СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ЛЕТНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА
METHOD AND APPARATUS FOR ENSURING SAFETY OF FLIGHT EXPERIMENT

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники, к управлению пространственным положением объекта, более конкретно к обеспечению безопасности при летных испытаниях комплексов, включающих беспилотные летательные аппараты (ЛА) с активной, пассивной или комбинированной головками самонаведения (ГСН), имеющие высотный маршевый горизонтальный участок траектории и конечный маловысотный горизонтальный участок.
Для безопасности летного эксперимента, под которой понимается обеспечение падения аварийных ЛА в опасные зоны, находящиеся внутри заданных границ полигона, применяются различные способы и устройства, их реализующие.
Известен способ обеспечения безопасности летного эксперимента, заключающийся в том, что измеряют на борту ЛА время полета, угол отклонения от директрисы стрельбы и боковое отклонение от нее, формируют, выдают и исполняют команду ликвидации при превышении значений времени полета, угла и (или) бокового отклонения над заданными на борту аппарата предельными значениями этих параметров (Управление летным экспериментом: Справочник авторов Берестова Л.М., Вида В.И., Горина В.В. на стр.21, издательство «Машиностроение», Москва, 1990 г.).
Известно устройство обеспечения безопасности летного эксперимента (Основы проектирования ЛА (транспортные системы). Учебник для технических вузов. Под редакцией В.П.Мишина. Москва. Машиностроение. 1985 г., стр.172-173), содержащее блок набора программы ликвидации по углу, блок выработки команды ликвидации по углу, датчик курса, рулевой агрегат, временное устройство, блок выработки команды ликвидации по времени, интегратор, блок набора программы ликвидации по боковому отклонению, блок выработки команды ликвидации по боковому отклонению, формирователь сигнала крена; выход блока набора программы ликвидации по углу соединен с входом блока выработки команды ликвидации по углу, выход блока выработки команды ликвидации по углу соединен с первым входом формирователя сигнала крена, выход которого соединен с входом рулевого агрегата; первый выход датчика курса соединен с входом блока выработки команды ликвидации по углу, а второй - с входом интегратора, выход которого соединен с первым входом блока выработки команды ликвидации по боковому отклонению, второй вход этого блока соединен с выходом блока набора программы ликвидации по боковому отклонению; первый выход временного устройства соединен с входом интегратора, второй - с входом блока выработки команды ликвидации по времени; второй и третий входы формирователя сигнала крена соединены с выходами блоков выработки команды ликвидации по боковому отклонению и времени полета, а выход - с входом рулевого агрегата.
Основные существенные признаки известных способа и устройства совпадают с существенными признаками заявляемых способа и устройства.
л
Причиной, препятствующей достижению сокращения размеров опасной зоны при применении известного способа, является отсутствие фиксации отказа при невыполнении ЛА программного снижения с высоты маршевого на маловысотный участок траектории. При этом становится возможной реализация нерасчетной траектории в вертикальной плоскости (отсутствие маловысотного конечного участка), следствием чего является большая (десятки километров) дальность полета после исполнения команды ликвидации по углу, боковому отклонению или времени полета. Вместе с увеличением на конечном участке выставленного значения угла ограничения Ψ в 3-4 раза (из-за перехода ЛА в режим самонаведения) это и приводит к увеличению размера зоны.
Известное устройство обеспечивает получение опасной зоны, неприемлемой из-за больших размеров, в связи с отсутствием в его составе блока, фиксирующего отказ при невыполнении программного снижения с высотного на маловысотный участок траектории.
Предлагаемым изобретением решается техническая задача - сократить размеры опасной зоны при невыполнении ЛА программного снижения.
Предлагается способ обеспечения безопасности летного эксперимента, заключающийся в том, что измеряют на борту ЛА время полета, угол отклонения от директрисы стрельбы и боковое отклонение от нее, формируют, выдают и исполняют команду ликвидации при превышении значений времени полета, угла и (или) бокового отклонения над заданными на борту ЛА предельными значениями этих параметров, дополнительно фиксируют факт неотработки ЛА команды на снижение и в случае неисполнения команды на снижение формируют, выдают и исполняют команду ликвидации.
Для решения данной технической задачи предлагается устройство обеспечения безопасности летного эксперимента, содержащее блок набора программы ликвидации по углу, блок выработки команды ликвидации по углу, датчик курса, рулевой агрегат, временное устройство, блок выработки команды ликвидации по времени, интегратор, блок набора программы ликвидации по боковому отклонению, блок выработки команды ликвидации по боковому отклонению, формирователь сигнала крена; выход блока набора программы ликвидации по углу соединен с входом блока выработки команды ликвидации по углу, выход блока выработки команды ликвидации по углу соединен с первым входом формирователя сигнала крена, выход которого соединен с входом рулевого агрегата; первый выход датчика курса соединен с входом блока выработки команды ликвидации по углу, а второй - с входом интегратора, выход которого соединен с первым входом блока выработки команды ликвидации по боковому отклонению, второй вход этого блока соединен с выходом блока набора программы ликвидации по боковому отклонению; первый выход временного устройства соединен с входом интегратора, второй - с входом блока выработки команды ликвидации по времени; второй и третий входы формирователя сигнала крена соединены с выходами блоков выработки команды ликвидации по боковому отклонению и времени полета, а выход - с входом рулевого агрегата, дополнительно содержит блок набора программы ликвидации по отсутствию программного снижения, блок выработки команды ликвидации по отсутствию программного снижения, датчик высоты, выход которого соединен с входом блока выработки команды ликвидации по отсутствию программного снижения; выход блока набора программы ликвидации по отсутствию программного снижения соединен со вторым входом блока выработки команды ликвидации по отсутствию программного снижения, выход которого соединен с входом формирователя сигнала крена.
В предлагаемом способе для получения технического результата контролируют факт отработки ЛА команды на снижение и в случае неисполнения команды на снижение формируют, выдают и исполняют команду на принудительное прекращение полета (ликвидацию) ЛА.
Этот результат достигается за счет того, что устройство содержит блок набора программы ликвидации по отсутствию программного снижения, блок выработки команды ликвидации по отсутствию программного снижения, датчик высоты, выход которого соединен с входом блока выработки команды ликвидации по отсутствию программного снижения; выход блока набора программы ликвидации по отсутствию программного снижения соединен со вторым входом блока выработки команды ликвидации по отсутствию программного снижения, выход которого соединен с входом формирователя сигнала крена.
Техническим результатом, достигаемым предполагаемым изобретением, является уменьшение ширины опасной зоны на конечном участке более чем в 2 раза и сокращение протяженности зоны на 15%.
На фиг.1 представлена опасная зона (зона возможного падения - ЗВП) при дальности пуска ЛА 240 км.
Сплошной и пунктирной линиями обозначены опасные зоны при применении известного устройства и заявленного изобретения соответственно.
На фиг.2 представлена блок-схема устройства обеспечения безопасности.
Устройство содержит: блок набора программы по углу 1, выход которого соединен с входом блока выработки команды ликвидации по углу 2, выход блока выработки команды ликвидации по углу 2 соединен с входом формирователя сигнала крена 14, выход которого соединен с входом рулевого агрегата 4; датчик курса 3, один выход которого соединен с входом блока выработки команды ликвидации по углу 2, а другой - с входом интегратора 7, выход которого соединен с входом блока выработки команды ликвидации по боковому отклонению 9, второй вход блока 9 соединен с выходом блока набора программы ликвидации по боковому отклонению 8; временное устройство 5, один выход которого соединен с входом интегратора 7, другой - с входом блока выработки команды ликвидации по времени 6; формирователь сигнала крена 14, четыре входа которого соединены с выходами блоков выработки команды ликвидации по углу 2, боковому отклонению 9, времени полета 6 и отсутствию программного снижения 11, а выход - с рулевым агрегатом 4; датчик высоты 12, выход которого соединен с входом блока выработки команды ликвидации по отсутствию программного снижения 11; блока набора программы ликвидации по отсутствию программного снижения 10, выход которого соединен с входом блока выработки команды ликвидации по отсутствию программного снижения 11.
Предлагаемое устройство работает следующим образом. Если ЛА реализует в вертикальной плоскости штатную траекторию, заявленное устройство не задействуется.
э
э
Предлагаемый способ реализуется предлагаемым устройством следующим образом. В случае неисполнения штатной траектории (отсутствии программного снижения) блок выработки команды ликвидации по отсутствию программного снижения 11 вырабатывает команду ликвидации. Рулевой агрегат 4 отклоняет рулевые поверхности "враздрай", закручивая ЛА относительно продольной оси и переводя его тем самым на траекторию ликвидации. На рулевой агрегат 4 поступает сигнал σ' с формирователя сигнала крена 14, который вырабатывает этот сигнал при наличии команды ликвидации, поступающей по четырем независимым каналам с блоков выработки команды ликвидации по углу 2, боковому отклонению 9, времени полета 6 и отсутствию программного снижения 11, т.е. блок 14 вырабатывает сигнал управления креном σ' по логической формуле.
Z
t
H
где KЛ, КЛ, КЛ, КЛψ - команды ликвидации по каналам, соответствующим индексам.
л
л
л
л
Команды в блоках выработки команды ликвидации 2, 9, 6, 11 формируются путем сравнения заданных, набранных при подготовке ЛА значений параметров Ψ, Z, t, H в блоках набора программ соответственно 1, 8, 13, 10 с текущими значениями этих параметров Ψ(t), Z(t), t, H(t).
Текущие значения параметров поступают с выходов соответствующих датчиков 3, 5, 12, а параметр Z(t) - с выхода интегратора 7, вычисляющего функцию