Патент на изобретение №2344966

(54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использовано в системе управления полетом гиперзвукового летательного аппарата при движении его в плотных слоях атмосферы. Устройство содержит теплозащитный корпус летательного аппарата, блок измерительных элементов инерционной системы стабилизации, блок задания траектории полета летательного аппарата, бортовой вычислительный комплекс с блоками ввода-вывода, блок m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата и блок n (nm) датчиков абляции материала. Чувствительные элементы датчиков абляции размещены внутри абляционного материала теплозащитного корпуса летательного аппарата. Устройство обеспечивает уменьшение стартовой массы абляционного материала и улучшение аэродинамических свойств летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области систем управления летательных аппаратов и может быть использовано в системе 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 изобретения является уменьшение стартовой массы абляционного материала и улучшение аэродинамических свойств летательного аппарата при его полете с гиперзвуковой скоростью в плотных слоях атмосферы.

Сущность изобретения 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 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 второго и третьего датчика абляции материала установлены симметрично относительно продольной оси корпуса летательного аппарата вдоль его огибающей на наветренной и подветренной поверхности соответственно в порядке удаления от первого датчика в точках наибольшего теплового потока х_2,3=0,7·R, где х_2,3 – координаты расположения чувствительных элементов второго и третьего датчиков.

Новизна изобретения 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 второго и третьего датчика абляции материала установлены симметрично относительно продольной оси корпуса летательного аппарата вдоль его огибающей на наветренной и подветренной поверхности соответственно в порядке удаления от первого датчика в точках наибольшего теплового потока х_2,3=0,7·R, где х_2,3 – координаты расположения чувствительных элементов второго и третьего датчиков. За счет применения датчиков 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).

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 х_2,3=0,7·R. 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 наибольшую 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:

,

где – плотность набегающего потока; V – скорость набегающего потока; T_w – температура поверхности летательного аппарата; Т₀ – температура торможения; c_р – 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 отделившейся массы абляционного материала 1 его теплозащитного корпуса.

Промышленная применимость заявленного изобретения обосновывается тем, что в нем 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 2005 году.

Положительный эффект от использования изобретения состоит в том, что уменьшается стартовый вес абляционного материала на величину, обратную значению дисперсии случайного процесса уноса абляционного материала теплозащитного корпуса при полете гиперзвукового летательного 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 межконтинентальных баллистических ракет. – М.: Машиностроение, 1996. – 304 с.

3. Панкратов Б.М. Основы теплового проектирования транспортных космических систем. – М.: Машиностроение, 1988. – 304 с.

Формула изобретения

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, отличающееся тем, что содержит n (nm) 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 второго и третьего 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_2,3=0,7·R, где х_2,3 – координаты расположения чувствительных элементов второго и третьего датчиков; R – радиус сферического притупления наконечника корпуса летательного аппарата.

РИСУНКИ