Ракета с пространственным ограничением траектории полета и способ ее самоликвидации

Группа изобретений относится к области ракетной техники и, в частности, к области автоматического управления невращающимися ракетами класса воздух-поверхность и поверхность-поверхность с аэродинамическим управлением. Технический результат - повышение оперативности и безопасности применения ракет в процессе отработки, испытаний, а также в боевых условиях применения при возникновении аварийных ситуаций на борту ракеты. Ракета содержит навигационную систему. Она включает в себя спутниковую навигационную систему, инерциальную систему и электронный блок управления. При этом ракета снабжена аппаратурой предстартовой подготовки. Электронный блок управления, подключенный к инерциальной навигационной системе, включает в себя блок хранения полетного задания, блок расчета потребных команд управления, блок траекторного анализа, блок формирования команды вращения и ключевой элемент. К инерциальной навигационной системе подключены блок расчета потребных команд управления, второй вход блока хранения полетного задания и третий вход блока траекторного анализа. К первому входу блока хранения полетного задания подключена аппаратура предстартовой подготовки. Выход блока хранения полетного задания подключен к четвертому входу блока траекторного анализа и ко второму входу блока расчета потребных команд управления. Выход последнего блока подключен к пятому входу блока траекторного анализа и первому входу ключевого элемента. К выходу ключевого элемента подключены рулевые приводы. Они механически соединены с аэродинамическими управляющими поверхностями и с блоком датчиков обратной связи, группа выходов которых подключена ко второй группе входов блока траекторного анализа, к первому входу которого подключен таймер. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности, к области автоматического управления не вращающимися ракетами класса воздух-поверхность и поверхность-поверхность с аэродинамическим управлением.

В течение всего жизненного цикла ракеты возникают моменты, когда элементы бортовой аппаратуры управления и/или исполнительные органы ракеты функционируют не штатно, в частности, выходят из строя. В процессе испытаний вновь создаваемой ракеты и при боевой эксплуатации уже разработанных ракет данный факт может быть обнаружен на этапе проверок ракеты или при проведении автоматического встроенного контроля на борту самой ракеты, если такое предусмотрено, при ее размещении на носителе. В таком случае ракета признается не годной и изымается из партии или система управления оружием носителя не позволяет ее применить по назначению.

Однако бывают случаи, когда ракета выдержала все проверки и признается годной к применению, но в процессе ее автономного полета возникают сбои, отказы в бортовой аппаратуре управления или ее нештатное функционирование. В данном случае полет невращающейся ракеты может стать непредсказуемым (аварийным) и, в частности, привести к порче государственного и частного имущества, привести к гибели обслуживающего испытательный полигон персонала или гибели среди мирного населения находящегося вдоль траектории полета ракеты.

Известна ракета (патент США №6142411), содержащая навигационную систему, которая определяет положение ракеты в пространстве, включающую в себя инерциальную навигационную систему и спутниковую, блок памяти для хранения множества допустимых и недопустимых положений ракеты и электронный блок управления, который на основе данных из блока памяти и данных от навигационной системы формирует сигнал на самоликвидацию ракеты. Данное изобретение выбрано в качестве прототипа ракеты.

Для ограничения полета ракеты ее навигационная система формирует и передает в электронный блок текущие координаты положения ракеты в пространстве. По данным координатам электронный блок методом перебора выбирает из памяти соответствующую ячейку и считывает признак о допустимости или недопустимости нахождения ракеты в данной точке пространства. При недопустимости нахождения электронный блок формирует команду на самоликвидацию ракеты.

Данный способ, обеспечивающий самоликвидацию ракеты, основан только на сравнении текущих координат положения ракеты в пространстве с координатной сеткой, хранящейся в блоке памяти, что лишь отчасти схоже с предлагаемым техническим решением.

Основные недостатки указанной ракеты и способа выработки команды на ее самоликвидацию:

- необходимость в большом объеме памяти при детальном картографировании района применения, что требует использования десятков мегабайт памяти данных;

- отсутствие универсальности применения ракет в различных районах планеты, связанной с необходимость проведения картографических работ;

- необходимость периодического проведения картографических работ по обновлению/уточнению данных, хранящихся в памяти;

- ложные срабатывания системы самоликвидации при недостаточной степени детализации данных хранящихся в памяти.

Известен способ бортового контроля для аварийного прекращения полета ракеты космического назначения по патенту РФ №2476357, заключающийся в контроле бортовой автоматической системой управления траектории движения ракеты и выработке аварийной команды на прекращение полета путем отключения двигательной установки в случае возникновения каких-либо нештатных ситуаций, в соответствии с которым периодически по времени полета вычисляют:

- три компоненты вектора земной скорости (V_XHCCK, V_УНССК, V_ZНССК) и три координаты (Х_НССК, Y_НССК, Z_НССК) в начальной стартовой системе координат,

- граничные (±) параметры по компонентам (V_XHCCK, V_УНССК, Х_НССК, Y_НССК) продольного движения и по компонентам (V_ZHCCК, Z_НССК) бокового движения, которые задаются в бортовом цифровом вычислительном комплексе перед полетом как функции времени,

- условия принадлежности каждой из четырех компонент продольного движения (V_ХНССК, V_УНССК, Х_НССК, Y_НССК) и обеих компонент (V_ZHССК, Z_HCСК) бокового движения допустимым множествам, образованным соответствующими граничными зависимостями (V_XHССК, V_УНССК, Х_НССК, Y_НССК) и (V_ZHCCК, Z_HССК),

и, если нарушены условия принадлежности контролируемых параметров допустимым множествам по всем четырем компонентам продольного движения (V_ХНССК, V_УНССК, Х_НССК, Y_НCCК), или по двум компонентам (V_ZHССК, Z_НССК) бокового движения, вычисляют географические координаты мгновенной точки падения ракеты на землю, с аварийным выключением двигателей ракеты при условии, что координаты расчетной мгновенной точки падения находятся в одной из безопасных зон, положение и размеры которых вносятся в бортовую автоматическую систему управления до полета для сравнения текущих координат мгновенной точки падения с допустимыми значениями ближайшей безопасной зоны.

Данный способ бортового контроля для аварийного прекращения полета ракеты выбран в качестве прототипа заявляемого способа, как наиболее близкого по существу используемого подхода в контролировании параметров траектории движения ракеты.

Основной недостаток данного способа - отсутствие оперативности, что обуславливается необходимостью проведения предполетной подготовки и разведки местности с целью определения и картографирования безопасных зон, либо применение ракет только в строго отведенных и изученных районах.

Предлагаемые технические решения направлены на устранение недостатков прототипов, для этого необходимо:

- использовать для принятия решения о самоликвидации ракеты не абсолютные геодезические координаты, а относительные, например, представленные в стартовой системе координат;

- ввести процедуру временного ожидания с целью подтверждения непрерывности аварийной/отказной ситуации для исключения ложных срабатываний алгоритма по выдаче команды на самоликвидацию.

Задачей настоящих технических решений является повышение оперативности и безопасности применения ракет в процессе отработки, испытаний, а также в боевых условиях применения при возникновении аварийных ситуаций на борту ракеты.

Указанная единая задача при осуществлении группы изобретений решается благодаря тому, что ракета содержит инерциальную и спутниковую навигационные системы, обеспечивающие расчет координат положения ракеты и скоростей ее перемещения, электронный блок управления, обеспечивающий формирование управляющих команд для рулевых приводов, оценку пространственного положения ракеты и формирование команды на самоликвидацию.

Электронный блок управления содержит блок расчета потребных команд управления (БРПКУ), блок траекторного анализа (БТА), своими входами подключенные к выходу инерциальной навигационной системы (ИНС), блок хранения полетного задания (БХПЗ), блок формирования команды вращения (БФКВ) и ключевой элемент (КЛ).

Для обеспечения применения ракеты в соответствии с предлагаемым изобретением необходима внешняя аппаратура предстартовой подготовки (АПП). К выходы аппаратуры предстартовой подготовки (АПП) подключен первый вход блока хранения полетного задания (БХПЗ), к его второму входу подключен выход ИНС, к выходу БХПЗ подключены второй вход БРПКУ и четвертый вход БТА, а к группе выходов БРПКУ подключен пятый групповой вход БТА и первый групповой вход ключевого элемента (КЛ), ко второму групповому входу которого подключен блок формирования команды вращения (БФКВ), к первому входу БТА подключен таймер, а ко второму групповому входу БТА подключена группа выходов датчиков обратной связи (ДОС), а именно датчиков обратной связи положения исполнительных органов (аэродинамических управляющих поверхностей).

Рулевые привода ракеты механически соединены с аэродинамическими управляющими поверхностями (АУП) и с входами ДОС, входами для рулевых приводов является групповой выход КЛ.

В ракете таймер обеспечивает отсчет времени, прошедшего с момента пуска ракеты, информация о котором используется для оценки временных интервалов, обеспечивающих исключение ложного срабатывания по формированию команды самоликвидации.

В ракете ДОС положения исполнительных органов, обеспечивают измерение углового отклонения органов относительно установленной на ракете точки отсчета и передают эти данные в БТА ЭБУ.

Достигаемый технический результат обеспечивается путем разработки и применения в ракете способа кинетической самоликвидации, заключающегося в создании управляющего момента, приводящего не вращающуюся ракету с аэродинамическим управлением во вращательное движение относительно своей продольной оси симметрии, что приводит ракету к баллистическому полету с последующим соударением ее о подстилающую поверхность и разрушению.

Указанный способ обеспечивается ЭБУ путем подачи на РП АУП соответствующих команд, зависящих от выбранной аэродинамической схемы.

Указанный способ обеспечивается ЭБУ ракеты путем введения в алгоритмы его работы БРПКУ и БТА, а также использованием КЛ.

В соответствии с заявляемым способом в процессе полета ракеты на ее борту периодически по времени вычисляется три проекции текущей скорости движения ракеты в стартовой системе координат (V_X, V_Y, V_Z) и три координаты текущего положения ракеты в стартовой системе координат (X, Y, Z), до пуска в ракету в стартовой системе координат передается потребная пространственная траектория полета ракеты в функции дальности координаты цели (X_Ц ≠0, Y_Ц≠0, Z_Ц=0), в момент пуска на борту ракеты запускается таймер, отсчитывающий время полета (t_полета), в процессе полета на борту ракеты периодически по времени вычисляется потребное положение аэродинамических управляющий поверхностей ( i - количество аэродинамических управляющих поверхностей), две координаты потребного пространственного положение ракеты на текущем удалении в процессе полета на борту ракеты периодически по времени регистрируется текущее положение аэродинамических управляющий поверхностей в процессе полета на борту ракеты периодически по времени проверяются условия, что время полета ракеты больше допустимого (t_полета≥Δt_{допустимое}), текущая координата X ракеты превосходит координату Х_Ц цели более чем на ΔХ_{допустимое} (X-Х_Ц≥ΔХ_{допустимое}) непрерывно в течении более чем Δt_XЦ секунд, текущие координаты Y и Z ракеты превосходят вычисленные координаты Y_{потреб.} и Z_{потреб.} потребного пространственного положения более чем на ΔY_{допустим.} и ΔZ_{допустим.} соответственно (|Y-Y_nompe6.|≥ΔY_{допустимое},|Z-Z_{потреб.}|≥ΔZ_{допустимое}) непрерывно в течении более чем Δt_YZ секунд, в течении более чем Δt_V секунд ракета непрерывно летит назад (V_X<0), в течении более чем Δt_X секунд ракета непрерывно находится за точкой пуска (X<0), в течении более чем Δt_И секунд непрерывно фиксируются неисправности основных блоков бортовой системы управления ракетой, интегральная ошибка между потребным положением аэродинамических управляющих поверхностей и их текущим положением превышает допустимое значение Δδ_{допустимое} в течении более чем Δt_δ секунд и, если хотя бы одно из перечисленных условий выполняется, то формируется команда самоликвидации - перевод аэродинамических управляющих поверхностей в положение, создающее вращательный момент относительно продольной оси ракеты, приводящий ракету во вращательное движение в канале крена.

Сущность предлагаемых технических решений поясняется графическими материалами:

Фиг. 1 - структурная схема ракеты.

Фиг. 2 - вариант команд управления рулевыми приводами и процесс их отработки.

Фиг. 3 - вариант траектории полета ракеты с предлагаемым способом и без него в сопоставлении с размерами реального испытательного полигона с наложением зон риска.

Фиг. 4 - вариант аэродинамических управляющих сил в соответствии с предлагаемым способом.

Фиг. 5 - вариант технической реализации электронного блока управления ракеты.

В соответствии с фиг. 1 ракета 1 по предлагаемому изобретению состоит из спутниковой навигационной системы (СНС) 2, обеспечивающей прием спутникового сигнала для формирования данных о текущем положении ракеты в пространстве (геодезические широта, долгота, высота) и соединенной с инерциальной навигационной системой (ИНС) 3, которая производит расчет координат положения ракеты в пространстве и скоростей ее движения на основе данных от СНС 2 и передает эти данные с переводом в стартовую систему координат в электронный блок управления (ЭБУ) 4, в котором производится расчет управляющих команд для рулевых приводов (РП) 5, которые механически соединены с датчиками обратной связи (ДОС) 6 и с аэродинамическими управляющими поверхностями (АУП) 7. ДОС 6 используется для обеспечения оценки в ЭБУ 4 качества отработки команд управления аэродинамическими управляющими поверхностями (АУП) 7, создающими соответствующие управляющие аэродинамические силы и моменты.

В свою очередь ЭБУ 4 ракеты состоит из блока хранения полетного задания (БХПЗ) 8, блока расчета потребных команд управления (БРПКУ) 9, блока траекторного анализа (БТА) 10, блока формирования команды вращения (БФКВ) 11 и ключевого элемента (КЛ) 12.

Для обеспечения применения ракеты в соответствии с предлагаемыми техническими решениями необходима аппаратура предстартовой подготовки (АПП) 13, обеспечивающая передачу в БХПЗ 8 потребной пространственной траектории полета и координат цели. БХПЗ 8 на основе данных от ИНС 3 производит автоматическую выборку точек траектории для БРПКУ 9, который в свою очередь на основе этих данных и данных с ИНС 3 формирует команду управления для РП 5 на первом информационном входе ключевого элемента (КЛ) 12.

Для работы алгоритмов ЭБУ 4 ракета содержит также таймер 14, обеспечивающий отсчет времени с момента пуска ракеты и используется для формирования временных интервалов в БТА 10.

Изначально выход КЛ 12 подключен к первому информационному входу, переключение его на второй информационный вход происходит на основе команды от БТА 10.

БТА 10 формирует команду на переключение КЛ 12 на основе данных о текущих координатах и скоростях ракеты от ИНС 3, потребной траектории из БХПЗ 8, времени, прошедшего с момента пуска ракеты от таймера 14, а также на основе сравнения потребной команды управления и реального угла отклонения АУП 7 по данным с ДОС 6.

Указанные выше технические результаты достигаются за счет того, что:

а) до пуска из АПП 13 в ЭБУ 4 ракеты в стартовой системе координат (прямоугольная правая система координат, начало которой располагается в точке пуска ракеты, ось OY направлена вверх по линии местной вертикали, ось ОХ располагается горизонтально и направлена в сторону цели, ось OZ дополняет систему координат до правой) передаются:

- для БХПЗ 8 потребная пространственная траектория полета ракеты в функции дальности

- координаты цели (X_Ц ≠0, Y_Ц≠0, Z_Ц=0);

б) в момент пуска на борту ракеты запускается таймер 14, отсчитывающий время полета (t_полета);

в) в процессе полета на борту ракеты периодически по времени вычисляется:

- в БРПКУ 9 потребное положение АУП 7 ( i - количество аэродинамических управляющих поверхностей);

- в ИНС 3 в том числе на основе данных от СНС 2 три проекции текущей скорости движения ракеты в стартовой системе координат (V_X, V_Y, V_Z)

- в ИНС 3 в том числе на основе данных от СНС 2 три координат текущего положения ракеты в стартовой системе координат (X, Y, Z),

- в БХПЗ 8 две координаты потребного пространственного положение ракеты на текущем удалении на основе данных от ИНС 3;

г) в процессе полета на борту ракеты периодически по времени принимаются ЭБУ 4 текущие положения АУП 7 на основе данных с ДОС 6;

д) в процессе полета на борту ракеты в БТА 10 периодически по времени проверяются условия:

- время полета ракеты по данным таймера 14 больше допустимого (t_полета≥Δt_{допустимое}),

V полета допустимое ''

- текущая координата X ракеты по данным ИНС 3 превосходит координату Х_Ц цели более чем на ΔХ_{допустимое} (X-Х_Ц≥ΔХ_{допустилюе}) непрерывно в течении более чем Δt_ХЦ секунд,

- текущие координаты Y и Z ракеты по данным ИНС 3 превосходят вычисленные в БХПЗ 8 координаты Y_{потреб.} и Z_{потреб.} потребного пространственного положения более чем на ΔY_{допустимое} и ΔZ_{допустимое} соответственно (|Y-Y_{потреб.}|≥ΔY_{допустимое},|Z-Z_{потреб.}|≥ΔZ_{допустимое}) непрерывно в течении более чем Δt_YZ секунд,

- в течении более чем Δt_V секунд по данным ИНС 3 ракета непрерывно летит назад (V_X<0),

- в течении более чем Δt_X секунд по данным ИНС 3 ракета непрерывно находится за точкой пуска (X<0),

- в течении более чем Δt_И секунд по данным таймера 14 непрерывно фиксируются неисправности СНС 2 или ИНС 3 или РП 5,

- интегральная ошибка между потребным положением аэродинамических управляющий поверхностей 7 от БРПКУ 9 и их текущим положением на основе ДОС 6 превышает допустимое значение Δδ_{допустимое} в течении более чем

и, если хотя бы одно из условий выполняется, то формируется команда на самоликвидацию ракеты (аварийное прекращение полета) - перевод АУП 7 в положение, создающее вращательный момент относительно продольной оси ракеты, приводящий ракету во вращательное движение в канале крена.

Указанные выше временные интервалы и допуски на отклонения по контролируемым параметрам выбираются исходя из:

- конкретных параметров ракеты;

- требований испытательных полигонов по размерам опасных зон;

- допустимым отклонениям конкретной ракеты от номинальной траектории ее полета с учетом всего множества учитываемых случайных возмущающих факторов и др.

Перевод аэродинамических управляющих поверхностей в положение, создающее вращательный момент относительно продольной оси невращающейся ракеты, приведет к тому, что создаваемые аэродинамические силы и моменты будут усредняться, и полет не вращающейся ракеты станет баллистическим, который полностью предсказуем и определяется лишь начальными условиями.

Рассмотрим для примера ситуацию полета ракеты, соответствующей прототипу, в которой на некотором моменте времени t_отказ происходит заклинивание одной из АУП 7 (фиг. 2, линия 15) и в память которой заложены границы испытательного полигона (фиг. 3, линия 16). После наступления момента заклинивания одного из АУП 7 ЭБУ 4 ракеты продолжает вычислять команды управления (фиг. 2 линия 17), однако соответствующая АУП 7 данную команду не отрабатывает (фиг. 2 линия 15) для обеспечения полета ракеты вплоть до достижения границ области, заложенной в памяти, после чего происходит самоликвидация (фиг. 3 линия 18). Для каждого испытательного полигона необходимо проводить картографические работы по определению его точных границ и закладывать полученные данные в каждую ракету, подвергаемую испытаниям, а при боевом применении требуется многократное перепрограммирование памяти ракеты по прототипу, что значительно сокращает оперативность ее применения. Данный недостаток полностью исключается предлагаемым техническим решением.

При испытаниях ракет существует понятие зоны риска (замкнутая область, объединяющая точки падения ракеты или ее фрагментов на подстилающую поверхность). Расчет зоны риска до падения на подстилающую поверхность для ракеты в соответствии с прототипом в предположении отсутствия ограничений на область допустимых полетов приведена на фиг. 3 (линия 19). Как следует из рассмотрения, ракета в конкретном случае может иметь значительные зоны риска, превосходящие размеры испытательных полигонов.

В соответствии с предлагаемым техническим решением начиная с момента времени t_отказ величина Δδ начнет возрастать и спустя t_отказ+Δt_pocта+Δt_δ секунд она превысит допустимый уровень в Δδ_{допустимое} и БТА 10 сформирует команду на самоликвидацию, т.е. на переключение КЛ 12 с первого информационного входа на второй, что приведет к выдаче из БФКВ 11 ЭБУ 4 соответствующей команды для РП 5 на закручивание ракеты. Как следует из рассмотрения фиг. 4 после формирования БФКВ 11 команды на закручивание ракеты боковая аэродинамическая сила 20 усредняется и обращается в ноль, а поперечная сила 21 значительно возрастает и изменяет знак на отрицательный, приводя к резкому уменьшению высоты полета ракеты и, как следствие, скорому падению на подстилающую поверхность и к кинетической самоликвидации, что отображено на фиг. 3 (линия 22). Ракета по предлагаемой технической реализации может иметь зону риска, приведенную на фиг. 3 (линия 23).

Как следует из принципов работы и состава предлагаемой в изобретении ракеты при определенном значении ограничительных параметров, задействованных в БТА 10, зона риска при применении конкретной ракеты может быть значительно сокращена, что повышает безопасность ее применения. Детализация данных, необходимых для принятия решения о самоликвидации ракеты (аварийное прекращение полета) обеспечивается периодическим расчетом траекторных параметров в ИНС 3 и весьма узким набором ограничительных параметров БТА 10.

ЭБУ 4 может быть выполнен в виде микропроцессорного устройства и в отличие от прототипа внутренняя память этого микропроцессора может быть использована для обеспечения работы БХПЗ 8. Таймер 14 также может быть программно реализован в микропроцессорном устройстве ЭБУ 4. Исходя из использования микропроцессора в качестве ЭБУ 4 КЛ 12 может быть реализован программно.

Вариантом технической реализации ЭБУ 4 ракеты может служить следующий набор элементов (фиг. 5):

- микросхема 5559ИН14АУ 24 узла интерфейса CAN2.0 25, обеспечивающая взаимодействие ЭБУ 4 с блоками ИНС 3, АПП 13, РП 5 и ДОС 6;

- микросхема 1986ВЕ9ЗУ центрального процессора 26, содержащая в себе программную реализацию алгоритмов работы БРПКУ 9, БХПЗ 8, таймер 14, БТА 10 и КЛ 12 заявляемого изобретения;

- элементы МДМ5-1В05МП и 1309ЕР1Т узла питания 27, обеспечивающие фильтрацию входного напряжения и формирование потребных напряжений питания для остальных узлов схемы.

В качестве среды разработки программного обеспечения используется Keil uVision, поддерживающий возможность внутрисхемного программирования, эмуляции и отладки ПО посредствам порта JTAG.

Предложенное техническое решение реализовано в одной из вновь создаваемых ракет. Реализация предложенного технического решения подтвердило правильность изложенного подхода. Результаты подтверждены натурными пусками ракеты.

1. Ракета с пространственным ограничением траектории полета, содержащая навигационную систему, включающую в себя спутниковую навигационную систему и инерциальную, электронный блок управления, отличающаяся тем, что она снабжена аппаратурой предстартовой подготовки, а электронный блок управления, подключенный к инерциальной навигационной системе, включает в себя блок хранения полетного задания, блок расчета потребных команд управления, блок траекторного анализа, блок формирования команды вращения и ключевой элемент, при этом к инерциальной навигационной системе подключены блок расчета потребных команд управления, второй вход блока хранения полетного задания и третий вход блока траекторного анализа, к первому входу блока хранения полетного задания подключена аппаратура предстартовой подготовки, выход блока хранения полетного задания подключен к четвертому входу блока траекторного анализа и ко второму входу блока расчета потребных команд управления, выход которого подключен к пятому входу блока траекторного анализа и первому входу ключевого элемента, к его второму входу подключен единственный выход блока формирования команды вращения, к выходу ключевого элемента подключены рулевые приводы, которые механически соединены с аэродинамическими управляющими поверхностями и с блоком датчиков обратной связи, группа выходов которых подключена ко второй группе входов блока траекторного анализа, к первому входу которого подключен таймер.

2. Способ самоликвидации ракеты, в котором в процессе полета на борту ракеты периодически по времени вычисляют три проекции текущей скорости движения ракеты в стартовой системе координат (V_X, V_Y, V_Z) и три координаты текущего положения ракеты в стартовой системе координат (X, Y, Z), отличающийся тем, что до пуска в ракету в стартовой системе координат передают потребную пространственную траекторию полета ракеты в функции дальности координаты цели (Х_Ц≠0, Y_Ц≠0, Z_Ц=0); в момент пуска на борту ракеты запускают таймер для отсчета времени полета (t_полета), в процессе полета на борту ракеты периодически по времени вычисляют потребное положение аэродинамических управляющих поверхностей где i - количество аэродинамических управляющих поверхностей, две координаты потребного пространственного положения ракеты на текущем удалении X в процессе полета на борту ракеты периодически по времени регистрируют текущее положение аэродинамических управляющих поверхностей в процессе полета на борту ракеты периодически по времени проверяют условия, что время полета ракеты больше допустимого (t_полета≥Δt_{допустимое}), текущая координата X ракеты превосходит координату Х_Ц цели более чем на ΔХ_{допустимое} (X-X_Ц≥ΔХ_{допустимое}) непрерывно в течение более чем секунд, текущие координаты Y и Z ракеты превосходят вычисленные координаты Y_{потреб.} и Z_{потреб.} потребного пространственного положения более чем на ΔY_{допустимое} и Z_{допустимое} соответственно (|Y-Y_потреб|≥ΔY_{допустимое}, |Z-Z_{потреб.}|≥ΔZ_{допустимое}) непрерывно в течение более чем Δt_YZ секунд, в течение более чем Δt_V секунд ракета непрерывно летит назад (V_X<0), в течение более чем Δt_X секунд ракета непрерывно находится за точкой пуска (X<0), в течение более чем Δt_И секунд непрерывно фиксируют неисправности основных блоков бортовой системы управления ракетой, интегральная ошибка между потребным положением аэродинамических управляющих поверхностей и их текущим положением превышает допустимое значение Δδ_{допустимое} в течение более чем , и если хотя бы одно из перечисленных условий выполняется, то формируют команду самоликвидации - аварийное прекращение полета с переводом аэродинамических управляющих поверхностей в положение, создающее вращательный момент относительно продольной оси ракеты, приводящий ракету во вращательное движение в канале крена.