Способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата

Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Преимущественная область использования - маневрирующие гиперзвуковые летательные аппараты длительного атмосферного планирования. Предложенный способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата основан на полетной информации о температуре поверхности. При движении аппарата в плотных слоях атмосферы нагревается поверхность теплозащитного покрытия и информация, поступающая от температурных датчиков, в блоке цифровой вычислительной машины сравнивается с информацией из блока задания траектории. По результатам сравнения выдается команда на исполнительные устройства для изменения траектории. Способ обеспечивает повышение маневренности летательного аппарата, повышение точности приземления, а также снижение массы теплозащиты летательного аппарата за счет коррекции траектории по менее напряженным тепловым участкам. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Преимущественная область использования - маневрирующие гиперзвуковые летательные аппараты длительного атмосферного планирования.

Известен способ управления полетом летательного аппарата, основанный на коррекции траектории его полета в соответствии с корректирующими управляющими сигналами, полученными с выходов инерциальных датчиков, например акселерометров [1].

Недостаток известного способа коррекции полета летательного аппарата состоит в его низкой точности из-за того, что не учитываются вариации абляционной массы теплозащитного материала сверхзвукового летательного аппарата при длительном атмосферном планировании, что приводит к появлению погрешности в дальности полета до 10%.

Наиболее близким к заявленному является способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата [2], основанный на измерении величины уноса абляционного теплозащитного материала, сравнении результатов измерений величины уноса с заданным значением, формировании управляющего разностного сигнала и отработки его исполнительными устройствами системы управления полетом гиперзвукового летательного аппарата.

Недостаток прототипа состоит в том, что способ, основанный на измерении величины уноса абляционного теплозащитного материала, реализуется только у гиперзвуковых летательных аппаратов с абляционным теплозащитным покрытием, причем на сравнительно малых по протяженности участках траектории и, кроме того, имеют место низкие достоверность и динамическая точность управления полетом гиперзвукового летательного аппарата из-за того, что требуется длительное время с момента начала разогрева теплозащитного покрытия до его случайного абляционного уноса, по истечении которого становится возможным формирование корректирующего управляющего сигнала.

Целью изобретения является использование возможности управления на основе полетной информации о тепловых потоках не только у гиперзвуковых летательных аппаратов с абляционным теплозащитным покрытием, но и у гиперзвуковых летательных аппаратов с неразрушаемым теплозащитным покрытием, повышение достоверности и точности управления полетом гиперзвукового летательного аппарата за счет выбора траектории его полета по менее напряженным тепловым участкам и дифференцированного измерения температуры теплозащитного покрытия по его поверхности и глубине с оперативным формированием управляющего корректирующего сигнала.

Сущность изобретения состоит в том, что, кроме известных и общих отличительных признаков, а именно: измерения величины уноса абляционного теплозащитного материала, сравнения результатов измерений с заданным значением, формирования управляющего разностного сигнала и отработки его исполнительными устройствами системы управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, измеряют температуру теплозащитного материала дифференцированно по его поверхности и глубине, начиная с момента начала его разогрева, и сравнивают результаты измерений с расчетными значениями менее напряженных тепловых участков траектории полета для последующей отработки разностного управляющего сигнала исполнительными устройствами системы управления полетом гиперзвукового летательного аппарата.

Новизна изобретения заключается в том, что в предлагаемом способе управления полетом гиперзвукового летательного аппарата измеряют температуру теплозащитного материала дифференцированно по его поверхности и глубине, начиная с момента начала его разогрева, и сравнивают результаты измерений с расчетными значениями менее напряженных тепловых участков траектории полета для последующей отработки разностного управляющего сигнала исполнительными устройствами системы управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, что обеспечивает расширение функциональных возможностей, повышение достоверности и точности управления полетом гиперзвукового летательного аппарата за счет выбора траектории его полета по менее напряженным тепловым участкам и дифференцированного измерения температуры теплозащитного покрытия по его поверхности и глубине с оперативным формированием управляющего корректирующего сигнала.

Функциональная схема примера технической реализации предлагаемого способа управления полетом гиперзвукового летательного аппарата приведена на чертеже. Устройство управления, реализующее способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, состоит из теплозащитного покрытия 1, в котором дифференцированно (на поверхности которого и в глубине) помещено n источников полетной информации (температурных датчиков) 2, выходы которых соединены со входами блока ввода 3, выходы блока ввода 3 соединены со входами блока цифровой вычислительной машины 4, со входами блока цифровой вычислительной машины 4 соединены также выходы блока задания траектории 5, выходы блока цифровой вычислительной машины 4 соединены со входами блока вывода 6, выходы которого соединены со входами m исполнительных устройств 7, причем m<n.

Устройство управления, реализующее способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата работает следующим образом: полетная информация от n источников полетной информации (температурных датчиков) 2 об измеряемой температуре теплозащитного покрытия 1 (дифференцированно по поверхности и глубине), начиная с момента его разогрева поступает в блок ввода 3, который передает ее в блок цифровой вычислительной машины 4. В блоке цифровой вычислительной машины 4 результаты измерений сравниваются с расчетными значениями менее напряженных участков траектории, которые хранятся в блоке задания траектории 5. На основе поступающей информации от блока ввода 3 и блока задания траектории 5, блок цифровой вычислительной машины 4 выдает управляющий сигнал исполнительным элементам 7 через блок вывода 6 на реализацию того или иного маневра.

Промышленная применимость заявленного способа управления полетом гиперзвукового летательного аппарата обосновывается тем, что в нем используются известные в аналоге [1] и прототипе [2] операции над материальными объектами (абляционным материалом и электромагнитными управляющими сигналами) по своему прямому функциональному назначению. В организации-заявителе изготовлена в 2005 году действующая модель, реализующая предлагаемый способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата.

Положительный эффект от использования предлагаемого изобретения состоит в том, что расширяются не менее, чем в два раза функциональные возможности управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, теплозащитный корпус которого может не содержать абляционный материал, за счет выбора траектории полета с менее напряженными температурными участками. Кроме того, повышается на 10% достоверность и точность управления полетом гиперзвукового летательного аппарата за счет своевременного формирования управляющего сигнала исполнительными элементами системы управления полетом по результатам дифференцированного измерения температуры теплозащитного корпуса по его поверхности и глубине с момента начала разогрева.

ЛИТЕРАТУРА

1. Арене В.Д., Федоров С.М., Хитрик М.С., Лучко С.В. Динамика систем управления ракет с бортовыми цифровыми вычислительными машинами. - М.: Машиностроение, 1976. - 273 с.

2. Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н. Управление и стабилизация в аэродинамике. - М.: Высшая школа, 1978. - 520 с.

Способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, основанный на измерении величины уноса абляционного теплозащитного материала гиперзвукового летательного аппарата, сравнении результатов измерений величины уноса абляционного теплозащитного материала с заданным значением, формировании управляющего разностного сигнала и отработке его исполнительными устройствами системы управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, отличающийся тем, что измеряют температуру теплозащитного материала дифференцированно по его поверхности и глубине, начиная с момента начала его разогрева, и сравнивают результаты измерений с расчетными значениями менее напряженных тепловых участков траектории полета для последующей отработки разностного управляющего сигнала исполнительными устройствами системы управления полетом гиперзвукового летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к оборудованию летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам. .

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к системе охлаждения масла двигателей многодвигательного вертолета. .

Изобретение относится к высокоскоростному самолету и способам изготовления самолета. .

Изобретение относится к области размещения реактивных двигателей на летательных аппаратах. .

Изобретение относится к воздухозаборным каналам двигателей летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области размещения вспомогательных устройств на летательном аппарате. .

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к воздухозаборным устройствам летательных аппаратов, оснащенных маршевым прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Изобретение относится к высокоскоростному самолету и способам изготовления самолета. .

Изобретение относится к авиации и касается технологии управления обтеканием воздушным потоком сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). .

Самолёт // 2212359
Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к технике динамического маневрирования сверхзвуковых самолетов на больших высотах вблизи статического потолка или на динамических режимах выше него и может быть использовано для решения ряда прикладных задач, таких как исследование физики атмосферы, запуск ракет-зондов и ракет, осуществляющих выведение на околоземную орбиту малых искусственных спутников (ИСЗ) и суборбитальных аппаратов.

Изобретение относится к авиации и касается создания сверхзвукового самолета, имеющего интегральную аэродинамическую компоновку. .

Изобретение относится к системам управления учебно-тренировочными и учебно-боевыми самолетами и предназначено для обучения летчиков-курсантов и повышения квалификации летчиков вооруженных сил.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к системам управления учебно-тренировочными и учебно-боевыми самолетами и предназначено для обучения летчиков-курсантов и повышения квалификации летчиков Вооруженных сил.

Изобретение относится к области ракетной и космической техники

Наверх