RU2632559C2 - Aircraft control device suitable for position indication upon incurrence off-nominal (emergency) situation - Google Patents
Aircraft control device suitable for position indication upon incurrence off-nominal (emergency) situation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2632559C2 RU2632559C2 RU2016107920A RU2016107920A RU2632559C2 RU 2632559 C2 RU2632559 C2 RU 2632559C2 RU 2016107920 A RU2016107920 A RU 2016107920A RU 2016107920 A RU2016107920 A RU 2016107920A RU 2632559 C2 RU2632559 C2 RU 2632559C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- emergency
- unit
- flight
- nominal
- control unit
- Prior art date
Links
- 230000004807 localization Effects 0.000 claims abstract description 10
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 241000142710 Isla Vista hantavirus Species 0.000 description 18
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 8
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 7
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 6
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 2
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 2
- 238000011160 research Methods 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 101100172874 Caenorhabditis elegans sec-3 gene Proteins 0.000 description 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 208000027418 Wounds and injury Diseases 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 231100001261 hazardous Toxicity 0.000 description 1
- 208000014674 injury Diseases 0.000 description 1
- 230000003902 lesion Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 239000013535 sea water Substances 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D3/00—Control of position or direction
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
- Alarm Systems (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам для управления летательным аппаратом при возникновении нештатной (аварийной) ситуации. Актуальность данного изобретения определяется необходимостью доработки устройства, связанного с системой управления ракеты космического назначения (РКН), для обеспечения безопасности населения, хозяйственных сооружений на трассах полета, проходящих через густонаселенные районы, при возникновении (нештатных) аварийных ситуаций с целью реализации независимости и повышения точности определения местоположения летательного аппарата в момент возникновения нештатной (аварийной) ситуации.The invention relates to the field of rocket technology, in particular to devices for controlling an aircraft in case of an emergency (emergency) situation. The relevance of this invention is determined by the need to refine the device associated with the space rocket control system (ILV), to ensure the safety of the population, business facilities on flight paths passing through densely populated areas, in the event of (emergency) emergency situations in order to realize independence and improve the accuracy of determination the location of the aircraft at the time of the emergency (emergency) situation.
Предпосылки создания изобретения:The background of the invention:
В настоящее время важным вопросом исследований остается определение фактических весовых характеристик заправленной РКН непосредственно после окончания заправки перед стартом. Это необходимо прежде всего для того, чтобы оценить энергетическую возможность РКН, вывести полезный груз определенной массы на расчетную орбиту.At present, an important research issue remains the determination of the actual weight characteristics of the filled ILV immediately after the refueling is completed before launch. This is necessary, first of all, in order to assess the energy potential of the ILV, to bring a payload of a certain mass into the calculated orbit.
Современный парк средств выведения космических аппаратов (КА) состоит из многоступенчатых РКН. Для данного класса летательных аппаратов (ЛА) характерно отделение в полете отработавших элементов конструкции, для безопасного падения которых необходимо выделять специальные участки суши и акваторий морей и океанов - районы падения отделяющихся частей (РПОЧ) РКН. С выбором трасс полета тесно связаны вопросы обеспечения безопасности вдоль трассы полета РКН.The modern fleet of spacecraft (SC) launch vehicles consists of multi-stage rocket launchers. This class of aircraft (LA) is characterized by the separation in flight of spent structural elements, for the safe fall of which it is necessary to distinguish special sections of land and water areas of the seas and oceans - falling areas of the separating parts (RPOC) of the ILV. Closely related to the selection of flight paths are safety issues along the ILV flight path.
Траекторию полета РКН относительно Земли характеризуют следующие географические элементы: трасса полета, район падения отделяющихся частей ракеты-носителя (ОЧ РН), опасная зона при полете ракеты-носителя (РН).The flight path of the rocket launcher relative to the Earth is characterized by the following geographical elements: flight path, area of incidence of the separating parts of the launch vehicle (VL LV), danger zone during the flight of the launch vehicle.
В практике баллистического обеспечения пусков РН используются два понятия термина «трасса полета (или пуска) РН»: трасса полета, как проекция траектории полета на поверхность Земли, и аварийная трасса полета. Аварийной трассой полета называется линия на поверхности Земли, имеющая начало в точке старта и соединяющая точки падения РН, рассчитанные для случая мгновенного выключения двигательных установок (ДУ) в различные моменты движения РН по номинальной траектории. Говоря о трассе полета (ТП), имеют в виду аварийную ТП, потому что именно ее используют при выборе азимута пуска.In the practice of ballistic support for LV launches, two concepts of the term “LV flight path (or launch)” are used: the flight path, as the projection of the flight path onto the Earth’s surface, and the emergency flight path. An emergency flight path is a line on the Earth’s surface that has a start at the start point and connects the launch vehicle fall points, calculated for the case of instantaneous shutdown of propulsion systems at different times of the launch vehicle movement along a nominal path. Speaking of the flight path (TP), we mean emergency TP, because it is it that is used when choosing the launch azimuth.
Район падения отделяющихся частей - участок поверхности Земли, выделенный для падения отделяющихся частей РН. Размеры РПОЧ выбираются из условия обеспечения падения ОЧ с заданной вероятностью при возмущенном движении на активном участке траектории (АУТ) и пассивном участке траектории (ПУТ). С понятием «район падения» связано понятие «зона отчуждения» (ЗО). Зона отчуждения это участок суши (акватории моря), отведенный в периодическое или постоянное пользование космодрома. ЗО может одновременно охватывать несколько РП. Из ЗО на время проведения пуска РН проводится полная эвакуация людей, домашних животных и техники. В этой зоне запрещается возведение жилых построек и промышленных предприятий.The fall area of the separating parts is a portion of the Earth’s surface allocated for the fall of the separating parts of the LV. The sizes of the RPOC are selected from the condition of ensuring the fall in the OR with a given probability with disturbed motion on the active section of the trajectory (AUT) and the passive section of the trajectory (AIT). With the concept of “fall area” is associated with the concept of “exclusion zone” (AO). Exclusion zone is a land area (sea water area) allocated for periodic or permanent use of the cosmodrome. DA can simultaneously cover several RPs. A complete evacuation of people, pets and equipment is carried out from the missile defense during the launch of the launch vehicle. In this zone, the construction of residential buildings and industrial enterprises is prohibited.
В настоящее время применяется система безопасности, основанная на задании опасных зон как в РПОЧ, так и на трассах пуска, исходя из единых предельно-допустимых значений степени риска, используемой в качестве критерия для оценивания безопасности трассы полета.Currently, a security system is being applied, based on the assignment of hazardous areas both in the RPOCH and on the launch routes, based on the uniform maximum permissible values of the degree of risk used as a criterion for assessing the safety of the flight route.
Степень риска - это вероятность поражения (математическое ожидание числа поражений) людей, зданий, промышленных сооружений и других объектов в ходе проведения пуска РН в результате штатного и нештатного (аварийного) падения РН и ее фрагментов. Под поражением понимается: для людей смертельный исход или телесные поражения, для сооружений их полное разрушение или повреждения. Численные значения показателей степени риска, определенные для конкретного расположения и численности людей и сооружений, их защищенности, характеристик РН и ее ОЧ, определяют безопасность трассы полета и районов падения.The degree of risk is the probability of damage (the mathematical expectation of the number of lesions) of people, buildings, industrial structures and other objects during the launch of the launch vehicle as a result of regular and emergency (emergency) fall of the launch vehicle and its fragments. By defeat is meant: for people fatal or bodily injury, for structures, their complete destruction or damage. The numerical values of risk indicators determined for a specific location and number of people and structures, their security, characteristics of the LV and its VL determine the safety of the flight path and areas of impact.
Оценка безопасности трасс запуска включает следующие этапы:The safety assessment of launch paths includes the following steps:
- решение задачи выбора трассы полета и РП;- solving the problem of choosing a flight path and RP;
- расчет АУТ, аварийной трассы запуска и определение РПОЧ РН;- Calculation of automatic control system, emergency launch route and determination of RPOCH LV;
- расчет (оценка) реальной степени риска по выбранным критериям по трассе запуска и в РП.- calculation (assessment) of the real degree of risk according to the selected criteria along the launch route and in the RP.
Расчет АУТ выполняется на основе моделирования полета РН с учетом возможного отклонения кинематических параметров РН от их номинальных значений, вероятности аварии, количества и характеристик ОЧ РН, их поражающей способности, расположения населенных пунктов, количества населения и его защищенности в них.Calculation of AUT is carried out on the basis of modeling the flight of the LV taking into account the possible deviation of the kinematic parameters of the LV from their nominal values, the probability of an accident, the number and characteristics of the RN LV, their striking ability, the location of settlements, the number of people and their security in them.
С вопросом обеспечения безопасности вдоль трассы полета РН связан вопрос определения границ опасной зоны при полете РН зоны возможного падения элементов РН. Зоной возможного падения элементов РН называется полоса вдоль трассы полета, в пределах которой возможно падение фрагментов конструкции при аварийном завершении полета РН.With the issue of ensuring safety along the flight path of the LV, the issue of determining the boundaries of the danger zone during the flight of the LV of the zone of a possible fall of LV elements is connected. The zone of a possible fall of LV elements is called the strip along the flight path, within which a fall of fragments of the structure during the emergency termination of the LV flight is possible.
Для определения возможных зон падения элементов РН используются данные моделирования их движения на АУТ и ПУТ. В качестве осевой линии зоны падения принимается линия, соединяющая точки падения, полученные при выключении ДУ РН с некоторым шагом по времени полета на номинальной траектории АУТ и при отсутствии возмущений на ПУТ. Пределы зоны ограничиваются линиями, соединяющими точки падения, полученные при выключении ДУ РН на траектории с предельными отклонениями в боковой плоскости и при максимальном воздействии ветровых возмущений в боковом направлении во время движения элементов РН на ПУТ.To determine the possible zones of incidence of LV elements, data are used to simulate their movement at the AUT and PUT. As the axial line of the zone of incidence, a line is taken that connects the incidence points obtained when the LV remote control is turned off with a certain step along the flight time on the nominal trajectory of the automatic control station and in the absence of disturbances on the control panel. The zone limits are limited by lines connecting the points of incidence obtained when the LV remote control is turned off on the trajectory with extreme deviations in the lateral plane and with the maximum influence of wind disturbances in the lateral direction during the movement of LV elements on the launch vehicle.
Значительное расширение круга задач, решаемых с помощью космических средств, требует существенного повышения безопасности их использования.A significant expansion of the range of tasks solved by space means requires a significant increase in the safety of their use.
Открытие новых трасс запуска осуществляется с учетом существующих РП. На космодроме открыты новые трассы запусков КА для РКН «Рокот» на приполярные и солнечно-синхронные орбиты. Данные работы проводятся с обязательной оценкой безопасности трасс и районов падения, контрольным облетом трасс запуска и с применением участков запрета на выключение двигательных установок РКН для пролета особо опасных участков трассы. Так, например, для РКН «Рокот» запретные участки существуют с 68 по 96 секунды и со 108 по 126 секунды полета 1 ступени над территорией Архангельской области (вблизи от населенных пунктов Таборы, Лахты, Белое озеро, г.Северодвинск и территории Пермиловского санитарно-гидрологического заказника). Для РКН «Союз-2» таким участком является интервал времени с 53 по 66 секунду полета (населенный пункт Емца).The opening of new launch routes is carried out taking into account existing RP. At the launch site, new spacecraft launch paths have been opened for the Rokot rocket launcher into polar and solar-synchronous orbits. These works are carried out with a mandatory assessment of the safety of routes and areas of incidence, control overflight of the launch routes and with the use of sections of the ban on shutting down propulsion systems for rocket launchers for the passage of especially dangerous sections of the route. So, for example, for Rokot rocket launcher, forbidden sections exist from 68 to 96 seconds and from 108 to 126 seconds of a 1-stage flight over the territory of the Arkhangelsk region (close to the settlements of Tabory, Lakhty, White Lake, Severodvinsk and Permilovsky sanitary hydrological reserve). For the Soyuz-2 rocket launcher, such a section is a time interval from 53 to 66 second of flight (settlement of Yemets).
Об актуальности исследований по обоснованию и разработке бортового устройства для обеспечения безопасности в произвольных районах по трассе полета свидетельствует статистика аварий при пусках эксплуатируемых РКН.The relevance of research on the justification and development of an on-board device to ensure safety in arbitrary areas along the flight path is evidenced by the statistics of accidents during launches of operating ILVs.
Всю совокупность отказов, возникающих в работе систем и агрегатов РН в полете, можно разбить по основным системам и агрегатам РН. По статистическим данным космодрома «Плесецк» весь спектр отказов систем и агрегатов РН «Союз-У», «Молния-М», «Космос-3М» и «Циклон-3» можно классифицировать следующим образом:The entire set of failures arising in the operation of LV systems and aggregates in flight can be divided into the main LV systems and aggregates. According to the statistics from the Plesetsk cosmodrome, the entire range of failures of the Soyuz-U, Molniya-M, Cosmos-3M and Cyclone-3 launch vehicles and systems can be classified as follows:
- отказы в двигательной установке и пневмогидросистеме 57%;- Failures in the propulsion system and pneumohydrosystem 57%;
- отказы в бортовой электроавтоматике и источниках питания 7.5%;- Failures in on-board electroautomatics and power supplies 7.5%;
- конструкционные неисправности 7.5%;- structural failures 7.5%;
- отказы в системе управления 28%.- Failures in the control system 28%.
Среднестатистическая надежность эксплуатации средств выведения составляет РСВ=0,90-0,96, причем отказы различных систем, приводящие к аварии РКН, могут возникнуть практически на любом отрезке АУТ.The average reliability of the operation of the withdrawal means is RSV = 0.90-0.96, and failures of various systems leading to an ILV accident can occur on almost any segment of the ATU.
Значительное расширение круга задач, решаемых с помощью космических средств, требует существенного повышения безопасности их использования.A significant expansion of the range of tasks solved by space means requires a significant increase in the safety of their use.
Использование на перспективных РКН («Союз-2», «Ангара») бортовых цифровых вычислительных комплексов (БЦВК), применение в их системах управления принципов терминального наведения позволяет в контур управления полетом РН ввести устройство, снижающее отрицательные последствия аварии.The use of on-board rocket launchers (Soyuz-2, Angara) on-board digital computer systems (BTsVK), the application of terminal guidance principles in their control systems allows the introduction of a device reducing the negative consequences of the accident into the LV flight control loop.
Системы управления современных РКН обеспечивают безопасность в районах, отчуждаемых специально для падения отделяющихся частей РКН (первые, вторые ступени, головные обтекатели, хвостовые отсеки).The control systems of modern ILVs provide safety in areas alienated specifically for the fall of separating ILV parts (first, second stages, head fairings, tail compartments).
Например, на космическом комплексе «Союз» предусмотрена стабилизация полета РКН во всех точках траектории на активных участках полета, программный разворот в плоскости тангажа, управление режимом работы, элементами выключения и включения двигательных установок (ДУ), подача команд на системы разделения и сброса пассивных масс, контроль параметров функционирования агрегатов и систем на борту (параметров аварийности).For example, on the Soyuz space complex, stabilization of the ILV flight at all points of the trajectory in active flight areas, a programmatic turn in the pitch plane, control of the operation mode, elements for turning off and turning on the propulsion systems (DU), and issuing commands to the separation and discharge systems of passive masses are provided , monitoring the functioning parameters of units and systems on board (accident parameters).
В качестве параметров аварийности приняты: потеря устойчивости и управляемости; критический недобор скорости к концу работы ступеней ЛА; падение давления в камере сгорания ДУ; критическое снижение осевой перегрузки при работе ДУ; параметры функционирования агрегатов.The following are accepted as accident parameters: loss of stability and controllability; critical shortage of speed by the end of the work of the aircraft stages; pressure drop in the combustion chamber of the remote control; critical reduction of axial overload during operation of the remote control; parameters of the functioning of units.
Известно устройство для управления летательным аппаратом при возникновении нештатной (аварийной) ситуации (патент RU №2243587 от 27.12.2004), которое относится к устройствам управления ЛА, обеспечивающим безопасность населения и инфраструктуры вдоль трассы полета ЛА.A device is known for controlling an aircraft in case of an emergency (emergency) (patent RU No. 2243587 dated 12/27/2004), which relates to control devices for aircraft that ensure the safety of the population and infrastructure along the flight path of the aircraft.
Целью изобретения является разработка устройства с независимым определением точного местоположения РКН, связанного с системой управления ракеты космического назначения (РКН), для обеспечения безопасности населения, хозяйственных сооружений на трассах полета, проходящих через густонаселенные районы, при возникновении (нештатных) аварийных ситуаций.The aim of the invention is the development of a device with independent determination of the exact location of the rocket launcher associated with the space rocket control system (ILV), to ensure the safety of the population, facilities on flight paths passing through densely populated areas in the event of (emergency) emergencies.
Причиной, препятствующей получению прототипным устройством технического результата, который обеспечивается предлагаемым техническим решением, является то, что система управления ЛА в процессе измерения и расчета текущих навигационных параметров накапливает систематическую и инструментальную погрешность, которая влияет на точность определения координат местоположения ЛА.The reason that prevents the prototype device from obtaining the technical result that is provided by the proposed technical solution is that the aircraft control system accumulates a systematic and instrumental error in the process of measuring and calculating the current navigation parameters, which affects the accuracy of determining the location coordinates of the aircraft.
Задачей изобретения является разработка устройства, связанного с системой управления ракеты космического назначения (РКН), с независимым определением уточнения данных местоположения, для обеспечения безопасности населения, хозяйственных сооружений на трассах полета, проходящих через густонаселенные районы, при возникновении (нештатных) аварийных ситуаций.The objective of the invention is to develop a device associated with a space rocket control system (ILV), with independent determination of the refinement of location data, to ensure the safety of the population, facilities on flight paths passing through densely populated areas in the event of (emergency) emergency situations.
Заявлено устройство, связанное с системой управления ракеты космического назначения (РКН), с независимым определением точного местоположения РКН, показанное схематично на фиг. 1.The claimed device associated with a space rocket control system (ILV), with independent determination of the exact location of the rocket, shown schematically in FIG. one.
Предлагаемое изобретение отличается от известного тем, что содержит дополнительный блок 6 (фиг. 1) независимого определения точного местоположения РКН (фазовых координат) в момент аварии (нештатной ситуации).The present invention differs from the known one in that it contains an additional unit 6 (Fig. 1) for independently determining the exact location of the ILV (phase coordinates) at the time of the accident (emergency).
Техническим результатом изобретения является возможность независимого определения точного местоположения РКН в момент аварии (нештатной ситуации).The technical result of the invention is the ability to independently determine the exact location of the rocket launcher at the time of the accident (emergency).
Требуемый технический результат достигается тем, что в известное устройство вводится дополнительный блок независимого определения точного местоположения РКН в момент аварии (нештатной ситуации).The required technical result is achieved by the fact that an additional unit for independently determining the exact location of the ILV at the time of the accident (emergency) is introduced into the known device.
Блок-схема предлагаемого устройства содержит блок контроля аварийности (1), блок локализации зон аварийности (2), блок ДУ (3), блок памяти зон фазовых координат (4), счетно-решающий блок (5), выход которого соединен с соответствующим входом блока ДУ. Другие входы счетно-решающего блока соединены с выходом блока независимого определения фазовых координат (6), блока памяти фазовых координат, контроля аварийности и входом блока локализации параметров аварийности, выход которого соединен с входом блока ДУ.The block diagram of the proposed device contains a control unit for accidents (1), a unit for localizing accident zones (2), a remote control unit (3), a memory block for the zones of phase coordinates (4), a counting and deciding unit (5), the output of which is connected to the corresponding input remote control unit. Other inputs of the calculating-decisive block are connected to the output of the block for independent determination of phase coordinates (6), the block of memory for phase coordinates, accident control and the input of the block for localizing accident parameters, the output of which is connected to the input of the remote control unit.
В качестве блока контроля аварийности, предназначенного для выполнения задач измерений параметров аварийности, могут применяться различные типы датчиков. Например, значения давления жидкостей и газовых сред; значение линейных осевых и боковых перегрузок при работе ДУ; потеря устойчивости и управляемости, критические недоборы скорости; значение температур регистрируется.As the accident control unit, designed to perform the tasks of measuring accident parameters, various types of sensors can be used. For example, pressure values of liquids and gaseous media; the value of linear axial and lateral overloads when operating the remote control; loss of stability and controllability, critical shortages of speed; temperature value is recorded.
Блок локализации зон аварийности предназначен для многоступенчатой коммутации каналов аварийных параметров, их локализации и выдачи команд на выключение ДУ. В состав блока может входить многоступенчатый коммутатор системы, обуславливающий применение локальных коммутаторов, командно-коммутационный прибор, обеспечивающий локализацию аварийных параметров и формирующий командные сигналы на выключение ДУ.The block of localization of emergency zones is designed for multi-stage switching of channels of emergency parameters, their localization and issuing commands to turn off the remote control. The block may include a multi-stage system switch, which determines the use of local switches, a command and switching device that provides localization of emergency parameters and generates command signals to turn off the remote control.
Блок ДУ имеет в своем составе систему управления - режимами работы, элементами включения и выключения маршевых ДУ, а также управляющие ДУ, ДУ увода.The remote control unit incorporates a control system - operating modes, elements for turning on and off the marching remote control, as well as control remote control and remote control.
В качестве блока памяти зон фазовых координат, предназначенного для постоянного хранения фазовых координат зон, неразрешенных для падения ЛА и выдачи их по запросу счетно-решающего блока, может использоваться запоминающее устройство типа НЖМД (накопитель на жестких магнитных дисках).As a memory block of the phase coordinate zones, intended for the permanent storage of the phase coordinates of the zones that are not allowed for the aircraft to fall and issue them at the request of a counting-decisive block, a memory device such as a hard disk drive (hard disk drive) can be used.
Счетно-решающий блок предназначен для организации работы всех блоков данного устройства, для проведения расчетов по результатам текущих навигационных измерений. В качестве счетно-решающего блока можно использовать БЦВМ (бортовую цифровую вычислительную машину).The calculating and decisive block is intended for organizing the operation of all blocks of this device, for carrying out calculations based on the results of current navigation measurements. As a counting-decisive block, you can use a digital computer (on-board digital computer).
В качестве блока независимого определения фазовых координат (6), предназначенного для независимого определения точного местоположения РКН, может быть использована система спутниковой навигации, которая использует в качестве входных данных эфемериды системы GPS и (или) ГЛОНАСС.As a block for independent determination of phase coordinates (6), intended for independent determination of the exact location of the ILV, a satellite navigation system can be used that uses the GPS and (or) GLONASS ephemeris as input.
Разработанное бортовое устройство для обеспечения безопасности в произвольных районах по трассе полета РКН отличается от известного устройства управления ЛА в полете тем, что оно содержит: дополнительный блок независимого определения фазовых координат (6), выход которого связан с выходом счетно-решающего блока, предназначенного для организации работы всех блоков данного устройства и для проведения расчетов, выходы которого соединены с соответствующим входом блока локализации параметров и блока ДУ; другие входы счетно-решающего блока соединены с выходом блока контроля аварийности, памяти зон фазовых координат; выход блока локализации зон соединен с соответствующим входом блока ДУ.The developed on-board device for ensuring safety in arbitrary areas along the ILV flight path differs from the well-known aircraft control device in flight in that it contains: an additional block for independent determination of phase coordinates (6), the output of which is associated with the output of the computing unit for organization the operation of all blocks of this device and for calculations, the outputs of which are connected to the corresponding input of the parameter localization block and the remote control unit; other inputs of the computing unit are connected to the output of the accident control unit, the memory of the phase coordinate zones; the output of the zone localization unit is connected to the corresponding input of the remote control unit.
Перед проведением полета РН фазовые координаты не разрешенных для падения РН зон определяют в прямоугольной системе координат, построенной на сферической Земле, центр которой расположен в центре масс сферической Земли, с радиусом, равным 6371,11 км. Центр прямоугольной системы координат расположен в точке отсчета, ось дальности находится в плоскости траектории полета РН и направлена в сторону полета, ось направления перпендикулярна к оси дальности и направлена вправо от траектории полета.Before the LV flight, the phase coordinates of the zones not allowed for the fall of the LV are determined in a rectangular coordinate system built on a spherical Earth, the center of which is located in the center of mass of the spherical Earth, with a radius of 6371.11 km. The center of the rectangular coordinate system is located at the reference point, the range axis is in the plane of the LV flight path and is directed toward the flight direction, the direction axis is perpendicular to the range axis and directed to the right of the flight path.
В качестве фазовых координат неразрешенных зон могут задаваться: количество неразрешенных зон N, дальность Li и боковое отклонение Zi каждой из зон, где i=1…N центров зон в прямоугольной системе координат.The phase coordinates of unresolved zones can be specified: the number of unresolved zones N, the range Li, and the lateral deviation Zi of each of the zones, where i = 1 ... N are the centers of the zones in a rectangular coordinate system.
Эти координаты перед проведением полета РН вводят в блок памяти фазовых координат.These coordinates before the flight, the LV is introduced into the memory block phase coordinates.
При достижении предельных значений по любому из параметров аварийности в процессе полета РН блок контроля аварийности выдает сигнал «Авария» в счетно-решающий блок, который в свою очередь выдает сигнал «Авария» в блок локализации зон аварийности, формирующий команду на выключение маршевых ДУ соответствующей ступени.When the limit values for any of the accident parameters are reached during the LV flight, the emergency control unit issues an “Alarm” signal to the counting and decisive unit, which in turn issues an “Alarm” signal to the emergency zone localization unit, which generates a command to turn off the marching remote controls of the corresponding stage .
В счетно-решающем блоке постоянно рассчитываются прогнозируемые фазовые координаты точки падения РН, по результатам текущих навигационных измерений.In the calculating-decisive block, the predicted phase coordinates of the LV incidence point are constantly calculated based on the results of current navigation measurements.
После поступления на вход счетно-решающего блока сигнала «Авария» из блока памяти фазовых координат выдаются хранящиеся там фазовые координаты неразрешенных для падения РН зон, которые сравниваются с прогнозируемыми фазовыми координатами точки падения РН с помощью неравенств:After the “Accident” signal arrives at the input of the counting-decisive block from the phase coordinate memory, the phase coordinates of the zones that are not allowed to fall on the PH are stored there, which are compared with the predicted phase coordinates of the pH incidence point using the inequalities:
где i=1, …, N - количество зон,where i = 1, ..., N is the number of zones,
Lп, Zп - прогнозируемые фазовые координаты точки падения РН.Lп, Zп - the predicted phase coordinates of the pH incidence point.
В счетно-решающем блоке вырабатывается команда, поступающая на вход блока ДУ, для включения ДУ увода. При невыполнении неравенств (1) счетно-решающий блок выдает команду в блок ДУ на выключение ДУ увода.In the counting-decisive block, a command is generated that arrives at the input of the remote control unit to enable the remote control of the withdrawal. If inequalities (1) are not met, the counting-decisive block issues a command to the remote control unit to turn off the remote control.
При поступлении сигнала «Авария» в счетно-решающий блок, в нем осуществляется расчет показателя степени риска, например, математического ожидания ущерба третьей стороны для двух альтернативных вариантов реакции на сигнал «Авария» выключением ДУ с подрывом или без подрыва ЛА.When the “Alarm” signal arrives at the counting-decisive block, it calculates the risk indicator, for example, the mathematical expectation of third-party damage for two alternative responses to the “Alarm” signal by turning off the remote control with or without undermining the aircraft.
Показатель риска определяется по следующим зависимостям:The risk indicator is determined by the following relationships:
гдеWhere
Р - вероятность падения на i-й опасный район;P is the probability of a fall on the i-th dangerous area;
Ni - количество людей, объектов в i-м опасном районе;Ni - the number of people, objects in the i-th dangerous area;
Ci - стоимость ущерба одного j единиц;Ci is the cost of damage to one j units;
Sпj - площадь поражения j-го объекта;Spj is the area of destruction of the j-th object;
Si - площадь i-го района.Si is the area of the i-th district.
И по минимальному показателю степени риска счетно-решающий блок осуществляет управление ДУ увода с подрывом или без подрыва РН.And according to the minimum indicator of the degree of risk, the calculating and decisive unit controls the control of the withdrawal with or without undermining the launch vehicle.
Проведенные расчеты показывают, что энергетические возможности по уводу РН могут обеспечивать решение поставленной задачи. Так, например, для типичной траектории выведения (высота конечной круговой орбиты составляет 200 км) при начальной тяговооруженности, равной 0.152, максимальная дальность увода при возникновении нештатной ситуации на 60 сек после старта РН достигает 0.5 км, а на 80 сек - 3 км; при начальной тяговооруженности, равной 0.753, максимальная дальность увода достигает 3 и 15 км соответственно.The calculations show that the energy abilities to remove the LV can provide a solution to the problem. So, for example, for a typical launch trajectory (the height of the final circular orbit is 200 km) with an initial thrust-weight ratio of 0.152, the maximum retraction range in the event of an emergency 60 seconds after the launch of the launch vehicle reaches 0.5 km, and for 80 sec - 3 km; with an initial thrust-to-weight ratio of 0.753, the maximum range is 3 and 15 km, respectively.
Следовательно, разработанное устройство при возникновении нештатной ситуации позволяет обеспечить безопасность населения, хозяйственных сооружений по трассе полета РН.Therefore, the developed device in the event of an emergency allows you to ensure the safety of the population, household facilities along the flight path of the LV.
Уравнения движения РН на пассивном участке полета и при полете РН с работающим двигателем увода приведены ниже:The equations of motion of the LV on the passive portion of the flight and during the flight of the LV with a running abduction engine are given below:
- уравнения движения в гринвичской системе координат:- equations of motion in the Greenwich coordinate system:
- геодезические координаты точки падения:- geodetic coordinates of the point of incidence:
- отклонение точки падения от заданной:- deviation of the point of incidence from the set:
- бортовой алгоритм РН «Союз-2»:- onboard algorithm of the Soyuz-2 LV:
- полет РН с двигателем увода (уравнения движения РН в инерциальной начальной стартовой системе координат):- LV flight with a slip engine (LV motion equations in the inertial initial starting coordinate system):
Таким образом, положительный эффект установки дополнительного блока независимого определения фазовых координат (6) состоит:Thus, the positive effect of installing an additional block of independent determination of phase coordinates (6) is:
- в обеспечении независимого точного определения местоположения РКН;- ensuring independent accurate location of the ILV;
- в обеспечении большей точности определения местоположения РКН;- to ensure greater accuracy in determining the location of the ILV;
- в невысокой стоимости предлагаемого изобретения, так как в качестве предлагаемого блока может быть использована любая стандартизированная система спутниковой навигации, освоенная отечественной промышленностью.- at a low cost of the invention, since any standardized satellite navigation system mastered by domestic industry can be used as the proposed unit.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИINFORMATION SOURCES
1. Сихарулидзе Ю.Г., Баллистика ЛА. - М.: Наука, 1982 г., с 146.1. Sikharulidze Yu.G., Ballistics of the aircraft. - M .: Nauka, 1982, p. 146.
2. Феоктистов К.П., Космические аппараты. - М.: Воениздат, 1983 г., с. 282-284.2. Feoktistov KP, Spacecraft. - M .: Military Publishing House, 1983, p. 282-284.
3. Эльясберг. П.Е. Введение в теорию полета искусственных спутников Земли. М., Наука, 1965. 538 с.3. Elyasberg. P.E. Introduction to the theory of flight of artificial Earth satellites. M., Science, 1965.538 s.
4. Эльясберг П.Е. Определение движения по результатам измерений. М.: Главная редакция физико-математической литературы издательства «Наука», 1976, 416 с.4. Elyasberg P.E. Motion detection based on measurement results. M .: The main edition of the physical and mathematical literature of the Nauka publishing house, 1976, 416 p.
5. Управление расходованием топлива как средство повышения энергетики жидкостной ракеты / Б.Н. Петров, Ю.П. Портнов-Соколов, А.Я. Андриенко, В.П. Иванов // Навигация, наведение и оптимизация управления. - М: Наука, 1978. - С. 67-76.5. Management of fuel consumption as a means of increasing the energy of liquid rockets / B.N. Petrov, Yu.P. Portnov-Sokolov, A.Ya. Andrienko, V.P. Ivanov // Navigation, guidance and control optimization. - M: Nauka, 1978. - S. 67-76.
6. Проектирование и испытания баллистических ракет / Под ред. В.И. Варфоломеева и М.И. Копытова. - М.: Оборонгиз, 1970. - 392 с., ил.6. Design and testing of ballistic missiles / Ed. IN AND. Varfolomeeva and M.I. Kopytova. - M .: Oborongiz, 1970 .-- 392 p., Ill.
7. Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов: Учебник для средних учебных заведений / Н.И. Паничкин, Ю.В. Слекушкин, В.П. Шинкин, Н.А. Яцинин. - М.: Машиностроение, 1986. - 344 с., ил.7. Construction and design of spacecraft: Textbook for secondary schools / N.I. Panichkin, Yu.V. Slekushkin, V.P. Shinkin, N.A. Yatsinin. - M.: Mechanical Engineering, 1986.- 344 p., Ill.
8. Пенцак И.П. Теория полета и конструкция баллистических ракет: Учебное пособие для техникумов. - М.: Машиностроение, 1974. - 344 с., ил.8. Pentsak I.P. Theory of flight and design of ballistic missiles: a manual for technical schools. - M.: Mechanical Engineering, 1974. - 344 p., Ill.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016107920A RU2632559C2 (en) | 2016-03-03 | 2016-03-03 | Aircraft control device suitable for position indication upon incurrence off-nominal (emergency) situation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016107920A RU2632559C2 (en) | 2016-03-03 | 2016-03-03 | Aircraft control device suitable for position indication upon incurrence off-nominal (emergency) situation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016107920A RU2016107920A (en) | 2017-09-07 |
| RU2632559C2 true RU2632559C2 (en) | 2017-10-05 |
Family
ID=59798485
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016107920A RU2632559C2 (en) | 2016-03-03 | 2016-03-03 | Aircraft control device suitable for position indication upon incurrence off-nominal (emergency) situation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2632559C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20200377234A1 (en) * | 2019-05-30 | 2020-12-03 | Launch On Demand Corporation | Launch on demand |
| US12006067B2 (en) * | 2020-05-29 | 2024-06-11 | Launch On Demand Corporation | Launch on demand |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2147009C1 (en) * | 1999-01-20 | 2000-03-27 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Flying vehicle flight automatic control system |
| RU2240587C1 (en) * | 2004-01-21 | 2004-11-20 | Сухолитко Валентин Афанасьевич | Method for determination of location of vehicle suffering disaster and support of vehicle operator |
| RU2243587C2 (en) * | 2002-02-11 | 2004-12-27 | Войсковая часть 13991 | Device for controlling an aircraft in case of emergency |
| US7561881B2 (en) * | 2005-08-03 | 2009-07-14 | Kamilo Feher | Air based emergency monitor, multimode communication, control and position finder system |
| RU137814U1 (en) * | 2013-08-13 | 2014-02-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Ижмаш" - Беспилотные системы" | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT |
-
2016
- 2016-03-03 RU RU2016107920A patent/RU2632559C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2147009C1 (en) * | 1999-01-20 | 2000-03-27 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Flying vehicle flight automatic control system |
| RU2243587C2 (en) * | 2002-02-11 | 2004-12-27 | Войсковая часть 13991 | Device for controlling an aircraft in case of emergency |
| RU2240587C1 (en) * | 2004-01-21 | 2004-11-20 | Сухолитко Валентин Афанасьевич | Method for determination of location of vehicle suffering disaster and support of vehicle operator |
| US7561881B2 (en) * | 2005-08-03 | 2009-07-14 | Kamilo Feher | Air based emergency monitor, multimode communication, control and position finder system |
| RU137814U1 (en) * | 2013-08-13 | 2014-02-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Ижмаш" - Беспилотные системы" | AUTOMOTIVE CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AIRCRAFT |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20200377234A1 (en) * | 2019-05-30 | 2020-12-03 | Launch On Demand Corporation | Launch on demand |
| US12006067B2 (en) * | 2020-05-29 | 2024-06-11 | Launch On Demand Corporation | Launch on demand |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016107920A (en) | 2017-09-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Kayton et al. | Avionics navigation systems | |
| US10094667B2 (en) | Autonomous precision navigation | |
| CN103487822A (en) | BD/DNS/IMU autonomous integrated navigation system and method thereof | |
| CN102426018A (en) | Terrain auxiliary navigation method based on mixture of terrain contour matching (TERCOM) algorithm and particle filtering | |
| Way et al. | Assessment of the Mars 2020 Entry, Descent, and Landing Simulation | |
| Chaudhry et al. | Low observability path planning for an unmanned air vehicle using mixed integer linear programming | |
| Bhatti | Improved integrity algorithms for integrated GPS/INS systems in the presence of slowly growing errors | |
| RU2632559C2 (en) | Aircraft control device suitable for position indication upon incurrence off-nominal (emergency) situation | |
| Grzegorzewski | Navigation an Aircraft by means of a Position potential in three dimensional space | |
| Sabatini et al. | GNSS avionics-based integrity augmentation for RPAS detect-and-avoid applications | |
| Guo et al. | Construction of shipborne navigation equipment's comprehensive effectiveness evaluation index system based on improved ADC model | |
| RU2668597C1 (en) | Method of troubleshooting and failures of aircraft measurement parameters of movement and satellite navigation systems of moving objects | |
| RU2243587C2 (en) | Device for controlling an aircraft in case of emergency | |
| RU2724152C1 (en) | Missile with spatial limitation of flight trajectory and method of its self-destruction | |
| MacKenzie | The Soviet Union and strategic missile guidance | |
| Snyder et al. | INS/GPS operational concept demonstration (OCD) high gear program | |
| RU2788218C1 (en) | Missile with a spatial restriction of the flight path | |
| RU2651554C2 (en) | Control system of temperatures in fuel tank for oxidizer of space rocket "soyuz-2" | |
| Clayton et al. | The automation of ships' navigation systems | |
| Gahír et al. | Analysis of satellite navigation systems usable in general aviation | |
| Launiainen et al. | Highways in the Sky | |
| Nguyen et al. | ARIES navigation system accuracy and track following | |
| Haruki et al. | Development test of the GNC system for Small Re-entry Capsule Integrated into HTV | |
| Payne et al. | WS 107A-1 Flight Test Working Group Flight Test Report, Atlas Missile 13E, 13 March 1961 | |
| Johnson et al. | Test Results for Precision Approach and Landing Trials Using F/A-18 in Support of Aircraft Carrier Operations |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180304 |