УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к области систем управления летательных аппаратов и может быть использована в системах управления полетом гиперзвукового летательного аппарата при движении его в плотных слоях атмосферы.
Известно устройство для управления полетом летательного аппарата, содержащее n измерительных датчиков, блок ввода, блок вывода, блок задания траектории, бортовой вычислительный комплекс и m исполнительных элементов [1], за счет которых осуществляется управление полетом летательного аппарата при движении его в плотных слоях атмосферы.
Недостаток известного устройства состоит в низкой точности управления полетом из-за неуправляемого изменения его аэродинамических характеристик при гиперзвуковой скорости движения в плотных слоях атмосферы.
Наиболее близким к заявляемому является известное устройство для управления полетом гиперзвукового летательного аппарата, содержащее теплозащитный корпус летательного аппарата, блок измерительных элементов инерционной системы стабилизации, блок задания траектории полета летательного аппарата, бортовой вычислительный комплекс с блоками ввода-вывода и m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата, теплозащитный корпус летательного аппарата выполнен из абляционного материала, выходы блоков измерительных элементов инерционной системы стабилизации и задания траектории полета летательного аппарата соединены непосредственно с входами бортового вычислительного комплекса, выходы которого через блок ввода-вывода связаны с управляющими входами m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата [2]. Бортовой вычислительный комплекс,
используя сигналы с выходов блоков измерительных элементов инерционной системы стабилизации и задания траектории полета летательного аппарата, формирует управляющий сигнал полетом летательного аппарата, который отрабатывается m исполнительными элементами изменения его аэродинамических свойств. Защита корпуса летательного аппарата при полете его в плотных слоях атмосферы осуществляется с помощью абляционного покрытия.
Недостаток прототипа заключается в том, что для гарантированной защиты корпуса летательного аппарата при его полете в плотных слоях атмосферы необходим чрезмерно большой запас абляционного материала, масса отделяющейся части которого изменяется случайным образом. Это приводит к увеличению стартовой массы летательного аппарата и ухудшению его аэродинамических свойств при полете в плотных слоях атмосферы.
Целью полезной модели является уменьшение стартовой массы абляционного материала и улучшение аэродинамических свойств летательного аппарата при его полете с гиперзвуковой скоростью в плотных слоях атмосферы.
Сущность полезной модели состоит в том, что, кроме известных и общих отличительных признаков, а именно: теплозащитного корпуса летательного аппарата, блока измерительных элементов инерционной системы стабилизации, блока задания траектории полета летательного аппарата, бортового вычислительного комплекса с блоками ввода-вывода и m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата, теплозащитный корпус летательного аппарата выполнен из абляционного материала, выходы блоков измерительных элементов инерционной системы стабилизации и задания траектории полета летательного аппарата соединены непосредственно с входами бортового вычислительного комплекса, выходы которого через блок ввода-вывода связаны с управляющими входами m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата, предлагаемое устройство для управления полетом гиперзвукового
2,3
т
2,3
летательного аппарата содержит n датчиков абляции материала, чувствительные элементы которых размещены внутри абляционного материала теплозащитного корпуса летательного аппарата, выходы датчиков абляции подключены к входам блока ввода бортового вычислительного комплекса, чувствительный элемент первого датчика абляции материала установлен в наконечнике теплозащитного корпуса летательного аппарата в точке полного торможения набегающего потока, чувствительные элементы остальных  датчиков абляции материала установлены симметрично относительно продольной оси корпуса летательного аппарата вдоль его огибающей в порядке удаления от первого датчика в точках наибольшего теплового потока х=0,7·R и, далее, в точках, удаленных друг от друга на расстоянии L=20, где x - координаты расположения чувствительных элементов второго и третьего датчиков в порядке удаления от первого датчика абляции материала;  - нормированная длина; R - радиус сферического притупления наконечника корпуса летательного аппарата; L - длина корпуса летательного аппарата и n≥m.
2,3
Новизна полезной модели состоит в том, что предлагаемое устройство для управления полетом гиперзвукового летательного аппарата содержит n датчиков абляции материала, чувствительные элементы которых размещены внутри абляционного материала теплозащитного корпуса летательного аппарата, выходы датчиков абляции подключены к входам блока ввода бортового вычислительного комплекса, чувствительный элемент первого датчика абляции материала установлен в наконечнике теплозащитного корпуса летательного аппарата в точке полного торможения набегающего потока, чувствительные элементы остальных  датчиков абляции материала установлены симметрично относительно продольной оси корпуса летательного аппарата вдоль его огибающей в порядке удаления от первого датчика в точках наибольшего теплового потока х=0,7·R и, далее, в точках, удаленных друг от
т
2,3
друга на расстоянии L=20, где х - координаты расположения чувствительных элементов второго и третьего датчиков в порядке удаления от первого датчика абляции материала;  - нормированная длина; R - радиус сферического притупления наконечника корпуса летательного аппарата; L - длина корпуса летательного аппарата и n≥m, за счет чего обеспечивается уменьшение массы абляционного материала и улучшение аэродинамических свойств летательного аппарата при его полете с гиперзвуковой скоростью в плотных слоях атмосферы.
Функциональная схема устройства для управления полетом гиперзвукового летательного аппарата изображена на фиг.1. Нормированная величина удаления датчиков абляции массы друг от друга в зависимости от числа Стантона приведена на фиг.2.
На фиг.1 обозначено: 1 - абляционный материал теплозащитного корпуса гиперзвукового летательного аппарата; 2 - блок n датчиков абляции материала; 3 - блок ввода; 4 - бортовой вычислительный комплекс; 5 - блок измерительных элементов инерционной системы стабилизации; 6 - блок задания траектории полета летательного аппарата; 7 - блок вывода и 8 - блок m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата.
В исходном положении в абляционном материале 1 теплозащитного корпуса гиперзвукового летательного аппарата установлены чувствительные элементы блока 2 n датчиков абляции материала, выходы которых подключены к входам блока 3 ввода. Выходы блока 3 ввода соединены с одними входами бортового вычислительного комплекса 4, другие входы которого подключены к выходам блоков измерительных элементов инерционной системы стабилизации 5 и задания траектории полета летательного аппарата 6. Выходы бортового вычислительного комплекса 4 через блок вывода 7 подключены к входам блока 8 m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата.
Предлагаемое устройство для управления полетом гиперзвукового летательного аппарата работает следующим образом.
При полете гиперзвукового летательного аппарата в плотных слоях атмосферы абляционный материал 1 отделяется от теплозащитного корпуса, защищая тем самым его от перегрева. Так как отделяемая масса абляционного материала 1 изменяется случайным образом, то это вынуждает увеличивать ее гарантированный запас, что нежелательно увеличивает стартовый вес гиперзвукового летательного аппарата и ухудшает его аэродинамические свойства.
В предлагаемом устройстве динамический процесс отделения абляционного материала 1 от теплозащитного корпуса автоматически контролируется с помощью блока 2 n датчиков абляции материала, чувствительные элементы которых установлены внутри абляционного материала 1 (на фиг.1 чувствительные элементы датчиков 2 не показаны).
2,3
T
2,3
Размещение чувствительных элементов блока датчиков 2 абляции материала в теплозащитном корпусе 1 является симметричным относительно продольной оси корпуса летательного аппарата вдоль его огибающей в порядке удаления от первого датчика в точках наибольшего теплового потока x=0,7·R и, далее, в точках, удаленных друг от друга на расстоянии L=20, где x - координаты расположения чувствительных элементов второго и третьего датчиков в порядке удаления их от первого датчика абляции материала;  - нормированная длина; R - радиус сферического притупления наконечника корпуса летательного аппарата; L - длина корпуса летательного аппарата n≥m Чувствительный элемент первого датчика абляции материала установлен в наконечнике теплозащитного корпуса летательного аппарата в точке полного торможения набегающего потока.
Такое размещение чувствительных элементов датчиков абляции материала обеспечивает набольшую достоверность информации о стохастическом процессе уноса абляционного материала с теплозащитного корпуса гиперзвукового
летательного аппарата и соответствует закону Стантона [3], графическая иллюстрация изменения коэффициента St которого приведена на фиг.2.
На фиг.2 изменяющийся коэффициент (число) Стантона St определяется с помощью формулы:
,
∞
∞
w
0
р
где ρ - плотность набегающего потока; V - скорость набегающего потока; T - температура поверхности летательного аппарата; Т - температура торможения; с - теплоемкость обтекающего газа.
Выходные сигналы блока 2 n датчиков абляции материала поступают через блок 3 ввода на одни входы бортового вычислительного комплекса 4, на другие входы которого подаются выходные сигналы известных блоков измерительных элементов инерционной системы стабилизации 5 и задания траектории полета летательного аппарата 6.
Далее, сформированный бортовым вычислительным комплексом 4 управляющий сигнал поступает через блок вывода 7 на входы блока 8 m исполнительных элементов для автоматического изменения аэродинамических свойств летательного аппарата с учетом отделившийся массы абляционного материала 1 его теплозащитного корпуса.
Промышленная применимость заявленной полезной модели обосновывается тем, что в ней используются известные в аналоге [1], и прототипе [2] типовые узлы и блоки по своему прямому функциональному назначению в соответствии с известным законом [3]. В организации заявителе изготовлена модель устройства для управления полетом гиперзвукового летательного аппарата в 2006 году.
Положительный эффект от использования полезной модели состоит в том, что уменьшается стартовый вес абляционного материала на величину, обратную значению дисперсии случайного процесса уноса абляционного материала теплозащитного корпуса при полете гиперзвукового летального аппарата
в плотных слоях атмосферы. Кроме того, за счет включения в замкнутый контур автоматического управления аэродинамическими свойствами летательного аппарата управляющих сигналов о величине уносимого абляционного материала с теплозащитной поверхности его корпуса с помощью блока 2 n датчиков абляции материала улучшаются аэродинамические свойства гиперзвукового летательного аппарата.
Литература:
1. Аренс 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. Волков Л.И., Прокудин А.И., Гаврилов B.C., Мохоров Г.Н. Точность межконтинетальных баллистических ракет. - М.: Машиностроение, 1996. - 304 с.
3. Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Учебник для втузов. - М.: Высшая школа, 1971. - 632 с.