Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Цель изобретения - повышение надежности защиты от аварии системы управления. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет включает формирование информативного сигнала в виде разности управляющего сигнала и сигнала обратной связи, сравнение значения длительности этого сигнала с допустимым значением, большим времени перемещения рулевого органа рулевой машины этого же канала системы управления с максимальной скоростью из крайнего положения в среднее и меньшим времени выхода ракеты на предельные углы отклонения, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления при превышении длительности информативного сигнала допустимого сигнала в виде сигнала установки штока рулевой машины этого же канала в среднее положение, при этом сигналы управления остальных каналов формируют с амплитудой, превышающей ее номинальное значение.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах управления ракетами с рулевыми машинами органов управления.
Известны способы управления ракетой, заключающиеся в подаче на рулевые машины органов управления управляющих сигналов, регистрации этих сигналов и сигналов обратной связи рулевой машины. Эти способы не позволяют обеспечить устойчивость полета ракеты при отказе рулевой машины органа управления. Наиболее близким по технической сущности является способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет, заключающийся в формировании информативного сигнала в виде разности управляющего сигнала и сигнала обратной связи, сравнении значения длительности этого сигнала с допустимым значением и формировании сигнала отключения соответствующего канала системы управления при превышении длительности информативного сигнала допустимого значения. Однако этот способ не позволяет предотвратить потерю управляемости ракеты при отказе рулевой машины. Целью изобретения является повышение надежности защиты от аварий системы управления. Для этого допустимое значение длительности информативного сигнала выбирают большим времени перемещения рулевого органа рулевой машины этого же канала системы управления с максимальной скоростью из крайнего положения в среднее и меньшим времени выхода ракеты на предельные углы отклонения, а сигнал отключения этого же канала системы управления формируют в виде сигнала установки штока рулевой машины этого же канала в среднее положение, при этом сигналы управления остальных каналов формируют с амплитудой, превышающей ее номинальное значение. Наиболее характерными неисправностями в рулевой машине, приводящими к потере управляемости ракеты, являются заклинивание золотника гидроусилителя, отказ электромеханического преобразователя на входе гидроусилителя и обрыв электрической обратной связи, в результате чего на ракету начинает действовать возмущающий момент Мк, который не могут парировать остальные работающие каналы управления. При этом ракета может выйти на предельно допустимые углы отклонения по крену, рысканию или тангажу. Для предотвращения потери управляемости необходимо устранить действие возмущающего момента Мк, что в предлагаемом способе осуществляется аварийным (принудительным) возвращением штока неисправной рулевой машины в среднее положение. Для определения неисправного состояния рулевой машины в наземных условиях перемещают рулевой орган управления из крайнего положения в среднее посредством подачи на рулевую машину соответствующего управляющего сигнала. Управляющий сигнал должен обеспечить перемещение органа управления с максимально возможной скоростью. Определяют время Т1, в течение которого осуществляется перемещение органа управления из крайнего положения в среднее. Кроме того, определяют время Т2 выхода ракеты на предельные углы отклонения по крену, тангажу или рысканию при воздействии возмущающего момента Мк от рулевого органа, находящегося в крайнем положении. В процессе полета формируют информативный сигнал в виде разности управляющего сигнала и сигнала обратной связи, сравнивают значение длительности этого сигнала с допустимым значением и формируют сигнал отключения соответствующего канала системы управления. При этом процесс сравнивания происходит периодически на протяжении всего полета через интервал времени, больший Т1 и меньший Т2. Установка нижней границы этого интервала позволяет предотвратить ложные срабатывания системы. Установка верхней границы обеспечивает надежную стабилизацию ракеты посредством своевременного уменьшения возмущающего момента возвращением штока неисправной рулевой машины в среднее положение. Одновременно с установкой штока неисправной рулевой машины в среднее положение увеличивают коэффициенты усиления остальных каналов управления. Время выхода ракеты на предельные углы отклонения по крену, тангажу или рысканию при действии возмущающего момента Мк может быть различным. Поэтому за верхнюю границу нужно принимать минимально возможное время выхода на предельные углы. Таким образом, автоматическое определение отказа рулевой машины органа управления ракеты, принудительное возвращение штока неисправной рулевой машины в среднее положение и увеличение коэффициентов усиления работающих канавок управления позволяет предотвратить потерю управляемости ракеты.Формула изобретения
СПОСОБ ЗАЩИТЫ ОТ АВАРИИ МНОГОКАНАЛЬНЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ, включающий формирование информативного сигнала в виде разности управляющего сигнала и сигнала обратной связи, сравнение значения длительности этого сигнала с допустимым значением, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления при превышении длительности информативного сигнала допустимого значения, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности защиты, допустимое значение длительности информативного сигнала выбирают большим времени перемещения рулевого органа рулевой машины этого же канала система управления с максимальной скоростью из крайнего положения в среднее и меньшим времени выхода ракеты на предельные углы отклонения, а сигнал отключения этого же канала системы управления формируют в виде сигнала установки штока рулевой машины этого же канала в среднее положение, при этом сигналы управления остальных каналов формируют с амплитудой, превышающей ее номинальное значение.
Похожие патенты:
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании систем управления угловым движением космических аппаратов (КА), в частности гравитационной системы ориентации КА, систем ориентации КА с упругими панелями солнечных батарей и т.п
Система управления беспилотным летательным аппаратом с комплексным навигационным устройством // 2046736
Изобретение относится к комплексным системам управления, включающим как энерциальные навигационные устройства, так и радиотехнические устройства, вырабатывающие команды управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА)
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для приведения отработавшего ускорителя первой ступени РКН "Протон-М" в ограниченный район падения для уменьшения воздействия РКН на экологическое состояние района эксплуатации
Изобретение относится к конструкции аэродинамического стабилизатора искусственных спутников
Изобретение относится к астронавигации и управлению угловой ориентацией КА
Изобретение относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА) с помощью силовых гидростабилизаторов (СГ)
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разгрузки системы силовых гироскопов (СГ) космических аппаратов (КА) от накопленного кинетического момента
Изобретение относится к космической технике, в частности к системам ориентации космических аппаратов (КА) с использованием солнечнодинамических поверхностей (СДП)
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для эффективного управления угловым положением космических аппаратов и орбитальных станций
Изобретение относится к космонавтике и, в частности, к средствам стабилизации и управления орбитальных конструкций (ОК), используемых в качестве солнечного паруса, отражателя, элементов орбитальных станций, антенн и т.д., а также к узлам соединения полезных нагрузок (ПН) с солнечным парусом (отражателем)
Изобретение относится к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) с помощью силовых гироскопов (СГ) и реактивных двигателей ориентации (ДО)
Изобретение относится к космической технике и касается процесса развертывания на орбите тросовой системы в виде связки двух объектов обеспечением простоты реализации процесса, в начале которого два соединенных тросом объекта расстыковывают и хотя бы одному из них сообщают скорость расхождения вдоль местной вертикали, после чего выпускают трос, регулируя силу его натяжения по закону N3=AV/(1-BL/Lк), где N3 - заданная сила натяжения троса
Изобретение относится к космической технике и касается процесса развертывания на орбите тросовой системы в виде связки двух объектов, с повышением точности и надежности реализации процесса, на первом этапе которого объектам сообщают достаточную скорость расхождения вдоль местной вертикали и регулируют натяжение троса, а при переходе ко второму этапу хотя бы одному объекту сообщают дополнительную скорость, обеспечивающую нулевую горизонтальную скорость расхождения объектов и заданную вертикальную скорость расхождения, которая затем сохраняется при определенном законе регулирования натяжения троса
Изобретение относится к космической технике и касается средств определения положения центра масс космических аппаратов (КА) при управлении их угловым движением с помощью силовых приводов в условиях космического полета
Спутник с трехосной стабилизацией углового положения (варианты) и способ управления этим спутником // 2114770
Изобретение относится к области создания и управления ориентацией спутников, стабилизируемых по трем осям на геостационарной орбите
