Способ траекторного управления летательными аппаратами с облетом зон с неблагоприятными метеорологическими условиями

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам траекторного управления летательных аппаратов (ЛА). Способ автоматизации процесса коррекции траектории полета ЛА, осуществляющего движение по заранее запланированному маршруту, при облете опасных зон (зон с неблагоприятными метеорологическими условиями) предполагает аппроксимацию опасной зоны окружностью. Требуемый курс для ЛА формируют в виде скорректированного значения курса, вычисленного на основе традиционных методов наведения. Параметры определяют либо на диспетчерском (командном) пункте, либо непосредственно на борту ЛА. Корректировку курса ЛА начинают тогда, когда расстояние от наводимого ЛА до центра опасной зоны становится меньше определенной величины. Повышается безопасность полетов и эффективность работы диспетчеров (операторов, офицеров боевого управления) за счет унификации описания опасных зон. 3 ил.

 

Изобретение относится к способам траекторного управления пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ЛА) как гражданской, так и военной авиации и может быть использовано для повышения их живучести при выполнении полетов.

Повышение живучести летательных аппаратов в процессе управления ЛА [1] является одной из основных тенденций развития радиоэлектронных системы управления (РЭСУ). Одним из направлений повышения живучести управляемых ЛА (УЛА) является облет опасных зон (ОЗ) с неблагоприятными метеорологическими условиями, в которых по тем или иным причинам нахождение УЛА не рекомендовано либо вовсе запрещено. Для реализации данного направления широко применяются системы командного управления, в том числе с командного пункта воздушного базирования (КП ВБ) [2]. Одними из наиболее опасных зон являются зоны грозовых фронтов, градовые облака, зоны торнадо, смерчей и т.д. Сюда же можно отнести обширные области воздушного пространства, содержащие вулканическую пыль (вулканы Эйяфьятлайокудль (2010 г.) и Гримсвотн (2011 г.) в Исландии) или радиационную пыль (АЭС Фукусима (2011 г.) в Японии). Важно отметить, что указанные опасные зоны, как правило, подвижны, т.е. постоянно изменяют свое местоположение. При этом они способны сохранять конфигурацию довольно продолжительное время. Такие свойства опасных зон необходимо учитывать при планировании и прокладке маршрутов управляемых летательных аппаратов.

В существующих системах радиоуправления [3] (см. фиг.1), включающих пункт управления 1 и летательный аппарат 2, облет зон с неблагоприятными метеорологическими условиями 3 осуществляется в два этапа. На первом (подготовительном) этапе диспетчером (оператором, офицером боевого управления) намечается ряд контрольных точек 4, которые должен пройти ЛА с заданным курсом для обхода выбранной запретной зоны. Далее для обеспечения последовательного прохождения ЛА намеченных точек с заданным направлением в штурманском расчете реализуются алгоритмы наведения на неподвижные цели (поочередно на каждую соответствующую контрольную точку). На втором этапе осуществляется непосредственно управление летательным аппаратом 2 для обхода зоны с неблагоприятными метеоусловиями 3 по рассчитанным траекториям 5 при помощи команд управления с диспетчерского (командного) пункта управления 1. Процедуру существующего способа облета опасной зоны летательным аппаратом иллюстрирует фиг.1.

Следует отметить, что такой способ облета опасных зон, связанный с нанесением контрольных точек, предполагает непосредственное участие человека и представляет собой довольно трудоемкую задачу даже для статичных (неподвижных) опасных зон. Если же зона с неблагоприятными метеоусловиями имеет подвижный характер, то для нанесения таких точек требуется наличие большого опыта у оператора и в общем случае является нетривиальной задачей.

Техническим результатом изобретения является повышение живучести УЛА за счет использования командного управления и автоматизации процесса облета зон с неблагоприятными метеорологическими условиями при полете ЛА по запланированному маршруту.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что при планировании маршрута полета УЛА зона с неблагоприятными метеорологическими условиями аппроксимируется эллипсом и оператор для описания выбранной опасной зоны указывает только центр такого эллипса и его параметры - значения полуосей эллипса и их ориентацию. Кроме этого оператор указывает направление движения и значение вектора скорости ОЗ. Далее осуществляется непосредственно управление летательным аппаратом с обходом опасной зоны путем коррекции рассчитанной траектории наведения.

Возможность достижения технического результата обусловлена следующими причинами:

- существенным уменьшением времени описания оператором зон с неблагоприятными метеорологическими условиями, что снижает нагрузку на оператора (офицера боевого управления) [4];

- универсальным (однотипным) способом описания опасных зон, что дает возможность применять традиционные методы управления летательными аппаратами [3].

Вариант взаимного расположения управляемого летательного аппарата и опасной зоны с неблагоприятными метеорологическими условиями, которая аппроксимируется эллипсом, иллюстрирует фиг.2, на которой летательный аппарат движется равномерно со скоростью VЛА и прямолинейно с заданным курсом φЛА, опасная зона (ее центр) движется равномерно и прямолинейно со скоростью VЗ.

Для таких условий одним из возможных способов управления, повышающий живучесть летательного аппарата, является новый способ, полученный на основе математического аппарата метода обратных задач динамики [5], в котором траектория управляемого ЛА корректируется при сближении его с зоной с неблагоприятными метеорологическими условиями путем замены заданного курса φЛА УЛА, определяемого запланированным маршрутом полета, на скорректированный курс φк по правилу:

ϕ к = a r c t g ( w k 2 w k 1 ) ,                                                                                ( 1 )

где:

w k 1 = cos ( ϕ З ) ( sin ( α ) + a 2 ( u 2 2 u 1 2 ) sin ( α ) 2 u 1 u 2 cos ( α ) ( u 1 2 + u 2 2 ) 2 ) sin ( ϕ З ) ( cos ( α ) + b 2 ( u 1 2 u 2 2 ) cos ( α ) 2 u 1 u 2 sin ( α ) ( u 1 2 + u 2 2 ) 2 ) ,                             ( 2 )

w k 2 = sin ( ϕ З ) ( sin ( α ) + a 2 ( u 2 2 u 1 2 ) sin ( α ) 2 u 1 u 2 cos ( α ) ( u 1 2 + u 2 2 ) 2 ) + + cos ( ϕ З ) ( cos ( α ) + b 2 ( u 1 2 u 2 2 ) cos ( α ) 2 u 1 u 2 sin ( α ) ( u 1 2 + u 2 2 ) 2 )

Здесь: wk1 и wk2 - составляющие вектора скорости управляемого летательного аппарата; а и b - полуоси эллипса; φЗ - угол ориентации опасной зоны с неблагоприятными метеоусловиями (угол поворота полуосей эллипса), который определяется диспетчером (оператором) при описании (аппроксимации) ОЗ.

Переменные u1 и u2, входящие в (2), определяют координаты положения наводимого УЛА относительно центра опасной зоны в системе координат X'OY', связанной с направлением осей эллипса и вычисляются как:

u 1 = ( x x З ) cos ( ϕ з ) + ( y y З ) sin ( ϕ з ) u 2 = ( y y З ) cos ( ϕ з ) ( x x З ) sin ( ϕ з )                                                           ( 3 )

Угол α определяется из значения вектора скорости летательного аппарата относительно опасной зоны с учетом поворота земной системы координат XOY на угол φЗ по правилу:

α = a r c t g ( V Р Е З y V Р Е З x ) ,                                                                                     ( 4 )

где:

V Р Е З x = ( V Л А x V З x ) cos ( ϕ З ) + ( V Л А y V З y ) sin ( ϕ З ) V Р Е З y = ( V Л А y V З y ) cos ( ϕ З ) ( V Л А x V З x ) sin ( ϕ З ) ,                                   ( 5 )

Здесь: V Р Е З x и V Р Е З y - составляющие вектора относительной скорости управляемого летательного аппарата с учетом движения ОЗ; V Л А x и V Л А y - составляющие вектора скорости управляемого летательного аппарата; V З x и V З y - составляющие вектора скорости движения опасной зоны с неблагоприятными метеорологическими условиями, которые определяется диспетчером (оператором) при описании (аппроксимации) ОЗ.

Составляющие вектора скорости управляемого летательного аппарата определяются по правилу:

V Л А x = V sin ( ϕ Л А ) V Л А y = V cos ( ϕ Л А ) ,                                                                                    ( 6 )

где: V - значение скорости УЛА; φЗ - значение курса УЛА.

Указанные параметры определяются либо на диспетчерском (командном) пункте, либо непосредственно на борту УЛА

Корректировка курса УЛА начинается тогда, когда расстояние от наводимого ЛА до центра опасной зоны становится меньше определенной величины:

( x x З ) 2 + ( y y З ) 2 L ,                                                                      ( 7 )

где: xЗ и yЗ - координаты центра ОЗ (эллипса аппроксимации); x и y - координаты УЛА; L - заданное расстояние.

Примерный вид траектории облета опасной зоны грозового фронта представлен на фиг.3.

Таким образом, при формировании скорректированного курса для облета опасной зоны описанным способом (1)-(7) необходимо учитывать:

1) параметры движения УЛА - координаты, направление и значение скорости;

2) параметры движения ОЗ - координаты центра эллипса аппроксимации, значения полуосей, ориентация (поворот эллипса относительно земной системы координат), направление и значение скорости.

Величины, необходимые для реализации (1)-(7) и составляющие первую группу параметров, измеряются штатными средствами на диспетчерских (командных) пунктах, а величины, составляющие вторую группу - расположены в памяти ЭВМ КПВП, куда они заносятся непосредственно диспетчером (оператором, офицером боевого управления).

Коррекция курса управляемого ЛА прекращается, когда скорректированный курс φк, вычисленный по правилу (1), становится равным заданному курсу φЛА управляемого летательного аппарата, определяемому запланированным маршрутом полета.

Спецификой описанного способа является то, что зависимости (1)-(7) построены на основе аппроксимации опасной зоны с неблагоприятными метеоусловиями эллипсом. Такой подход позволяет унифицировать и автоматизировать процесс описания таких зон, тем самым существенно снизить нагрузку на диспетчера (оператора, офицера боевого управления).

Заявленный технический результат обеспечивается предлагаемым способом (1)-(7) управления летательным аппаратом, а также использованием универсального (однотипного) способа описания опасных зон с неблагоприятными метеорологическими условиями, что дает возможность существенно уменьшить время описания таких зон диспетчером (оператором, офицером боевого управления), тем самым снизить на него нагрузку.

Таким образом, указанный технический результат достигается тем, что на основе измеренных значений скорости полета V и курса φЛА управляемого ЛА, а также заданных диспетчером (оператором, офицером боевого управления) значений составляющих V З x и V З y вектора скорости движения и угла φЗ ориентации опасной зоны с неблагоприятными метеоусловиями, используя (6) и (5) вычисляются значения составляющих V Р Е З x и V Р Е З y вектора относительной скорости полета УЛА. Далее, используя выражение (4), определяется угол α, задающий направление вектора относительной скорости полета летательного аппарата. Затем, на основе измеренных значений координат x и y УЛА, а также заданных диспетчером (оператором, офицером боевого управления) значений координат xЗ и yЗ центра ОЗ (эллипса аппроксимации) и ее размеров а и b (полуоси эллипса аппроксимации) применяя (3) и (2), определяются составляющие wk1 и wk2 вектора скорости управляемого ЛА. И наконец, используя (1), вычисляется скорректированный курс φк полета УЛА, позволяющий произвести облет опасной зоны с неблагоприятными метеорологическими условиями.

Важно отметить, что указанный способ траекторного управления летательным аппаратом может быть реализован в двух режимах:

1) в режиме командного наведения, в котором параметры движения управляемого летательного аппарата - значение скорости и значение курса УЛА - определяются на диспетчерском (командном) пункте управления;

2) в автономном режиме, в котором параметры движения управляемого летательного аппарата - значение скорости и значение курса УЛА - определяются непосредственно на борту ЛА.

Этот обстоятельство позволяет использовать описанный способ управления для коррекции траекторий полета летательных аппаратов как гражданской, так и военной авиации, при облете ими зон с неблагоприятными метеорологическими условиями.

Литература

[1] Верба В.С. Авиационные комплексы радиолокационного дозора и наведения. Состояние и тенденции развития. М.: Радиотехника. 2008. 432 с.

[2] Авиация ВВС России и научно-технический прогресс. Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра / Е.А. Федосов [и др.]. М.: Дрофа, 2005.

[3] Авиационные системы радиоуправления. Т.3. Системы командного радиоуправления. Автономные и комбинированные системы наведения / В.И. Меркулов, А.И. Канащенков [и др.]. М.: Радиотехника, 2004. 317 с.

[4] Авиация ПВО России и научно-технический прогресс. Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра / Е.А. Федосов [и др.]. М.: Дрофа, 2001.

[5] Крутько П.Д. Обратные задачи динамики в теории автоматического управления. М.: Машиностроение, 2004.

Способ управления пилотируемыми и беспилотными летательными аппаратами (ЛА) с облетом опасных зон с неблагоприятными метеорологическими условиями с диспетчерского (командного) пункта (ДП), заключающийся в том, что вывод летательного аппарата на запланированную траекторию полета производится по траектории облета опасной зоны (ОЗ) с неблагоприятными метеорологическими условиями с заданным курсом φЛА, отличающийся тем, что ОЗ аппроксимируется эллипсом, а траектория ЛА при сближении с ОЗ корректируется путем замены заданного курса φЛА ЛА, на курс фк, вычисленный по правилу:
ϕ к = a r c t g ( w k 2 w k 1 ) ,                                                                                ( 1 )
где wk1 и wk2 - составляющие вектора скорости управляемого ЛА определяются как:
w k 1 = cos ( ϕ З ) ( sin ( α ) + a 2 ( u 2 2 u 1 2 ) sin ( α ) 2 u 1 u 2 cos ( α ) ( u 1 2 + u 2 2 ) 2 ) sin ( ϕ З ) ( cos ( α ) + b 2 ( u 1 2 u 2 2 ) cos ( α ) 2 u 1 u 2 sin ( α ) ( u 1 2 + u 2 2 ) 2 ) ,                             ( 2 )
w k 2 = sin ( φ З ) ( sin ( α ) + a 2 ( u 2 2 u 1 2 ) sin ( α ) 2 u 1 u 2 cos ( α ) ( u 1 2 + u 2 2 ) 2 ) + + cos ( φ З ) ( cos ( α ) + b 2 ( u 1 2 u 2 2 ) cos ( α ) 2 u 1 u 2 sin ( α ) ( u 1 2 + u 2 2 ) 2 ) ,
где φз - угол ориентации опасной зоны с неблагоприятными метеоусловиями;
a и b - полуоси эллипса;
u1, u2 - переменные, определяющие координаты положения управляемого ЛА относительно центра опасной зоны в системе координат, связанной с направлением осей эллипса определяются как:
u 1 = ( x x З ) cos ( φ з ) + ( y y З ) sin ( φ з ) u 2 = ( y y З ) cos ( φ з ) ( x x З ) sin ( φ з ) ,                                                           ( 3 )
где xЗ и yЗ - координаты центра ОЗ (эллипса аппроксимации);
x и y - координаты управляемого летательного аппарата;
α - угол, определяющий направление вектора скорости летательного аппарата относительно опасной зоны с учетом поворота земной системы координат на угол φз, определяется по правилу:
α = a r c t g ( V Р Е З y V Р Е З x ) ,                                                                                     ( 4 )
где V Р Е З x и V Р Е З y - составляющие вектора относительной скорости управляемого ЛА с учетом движения ОЗ определяются как:
V Р Е З x = ( V Л А x V З x ) cos ( ϕ З ) + ( V Л А y V З y ) sin ( ϕ З ) V Р Е З y = ( V Л А y V З y ) cos ( ϕ З ) ( V Л А x V З x ) sin ( ϕ З ) ,                                   ( 5 )
где V З x и V З y - составляющие вектора скорости движения опасной зоны с неблагоприятными метеорологическими условиями;
V Л А x и V Л А y - составляющие вектора скорости управляемого ЛА, определяемые по правилу:
V Л А x = V sin ( ϕ Л А ) V Л А y = V cos ( ϕ Л А ) ,                                                                                    ( 6 )
где V - значение скорости управляемого ЛА;
φЛА - значение курса управляемого ЛА,
при этом корректировка траектории управляемого ЛА начинается с момента, когда расстояние от управляемого ЛА до центра опасной зоны с неблагоприятными метеорологическими условиями становится меньше определенной заданной величины L:
( x x З ) 2 + ( y y З ) 2 L                                                                   ( 7 )
и осуществляется до момента, когда скорректированный курс φк становится равным заданному курсу ЛА φЛА.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации и пригодно для всех типов самолетов. .

Изобретение относится к машиностроению. .

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиастроения и предназначено для защиты реактивных авиационных двигателей, находящихся в работе, от попадания внутрь них птиц во время движения самолета.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям на жидком топливе. .

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний. .

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа. Устройство для осуществления способа состоит из системы дифференциальной подачи топлива, системы стабилизации-управления по направлению и/или тангажу и блока гироскопических датчиков. Группа изобретений направлена на управление по крену в режиме висения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к навигационному оборудованию. Указатель направления движения состоит из вертикального или лежащего в вертикальной плоскости, проходящей через командный глаз человека, стержня или пластины, установленных в направляющих, расположенных в горизонтальной плоскости перед человеком с возможностью пружинной или резьбовой фиксации. Около направляющей имеется лимб, на котором нанесены деления в единицах скорости бокового ветра, или несколько лимбов для разной скорости движения. На стержне имеется утолщение, местоположение которого подбирается так, чтобы при крене самолета утолщение всегда оставалось в одной вертикальной плоскости относительно земли. Указатель может иметь напротив командного глаза человека не стержень, а ленту, плоскость которой проходит через некомандный глаз человека. Достигается безопасность при посадке летательного аппарата при боковом ветре. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч. космическими, скоростями. Система, согласно предлагаемому способу, м. б. использована в качестве вспомогательной (резервной) для коррекции траектории ракет, штатная система наведения которых вышла из строя. Возможно также ее использование на малых телах, на которых размещение обычных систем самонаведения затруднительно. Способ предусматривает нанесение на боковую поверхность тела (4) полос (5, 6, 7, 8) из кремния, легированного с разной степенью (дающей разную резонансную частоту лазерного поглощения). Излучение (3) лазера (2), попадая на полосу с резонансной частотой его поглощения, вызывает ее испарение и появление соответствующей корректирующей реактивной силы. Меняя частоту излучения (3), получают импульсы коррекции в требуемых направлениях. Техническим результатом изобретения является возможность управления траекторией полета тела в двух направлениях, поперечных по отношению к вектору его текущей скорости. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Самолет короткого взлета и посадки выполнен по продольной схеме триплана с хвостовым оперением обратной Y-образности, смонтированным совместно с кормовым кольцевым каналом, имеющим внутри гибридную мотогондолу с задним расположением силовой установки и большим толкающим винтом, вращающимся в противоположном направлении с тремя меньшими толкающими винтами, имеющими одинаковое направление вращения между собой, установленными вокруг кольцевого канала в соответствующих мотогондолах с задним расположением электродвигателя. Мотогондолы смонтированы на цельноповоротных вертикальном киле и консолях стабилизатора, имеющих отрицательный угол поперечного V=22,5°. Для выполнения укороченного взлета консоли цельноповоротного стабилизатора устанавливаются в промежуточное положение -15° с одновременным автоматическим отклонением закрылков на максимальные углы, снабжены возможностью синхронного и автоматического ускоренного синфазного отклонения совместно с меньшими винтами вниз на угол с -15° до -35°. Силовая установка включает внешние и гибридную мотогондолы с соответствующими винтами. Достигается улучшение поперечной и курсовой устойчивости, упрощение управляемости по крену и тангажу. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Гибридный летательный аппарат состоит из внешней, наполняемой легким газом оболочки, внешнего силового кольца, внутренних силовых колец, центрального силового кольца, силовой установки, включающей двигатели с воздушными винтами, создающими вертикальную и горизонтальную тягу. Силовая установка содержит четыре энергетических узла, каждый из которых включает двигатель с воздушным винтом, создающим вертикальную тягу, и двигатель с воздушным винтом, создающим горизонтальную тягу, и устройства, обеспечивающие управление общим шагом лопастей, перекос лопастей и реверс тяги каждого воздушного винта. Все энергетические узлы расположены по внешней окружности кольца симметрично относительно его связанных осей X, Y, Z. Изобретение направлено на стабилизацию аппарата в условиях действия внешних ветровых возмущений. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Летательный аппарат состоит из корпуса и двигателя с выхлопным соплом. Корпус включает отсек для укладки парашюта и механизм выброса парашюта, который имеет вход, соединенный с выходом блока управления выбросом парашюта, и связь с подвижной пластиной, связанной с приводом, вход которого соединен с выходом блока управления приводом. Отсек для укладки парашюта размещен в середине верхней части корпуса, выше отсека - подвижной пластины, ниже отсека - блока управления выбросом парашюта. Внизу передней части корпуса введены импульсный двигатель с выхлопным соплом, поворотная секторная пружинная заслонка впереди этого сопла, вертикальная стойка позади заслонки, связанной с ней после поворота. Изобретение направлено на увеличение эффективности торможения. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Миниатюрный летательный аппарат с дистанционным управлением содержит по меньшей мере одну несущую поверхность (17), по меньшей мере одну пару винтовых двигателей (12, 13) и весовой элемент (20), положение которого можно менять в продольном направлении для изменения положения центра тяжести миниатюрного летательного аппарата (10). Несущая поверхность (17) расположена над плоскостью, определенной осями вращения винтовых двигателей (12, 13), с целью создания подъемной силы. Несущая поверхность (17) выполнена в виде верхней несущей поверхности (17), которая расположена над нижней несущей поверхностью (18), при этом миниатюрный летательный аппарат выполнен в форме летающего крыла. Положение в полете в отношении продольной оси (25) и/или вертикальной оси (11) летательного аппарата (10) можно регулировать с помощью разницы между движущими силами, предпочтительно между скоростями вращения винтовых двигателей (12, 13). Миниатюрный летательный аппарат может использоваться в качестве разведывательного, для чего оборудуется средствами мониторинга. Достигается возможность создания компактной и прочной конструкции с улучшенными летными характеристиками. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Устройство для управления самолетом, состоящее из задатчика крена, сигнал с которого поступает на сумматоры, на которые также поступает общий сигнал от системы управления вектором тяги, а сигналы с этих сумматоров усиливаются усилителями, с входов которых поступают на исполнительные механизмы сопел. Изобретение направлено на управление по крену на малых скоростях. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам. Способ управления самолетом с двумя двигателями и больше заключается в дифференциальном управлении подачей топлива в двигатели. По сигналам управляющей системы осуществляется перепуск топлива. Перепуск происходит при помощи двух или более параллельно соединенных клапанов, расположенных после основного топливного насоса каждого двигателя, каждый из которых соединен с жиклерами фиксированной пропускной способности. Достигается расширение арсенала технических возможностей и повышение быстродействия системы, реализующей данный способ. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит корпус, двигательную установку, включающую закрепленные вокруг корпуса в продольном направлении реактивные сопла, и интерцепторы, каждый из которых установлен на периферии соответствующего реактивного сопла за его срезом на поворотной оси, сообщенной с реверсным приводом. Реактивные сопла размещены на корпусе в количестве не менее трех пар. По одному интерцептору размещено в трех парах между реактивными соплами. Реверсный привод каждой поворотной оси выполнен с возможностью периодического введения интерцептора в газовую струю каждого реактивного сопла соответствующей пары. Изобретение направлено на уменьшение количества интерцепторов и их приводов. 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам траекторного управления летательных аппаратов

Наверх