К вопросу о применении

беспилотных летательных аппаратов в качестве ретрансляторов в

системах обмена информацией // Информация и космос, 2017,

№2. С. 30-34.

96. Скляр Б. Цифровая связь. Теоретические основы и прак-

тическое применение. М.: «Вильямс», 2003. 1104 с.

97. Таранцев А.А., Чикитов Ю.И. Модель применения беспи-

лотных летательных аппаратов в целях тушения крупных лесных

пожаров в зоне применения наземных сил и средств // Вестник

Санкт-Петербургского университета ГПС МЧС, 2016, №2. С. 21-27.

98. Горбунов А.А., Галимов А.Ф. Влияние метеорологических

факторов на применение и безопасность полета беспилотных ле-

тательных аппаратов с бортовым ретранслятором радиосигнала //

Вестник Санкт-Петербургского университета ГПС МЧС, 2016,

№2. С. 7-15.

99. Вильдгрубе Л.С. Вертолеты. Расчет интегральных аэроди-

намических характеристик и летно-технических данных. М.:

Машиностроение, 1977. 152 с.

594

100. Никольский Б.А. Основы теории систем и комплексов

радиоэлектронной борьбы [Электронный ресурс]. Самара: СГАУ,

2012. 174 с.

101. Викулов О.В., Добыкин В.Д., Дрогалин В.В. и др. Совре-

менное состояние и перспективы развития авиационных средств

радиоэлектронной борьбы // Зарубежная радиоэлектроника. Ус-

пехи современной радиоэлектроники. 1998, №12. С. 3-16.

102. Попов В., Федутдинов Д. Тенденции развития систем

передачи данных при использовании беспилотных летательных

аппаратов // Зарубежное военное обозрение, 2006, №4. С. 47-51.

103. Моисеев В.С., Гущина Д.С., Шафигуллин Р.Р. Рацио-

нальное размещение и выбор количества информационных бес-

пилотных авиационных комплексов для непрерывного монито-

ринга крупных территорий // Изв. вузов. Авиационная техника,

2012, №3. С. 3-7.

104. Мхитарян А.М. Аэродинамика. М.: Машиностроение,

1976. 448 с.

105. Сафонова Т.В. Авиационная метеорология. Ульяновск:

УВАУ ГА, 2005. 215 с.

106. Никитин А.В., Солдаткин В.В., Солдаткин В.М. Систе-

ма измерения параметров вектора ветра на стартовых и взлетно-

посадочных режимах вертолета // Мехатроника, автоматизация,

управление, 2013, №6. С. 64-70.

107. Доброленский Ю.П. Динамика полета в неспокойной

атмосфере. М.: Машиностроение, 1969. 256 с.

108. Динамика полета. Под ред. А.М. Мхитаряна. М.: Ма-

шиностроение, 1971. 368 с.

109. Вентцель Е.С. Теория вероятностей. М.: Высш. шк.,

1999. 576 c.

110. Базов Д.И. Аэродинамика вертолетов. М.: Транспорт,

1972. 184 с.

595

111. Ромасевич В.Ф., Самойлов Г.А. Практическая аэроди-

намика вертолетов. М.: Воениздат, 1980. 384 с.

112. Поклад Г.Г. Геодезия. М.: Акад. Проект, 2007. 589 с.

113. Солдаткин В.В. Система воздушных сигналов вертоле-

та. Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2012. 276 с.

114. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета бес-

пилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973.

616 с.

115. Акимов А.И. Аэродинамика и летные характеристики

вертолетов. М.: Машиностроение, 1988. 144 с. (Справ. б-ка авиац.

инженера-испытателя).

116. Афанасьев В.А., Балоев А.А., Мещанов А.С. Программи-

рование пространственных траекторий полета беспилотных лета-

тельных аппаратов // Вестник Казанского государственного тех-

нологического университета, 2016, т. 19, №17. С. 126-132.

117. Белинская Ю.С. Автоматическое управление вертоле-

том вдоль горизонтальной прямой // XII Всероссийское совеща-

ние по проблемам управления (ВСПУ-2014). М.: 2014.

С. 1524-1535.

118. Авиационное оборудование. Под ред. Ю.П. Добролен-

ского. М.: Воениздат, 1989. 248 с.

119. Шабанов А.В., Ломакин В.В., Шабанов А.А. Характери-

стики электромобилей и тенденции развития электропривода //

Журнал автомобильных инженеров, 2014, №3(86). С. 38-43.

120. Волков Н.И., Миловзоров В.П. Электромашинные уст-

ройства автоматики. М.: Высш. шк., 1986. 335 с.

596

Виктор Сергеевич Моисеев


Подписано к печати 05.07.2019

Формат 60х841/16. Бумага офсетная.

Гарнитура «Times». Печать ризографическая.

Усл. печ. 34,64 л. Печ. 37,25 л. Тираж 100 экз. Заказ № 98.

420111, Казань, Дзержинского, 9/1. Тел. сот.: +7(917)264-84-83.

Отпечатано с готового оригинал-макета

в редакционно-издательском центре «Школа»

E-mail: [email protected]

xn----8sbccoat3acurs.xn--p1aiмоисеев-бпла.рф/images/files/_-__c_.pdf2 УДК...

Documents

Transcript of xn----8sbccoat3acurs.xn--p1aiмоисеев-бпла.рф/images/files/_-__c_.pdf2 УДК...