CC BY
46
Могилин Кирилл Андреевич, студент, kirill_mogilin@,mail.ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Селищев Валерий Анатольевич, канд. техн. наук, доцент, sel648val@rambler.ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет
INTELLIGENT VIDEO SURVEILLANCE SYSTEMS IN SECURITY COMPLEXES
K.A. Mogilin, V.A. Selishev
Modern video Analytics systems and their advantages in comparison with simple video surveillance systems are considered.
Key words: intelligent video surveillance systems, video Analytics, video Analytics functions, image recognition.
Mogilin Kirill Andreevich, student, kirill_mogilin@,mail. ru, Russia, Tula, Tula State University,
Selishchev Valeryi Anatolievich, сandidate of technical sciences, docent, se1648valarambier. ru, Russia, Tula, Tula State University
УДК 623.4.084.8
АНАЛИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ РУЛЕВЫХ ПРИВОДОВ ПРИМЕНИТЕЛЬНО К ЗАДАЧЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ МАЛОГАБАРИТНОГО МЕЖВИДОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО
АППАРАТА
О.В. Горячев, Д. А. Гусев
Рассмотрены особенности различных типов рулевых приводов, применяемых при создании малогабаритных летательных аппаратов. Проанализированы требования к современному межвидовому малогабаритному летательному аппарату, накладывающие ограничения на условия работы и применения рулевых приводов. Сделаны выводы о предпочтительности применения воздушно-динамического привода и показаны направления совершенствования электрического привода с целью применения в летательных аппаратах рассматриваемого класса.
Ключевые слова: рулевой привод, воздушно-динамический привод.
Наиболее важными критериями для выбора типа рулевого привода (РП) для межвидовых малогабаритных летательных аппаратов (ЛА) являются требования по времени полёта, энергетическим характеристикам и стабильности работы.
В настоящее время для малогабаритных ЛА разработаны горячега-зовые, пневматические, электрические и воздушно-динамические приводы. Основным их отличием является использование различных источников рабочего тела, которые, в свою очередь, обуславливают массогабаритные характеристики РП при сопоставимых требованиях по времени работы.
94
Для более детального рассмотрения будем использовать определённые условия, в которых РП должен работать. Так, для перспективного межвидового изделия обозначим дальность полёта равной Ь (км), а время полёта на эту дальность определим в 1р (с). Предположим, что изделие имеет сверхзвуковую скорость полёта и часть траектории будет протекать на высотах, где роль играет разреженность воздуха. Исходя из сложившейся школы проектирования РП, будем осуществлять подбор привода для вращающегося изделия, построенного по двухканальной схеме.
Газовые РП со встроенными источниками рабочего тела, то есть приводы с пороховым генератором газа (ПГГ) и воздушным аккумулятором давления (ВАД), обеспечивают стабильно высокое быстродействие на всём временном промежутке работы источника рабочего тела. Однако существующие ВАД, даже источники высокого давления с одноатомными газами, имеют относительно высокие габариты и требуют особой точности при изготовлении, что приводит к дополнительным затратам при изготовлении и отработке РП. РП с ПГГ также обеспечивают стабильно высокие моменты и скорости работы РП, но при работе оказывают значительное тепловое воздействие на распределительные устройства и газовую арматуру, вследствие чего растёт масса данных агрегатов, а значит уменьшается масса полезной нагрузки. Однако такие приводы изготавливались и успешно выполняли возложенные на них задачи.
Учитывая вышесказанное, можно заключить, что правильное проведение всех процессов проектирования РП обычно позволяет нивелировать недостатки практически любого вида привода, если, конечно, его габариты в принципе позволяют разместить его в изделии.
Для расчета необходимого объёма ВАД и ПГГ с учетом требований по дальности и скорости полета воспользуемся следующими зависимостями.
Для порохового аккумулятора давления ПАД
М £2
т т
ш =_—_—__п .+
ПАД А Т1 т- Р'
Арт ' К-г ' Тг • Упор
где Мтпотр - максимальный потребный момент, Нм; Отпотр - максимальная потребная скорость, рад/с; f - заданная частота сигналов управления, Гц и 5 - амплитуда, град; 1р - время полета.
Для воздушного аккумулятора давления ВАД
\у =_Мт-"Р __п-1
УУ ВАД г" ■ - - 11
Лрт-Р<
б
ГР > 1/к
1-
UJ
где п, Арт - константы; Яг - теплоёмкость газа, Дж/кгК; Тг - температура газа, К; уШр - удельная плотность газа, кг/см3; Рр - давление в рабочих полостях, Н/м2.
Проведя соответствующие расчеты для конкретных числовых значений параметров Ь и 1р, можно сделать вывод о том, что требования, предъявляемые к габаритно-массовым характеристикам разрабатываемого ЛА (масса, диаметр, длина), исключают возможность размещения на борту источников подобного типа.
Таким образом, несмотря на достоинства РП с ВАД и ПГГ, их недостатки, в виде жесткой ограниченности по времени работы и трудоёмкости изготовления источников рабочего тела, часто превышающей трудоёмкость изготовления всех остальных элементов РП вместе взятых, а также высокие массогабаритные показатели приводят к тому, что использование данных типов РП для построения рассматриваемого межвидового ЛА можно считать нецелесообразным. Поэтому особое внимание следует обратить на два оставшихся вида РП: электрический и воздушно-динамический (ВДРП).
Говоря об электрическом приводе, можно отметить независимость его работы от параметров набегающего потока, кроме того, исключение из конструкции воздухозаборников понижает лобовое сопротивление изделия. Время работы электрического привода ограничено в наибольшей степени ёмкостью батареи, входящей в состав изделия, а потому при разработке электрического РП необходимо уменьшить потребляемую мощность двигателей. Для рассматриваемого изделия рассчитаем габариты электродвигателей.
Привод на основе электродвигателей.
Для расчета требуемую мощность привода на заданной частоте вращения f (Гц), и известных параметрах: моменте инерции рулей 1р(кгмс2); угле поворота рулей 5 (o); КПД редуктора п и развиваемом моменте Мр (Нм), воспользуемся следующими очевидными зависимостями:
потребная скорость привода Г2ШТр равна
Q = 2ndf.
nomp J
угловая скорость JIA
суммарный потребный момент
М = Мр + J рсо~.
?
потребная мощность
Mil
р __nomp
Л
Проведенный расчет потребной мощности и анализ возможных вариантов реализации электрического РП на базе трёхфазных электрических двигателей без редукторов, показал, что электрические двигатели при предельно-возможных габаритах не подходят по мощностным характеристикам, кроме того, можно заметить, что токи потребления являются достаточно большими и накладывают отдельные требования на батарею питания.
Данная потребная мощность может быть уменьшена при уменьшении необходимого развиваемого момента, для этого потребуется внесение изменений в положение оси вращения рулей. Необходимость внесения изменений в конструкцию обуславливается тем, что в рамках классического цикла разработки РП обычно изначально опираются на особенности ВДРП. Так, при проектировании рулей для ВДРП необходимо, насколько возможно, снизить момент положительного знака, действующий на рули на дозвуковом участке полёта [1]. Данный принцип позволяет ВДРП обеспечить
управляемость при низких скоростях на начальном участке полёта. Однако побочным эффектом является возрастание величины знакоотрицательного момента, действующего на рули на высоких скоростях полёта, что не является критичным для ВДРП, так как его развиваемый момент растёт согласованно со скоростью полёта [2].
Для электрического привода явление перекомпенсации, возникающее при относительно большом знакоположительном моменте шарнирной нагрузки, также является нежелательным, но не является критичным для обеспечения управляемости, так как развиваемая мощность привода не зависит от параметров набегающего потока.
Стоит учесть, что для управления рассматриваемым изделием потребуется четыре электродвигателя. Электродвигатели необходимой мощности обладают слишком высокой массой и габаритами и не могут быть размещены в корпусе исследуемого изделия.
Оговоримся, что возможности электрического РП могут быть вполне достаточны при уменьшении частоты вращения ракеты, это возможно в случае реализации управления изделием, стабилизированным по крену. В этом случае решающую роль при проектировании РП играет необходимость создания батареи высокой мощности, с временем стабильной работы большим или равным времени полёта изделия. Однако выбор РП для построения стабилизированного изделия - это обширная тема, заслуживающая отдельного рассмотрения.
Теперь рассмотрим ВДРП.
ВДРП не имеет бортового источника рабочего тела и требует лишь относительно небольшой батареи, обеспечивающего работу электромагнитов.
Исключение из состава ракеты бортового источника питания большой мощности и использование энергии обтекающего ракету потока воздуха для управления [3]:
- обеспечивает резкое (для изделий с длительным временем полёта) уменьшение габаритно-массовых характеристик рулевых приводов;
- снимает ограничения на время работы привода в зависимости от дальности и времени полета изделия, так как ВДРП работает, пока летит ракета;
- стабилизирует динамические характеристики рулевого привода, как блока системы управления изделием, вследствие согласованности потребной мощности на управление и располагаемой мощности привода, так как единый воздушный поток нагружает аэродинамические рули и одновременно является энергоносителем для их перемещения;
- снижает требования к расходу рабочего тела привода и, как следствие, требования к изготовлению элементов точной механики и повышению общей технологичности привода.
Однако наличие воздухозаборников в носовой части ЛА выливается в возрастание лобового сопротивления ЛА. Вследствие возросшего сопротивления, растёт температурная нагрузка на газовую арматуру РП и распределительные устройства, а также увеличивается расход топлива.
97
Проведем анализ зависимости характеристик стартового двигателя от лобового сопротивления ЛА.
Для перспективного межвидового ЛА рассмотрим ВДРП с пневмо-двигателем закрытого типа. Рабочее тело поступает в РП через боковые воздухозаборники, которые расположены в носовой части ЛА.
Рассмотрим влияние воздухозаборников на маршевую ступень бика-либерного ЛА.
Сила лобового сопротивления воздухозаборников будет определяться по формуле
7заб = СХзаб Бзаб Ч
где СХзаб - коэффициент лобового сопротивления воздухозаборников; 8заб - площадь сечения воздухозаборного устройства, перпендикулярного направлению воздушного потока.
Сила сопротивления маршевой ступени ЛА будет определяться по формуле
7ЛА = СХМстБт1сЧ ,
где - мидель (сечение ЛА, перпендикулярное потоку набегающего воздуха).
Параметр воздушного потока q определяется следующим образом:
р¥2
ч = --.
2
Суммарная сила лобового сопротивления маршевой ступени ЛА с воздухозаборным устройством определяется по формуле
7сум = Ч(СХМстБтгС + С забБзаб )
Для определения степени влияния воздухозаборных устройств на сопротивление маршевой ступени ЛА найдем отношение суммарной силы лобового сопротивления к силе лобового сопротивления маршевой ступени ЛА без воздухозаборных устройств:
7 е п е ч Фтгй (СХМсМ + СХзза б^) гсум _ Ч( ХМсМ^т1с1 + СХзза Бзаб ) __БтгС .
7Мсс СХМсМБтгСЧ СХМсМБтгСЧ
г +г Бзаб\
7 СХМсМ + СХззае-)
гсум =_Ътгй .
7Мсс СХМсМ
Введем следующее обозначение:
Б
АС = С
Х Хзаб
заб
Б
тгС
Применяя рассмотренные зависимости, можно получить ориентировочную величину увеличения силы лобового сопротивления ЛА примерно на 23 %.
Для определения влияния изменения коэффициента лобового сопротивления маршевой ступени на стартовую ступень ЛА, получим аналогичную зависмость:
А СХ1 = А СХ2 Ъ™ = А СХ2 ^ = Д СХ2(%\
^/77/6/1 К/)\ 4 1)\
где - диаметр стартового двигателя; Бг - диаметр маршевой ступени; АСх2 - изменение коэффициента лобового сопротивления маршевой ступени ЛА.
Расчет характеристик и анализ полученных результатов показал, что при увеличении коэффициента лобового сопротивления маршевой ступени ЛА наблюдается несущественное увеличение лобового сопротивления стартовой ступени.
Для определения параметров СД на разгонном участке полета ЛА с учетом изменения его массы воспользуемся следующей методикой.
Уравнения для сил, действующих на ЛА при движении на участке разгона, имеют вид
¿У = АСх^р 2ЯТё Л 2т Сх8тЫр Проведем замену переменных:
а2= 2КТВ
В результате замены переменных получим выражение
¿У = Сх8тИ
Л 2т Проведем замену переменных:
г * _
Со —-•
и 2
В течение полета ЛА общая масса уменьшается за счет сгорания топлива в стартовом двигателе. Изменение массы опишем следующим уравнением:
т0 ~тк .
Щ--^—^Ч
'о
где т0 - начальная масса ЛА в начале полета, кг; тк - масса ЛА в конце разгонного участка и на всем участке планирования, кг; £0 - общее время разгонного участка, с.
Введем коэффициент изменения массы ЛА:
т0-тк
кт = —У-^ т0 - ктг.
В результате получим выражение
(IV Ш
с0
—1п' 'иУ=Со 2 а (а-Г)
(а2 -V2)
о частям:
1 ^
(1)
Проинтегрируем полученное выражение по частям:
1 , (а + У0) *( 1 , , , . 1 , / чЛ
-Ы(щ-ктЬ) +—Ы(т0)
7 ч V III V У т
т т у
Основные параметры, необходимые для проведения расчета, были определены по предполагаемой траектории перспективного ЛА:
шо - начальная масса ЛА в начале полета;
Шк - масса ЛА в конце разгонного участка и на всем участке планирования;
10 - общее время разгонного участка;
У0 - максимальная скорость ЛА на участке разгона; - мидель ЛА;
Определим значение коэффициента изменения массы кш=35.
Для удобства расчета определим следующий параметры:
Ы1 =—— 1п(т0 -ктг0) +—1п(т0) = 0.0381.
кт кт
Выражение (1) примет следующий вид:
±1п^0) = с0 Ы1. (2)
2а (а - V))
Зная скорость У03, соответствующую времени полета ЛА, равному 110/2 и параметры разгонного участка и используя выражение (2), запишем систему уравнений
±1п(а±М = с0 Ы1;
2а (а - У0) (3)
±1п(а±М=с0ы 2, 2а (а-У03)
где
П = -—1п(т0 - кт 1п(т0)
1 т
Решив систему уравнений (3), получим параметры, необходимые для расчёта необходимой тяги стартового двигателя,
о = а 1<СХ$тШ р (4)
1 2 g ' "
Определим величину СХ8Ш1ар из следующей зависимости:
С0 =-т--> СХ^тгШр = 2С0. (5)
Тогда формула (4) примет вид
2 *
ЯТ = (6)
£
Для проведения анализа изменения силы тяги стартового двигателя при увеличении коэффициента лобового сопротивления маршевой ступени рассматриваются измененные параметры полета: У02 - новая максимальная скорость стартового двигателя на разгонном участке полета; АСХ1 - изменение коэффициента лобового сопротивления стартового двигателя ЛА.
Определив изменение параметров С*0 можно рассчитать необходимую силу тяги:
ё
На основании проведенного сравнительного анализа полученных результатов делается вывод о требуемом увеличении реактивной тяги стартового двигателя.
В свою очередь, увеличение необходимой тяги приводит к необходимости увеличивать заряд стартового двигателя, что является нежелательным процессом, который, однако, не должен требовать внесения качественных изменений в конструкцию ЛА.
Отдельно необходимо отметить: несмотря на то, что характеристики, обеспечиваемые ВДРП, вполне достаточны для управления, очень важной задачей является разработка методик по повышению динамических характеристик ВДРП для перспективных высокоскоростных изделий.
Кроме того, реальные характеристики наполнения и опорожнения полостей РП отличаются от получаемых моделированием, так как модели, описывающие поведение рабочего тела, руководствуются рядом допущений, в числе которых предположение о квазистатическом характере поведения газового потока в рабочих полостях. В плане экспериментального исследования характеристик РП также существуют определённые неточности, так при лабораторно-стендовых испытаниях практически невозможно повторить разреженность воздуха на разных высотах [4]. Существует два основных пути решения данных проблем. Первый заключается в составлении сложных математических моделей и программных продуктов для отработки ВДРП, а второй требует большого количества продувок в аэродинамических трубах для отработки конструкции и различных схем управления приводом. Поэтому ВДРП можно назвать наиболее наукоёмким и сложным в проектировании РП, но при этом данный тип привода наиболее предпочтителен для построения межвидового изделия в силу своих исключительных особенностей.
Выводы
1. РП с ВАД и ПГГ при всех своих достоинствах не могут использоваться для построения перспективных ЛА с длительным временем работы, так как их массово габаритные показатели, а также требования к газовой арматуре не могут быть согласованы с требованиями к компоновке перспективного межвидового ЛА.
2. Электрический РП является одним из наиболее подходящих вариантов для построения межвидового ЛА при условии решения ряда вопросов, в числе которых:
а) разработка высокоэффективных малогабаритных двигателей постоянного тока;
б) разработка новых бортовых источников питания, способных обеспечить необходимый ток потребления и напряжение питания на всём протяжении полета при ограничении на массу и объём самой батареи;
3. ВДРП остаётся наиболее предпочтительным типом РП для построения межвидового ЛА в силу своих особенностей, среди которых особенно важны: согласованность развиваемого и нагружающего моментов, и отсутствие отдельного источника рабочего тела. Однако для разработки перспективных ЛА, необходимо осуществление следующих мероприятий:
а) уточнение математических моделей с целью устранения существующих ограничений, оказывающих влияние на точность и адекватность моделей и затрудняющих моделирование работы РП в режимах, где принятая в настоящий момент система допущений не позволяет полностью смоделировать работу РП. Более детальное рассмотрение процессов в полостях привода и влияния разреженности воздуха на характеристики РП;
б) совершенствование методик проектирования, позволяющих осуществлять имитационное моделирование с большей точностью и дающее возможность сократить количество летных испытаний и испытаний в аэродинамических трубах, необходимых для создания РП.
Список литературы
1. Шипунов А.Г., Фимушкин В.С., Никаноров Б.А. Концепция разработки воздушно-динамических рулевых приводов ракет комплексов высокоточного оружия // Всероссийская конференция ИПУ РАН. «Пневмогид-роавтоматика-99». М., 1999. С. 12 - 14.
2. Шипунов А.Г., Фимушкин В. С., Никаноров Б.А. Системный подход к проектированию, конструированию и экспериментальной отработке воздушно-динамических рулевых приводов // Известия Тульского государственного университета. Проблемы специального машиностроения, 1999. Вып. 2. С. 449 - 457.
3. Фимушкин В.С., Горячев О.В., Фокин А.С. Сравнение воздушно-динамических рулевых приводов c разными типами пневмодвигателей // Известия Тульского государственного университета. Технические науки. 2016. Вып. 12. Ч. 4. С. 184 - 192
4. Гусев А.В., Фимушкин В.С., Никаноров Б.А., Фокин А.С. Обоснование облика воздушно-динамических рулевых приводов в управляемых ракетах комплексов управляемого вооружения // Системы ВТО. Создание, применение и перспективы. 2018. №1 (17). С. 63 - 76.
Горячев Олег Владимирович, д-р техн. наук, профессор, заведующий кафедрой, ovgor@gmail. com, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Гусев Дмитрий Андреевич, аспирант, dimguseff(@,mail. ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет
ANALYTICAL REVIEW OF VARIOUS TYPES OF STEERING DRIVES, APPLICABLE TO
THE PROBLEM OF DESIGNING A SMALL INTERSPECIFIC AIRCRAFT
O. V. Goriachev, D.A. Gusev 102
The features of various types of steering drives used to create small-sized aircraft are considered. The requirements for a modern interspecific small-sized aircraft are shown, imposing restrictions on the working conditions and application of steering drives. Conclusions are made about the preference for using an air-dynamic steering actuator and directions for improving the electric drive for use in aircraft of this class are shown.
Key words: steering drive, air-dynamic steering actuator.
Goriachev Oleg Vladimirovich, doctor of technical sciences, professor, head of chair, ovgor@gmail. com, Russia, Tula, Tula State University,
Gusev Dmitrii Andreevich, postgraduate, dimguse ff@,mail. ru, Russia, Tula, Tula State University
УДК 623.465.757
К ВЫБОРУ ПАРАМЕТРОВ ИНФРАКРАСНОГО УСТРОЙСТВА
САМОНАВЕДЕНИЯ
А.Р. Санникова
Рассмотрены основные положения методики, предназначенной для оценки эффективности стрельбы комплексов управляемого вооружения, оснащенных боеприпасами с конечным автономным тепловым самонаведением. На основании этой методики проведено исследование влияния числа коррекций снаряда на траектории на некоторые параметры инфракрасного устройства самонаведения.
Ключевые слова: параметры инфракрасного устройства самонаведения, эффективность стрельбы, управляемый артиллерийский снаряд
Основным принципам современных боевых действий отвечают боеприпасы с инфракрасным устройством самонаведения или инфракрасной головкой самонаведения (ИК ГСН), так как снаряды с пассивным тепловым самонаведением обеспечивают возможность селекции объектов военной техники на неоднородном подстилающем фоне и в условиях естественных помех [1]. Также данные управляемые боеприпасы более эффективны при стрельбе по отдельным и групповым бронированным целям, чем боеприпасы без конечного наведения. Это объясняется тем, что УАС с ИК ГСН обеспечивают поиск, обнаружение, наведение на захваченную цель и её точное поражение. Стоит заметить, что одним из преимуществ пассивного самонаведения является то, что её действие скрыто от противника, по сравнению с активным или полуактивным самонаведением.
Рассмотрим пример применения методики оценки эффективности стрельбы комплексов управляемого вооружения, оснащенных УАС с ИК ГСН, для исследования влияния числа их коррекций на траектории на параметры инфракрасного устройства самонаведения.
В качестве критерия эффективности принята вероятность выполнения огневой задачи. Огневая задача (ОЗ) заключается в достижении заданного уровня поражения подвижной групповой цели (ГЦ), состоящей из 25
