способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет

Формула изобретения

СПОСОБ ЗАЩИТЫ ОТ АВАРИИ МНОГОКАНАЛЬНЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ, включающий формирование информативного сигнала в виде разности управляющего сигнала и сигнала обратной связи, сравнение значения длительности этого сигнала с допустимым значением, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления при превышении длительности информативного сигнала допустимого значения, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности защиты, допустимое значение длительности информативного сигнала выбирают большим времени перемещения рулевого органа рулевой машины этого же канала система управления с максимальной скоростью из крайнего положения в среднее и меньшим времени выхода ракеты на предельные углы отклонения, а сигнал отключения этого же канала системы управления формируют в виде сигнала установки штока рулевой машины этого же канала в среднее положение, при этом сигналы управления остальных каналов формируют с амплитудой, превышающей ее номинальное значение.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах управления ракетами с рулевыми машинами органов управления.

Известны способы управления ракетой, заключающиеся в подаче на рулевые машины органов управления управляющих сигналов, регистрации этих сигналов и сигналов обратной связи рулевой машины.

Эти способы не позволяют обеспечить устойчивость полета ракеты при отказе рулевой машины органа управления.

Наиболее близким по технической сущности является способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет, заключающийся в формировании информативного сигнала в виде разности управляющего сигнала и сигнала обратной связи, сравнении значения длительности этого сигнала с допустимым значением и формировании сигнала отключения соответствующего канала системы управления при превышении длительности информативного сигнала допустимого значения.

Однако этот способ не позволяет предотвратить потерю управляемости ракеты при отказе рулевой машины.

Целью изобретения является повышение надежности защиты от аварий системы управления.

Для этого допустимое значение длительности информативного сигнала выбирают большим времени перемещения рулевого органа рулевой машины этого же канала системы управления с максимальной скоростью из крайнего положения в среднее и меньшим времени выхода ракеты на предельные углы отклонения, а сигнал отключения этого же канала системы управления формируют в виде сигнала установки штока рулевой машины этого же канала в среднее положение, при этом сигналы управления остальных каналов формируют с амплитудой, превышающей ее номинальное значение.

Наиболее характерными неисправностями в рулевой машине, приводящими к потере управляемости ракеты, являются заклинивание золотника гидроусилителя, отказ электромеханического преобразователя на входе гидроусилителя и обрыв электрической обратной связи, в результате чего на ракету начинает действовать возмущающий момент М_к, который не могут парировать остальные работающие каналы управления. При этом ракета может выйти на предельно допустимые углы отклонения по крену, рысканию или тангажу.

Для предотвращения потери управляемости необходимо устранить действие возмущающего момента М_к, что в предлагаемом способе осуществляется аварийным (принудительным) возвращением штока неисправной рулевой машины в среднее положение.

Для определения неисправного состояния рулевой машины в наземных условиях перемещают рулевой орган управления из крайнего положения в среднее посредством подачи на рулевую машину соответствующего управляющего сигнала. Управляющий сигнал должен обеспечить перемещение органа управления с максимально возможной скоростью. Определяют время Т₁, в течение которого осуществляется перемещение органа управления из крайнего положения в среднее. Кроме того, определяют время Т₂ выхода ракеты на предельные углы отклонения по крену, тангажу или рысканию при воздействии возмущающего момента М_к от рулевого органа, находящегося в крайнем положении.

В процессе полета формируют информативный сигнал в виде разности управляющего сигнала и сигнала обратной связи, сравнивают значение длительности этого сигнала с допустимым значением и формируют сигнал отключения соответствующего канала системы управления. При этом процесс сравнивания происходит периодически на протяжении всего полета через интервал времени, больший Т₁ и меньший Т₂.

Установка нижней границы этого интервала позволяет предотвратить ложные срабатывания системы. Установка верхней границы обеспечивает надежную стабилизацию ракеты посредством своевременного уменьшения возмущающего момента возвращением штока неисправной рулевой машины в среднее положение.

Одновременно с установкой штока неисправной рулевой машины в среднее положение увеличивают коэффициенты усиления остальных каналов управления.

Время выхода ракеты на предельные углы отклонения по крену, тангажу или рысканию при действии возмущающего момента М_к может быть различным. Поэтому за верхнюю границу нужно принимать минимально возможное время выхода на предельные углы.

Таким образом, автоматическое определение отказа рулевой машины органа управления ракеты, принудительное возвращение штока неисправной рулевой машины в среднее положение и увеличение коэффициентов усиления работающих канавок управления позволяет предотвратить потерю управляемости ракеты.