[發(fā)明專利]一種彈載飛行器切割索式主動(dòng)安控系統(tǒng)

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201811434038.4
• 申請(qǐng)日: 2018-11-28
• 公開（公告）號(hào): CN109596012A
• 公開（公告）日: 2019-04-09
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 高建國;張國慶;胡凱征;劉仙名
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國空空導(dǎo)彈研究院
• 主分類號(hào): F42B15/01
• 分類號(hào): F42B15/01
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

一種彈載飛行器切割索式主動(dòng)安控系統(tǒng)，設(shè)置在飛行器內(nèi)部，包括自動(dòng)控制系統(tǒng)、執(zhí)行組件和彈體毀傷裝置三部分；自動(dòng)控制系統(tǒng)依托飛行器自身的自動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行飛行姿態(tài)的采集、判別和控制；預(yù)先在飛行器的自動(dòng)控制系統(tǒng)中設(shè)置飛行數(shù)據(jù)信息，飛行路線出現(xiàn)偏差時(shí)，自動(dòng)控制系統(tǒng)采取糾正措施控制，糾正措施控制無效時(shí)，自動(dòng)控制系統(tǒng)判別飛行器失控狀態(tài)，臨近安全區(qū)域時(shí)，自動(dòng)控制系統(tǒng)下達(dá)自毀指令給執(zhí)行組件，執(zhí)行組件接收到自動(dòng)控制系統(tǒng)的自毀指令信號(hào)后，通過執(zhí)行電路經(jīng)信號(hào)接收電路處理，傳遞信號(hào)到彈體毀傷裝置。本發(fā)明彈載切割索式主動(dòng)安控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，占用空間小，成本相對(duì)低廉，易于在各類飛行器上布置。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及高超聲速導(dǎo)彈技術(shù)領(lǐng)域，尤其是涉及一種彈載飛行器切割索式主動(dòng)安控系統(tǒng)。

背景技術(shù)

目前，彈載安全控制措施分為主動(dòng)安控和被動(dòng)安控。

主動(dòng)安控是通過飛行控制組件給出舵滿偏指令，舵機(jī)控制舵面偏轉(zhuǎn)到極限位置，從而造成飛行器快速低頭，俯沖到地面。該安全控制措施的前提是控制系統(tǒng)以及舵機(jī)工作正常。

被動(dòng)安控是人在回路中的遙控控制，具體實(shí)現(xiàn)是在飛行器上增加接收天線、信號(hào)接收機(jī)、執(zhí)行電路和毀傷裝置，在地面上建設(shè)發(fā)射天線、指令發(fā)射機(jī)、控制臺(tái)等。當(dāng)飛行器偏離航線或出現(xiàn)安全隱患時(shí)通過地面人為操控，發(fā)射自毀指令，飛行器接收自毀指令，起爆毀傷裝置，迅速破壞飛行器結(jié)構(gòu)，從而消除安全隱患。該安全控制措施成本較高，飛行器和地面操控上需要額外增加較多的設(shè)備，且確保試驗(yàn)中地面和空中的信號(hào)傳輸正常。

發(fā)明內(nèi)容

為了克服背景技術(shù)中的不足，本發(fā)明公開了一種彈載飛行器切割索式主動(dòng)安控系統(tǒng)。

為實(shí)現(xiàn)上述發(fā)明目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

一種彈載飛行器切割索式主動(dòng)安控系統(tǒng)，設(shè)置在飛行器內(nèi)部，包括自動(dòng)控制系統(tǒng)、執(zhí)行組件和彈體毀傷裝置三部分；自動(dòng)控制系統(tǒng)依托飛行器自身的自動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行飛行姿態(tài)的采集、判別和控制；預(yù)先在飛行器的自動(dòng)控制系統(tǒng)中設(shè)置飛行數(shù)據(jù)信息，飛行路線出現(xiàn)偏差時(shí)，自動(dòng)控制系統(tǒng)采取糾正措施控制，糾正措施控制無效時(shí)，自動(dòng)控制系統(tǒng)判別飛行器失控狀態(tài)，臨近安全區(qū)域時(shí)，自動(dòng)控制系統(tǒng)下達(dá)自毀指令給執(zhí)行組件，執(zhí)行組件接收到自動(dòng)控制系統(tǒng)的自毀指令信號(hào)后，通過執(zhí)行電路經(jīng)信號(hào)接收電路處理，傳遞信號(hào)到彈體毀傷裝置。

為了進(jìn)一步改進(jìn)技術(shù)方案，本發(fā)明所述彈體毀傷裝置中切割索為具有開口的環(huán)形結(jié)構(gòu)，通過引爆器將其設(shè)置在飛行器殼體的內(nèi)壁上，起爆器通過引爆線束與主線束連接，主線束與執(zhí)行電路連接，引爆線束上設(shè)置有點(diǎn)火開關(guān)。

為了進(jìn)一步改進(jìn)技術(shù)方案，本發(fā)明所述執(zhí)行電路的對(duì)外接口采用圓形接插件接口，圓形接插件接口與主線束相連接。

為了進(jìn)一步改進(jìn)技術(shù)方案，本發(fā)明所述引爆器設(shè)置有兩個(gè)，同時(shí)設(shè)置在切割索上。

為了進(jìn)一步改進(jìn)技術(shù)方案，本發(fā)明所述彈體毀傷裝置采用聚能線性切割索火工品。

為了進(jìn)一步改進(jìn)技術(shù)方案，本發(fā)明所述彈體毀傷裝置上設(shè)置有點(diǎn)火開關(guān)；自動(dòng)控制系統(tǒng)包括采集單元、判別單元和執(zhí)行控制單元：采集單元的采集信息包括安全威脅信息、飛離靶區(qū)信息及其他異常信息；判別單元對(duì)飛行控制系統(tǒng)的自毀指令進(jìn)行判讀并確認(rèn)；執(zhí)行控制單元控制執(zhí)行電路連接點(diǎn)火開關(guān)。

為了進(jìn)一步改進(jìn)技術(shù)方案，本發(fā)明所述飛行器殼體的材料為30CrMnSiA，飛行器殼體的內(nèi)壁傷還設(shè)置有隔熱層，隔熱層的厚度為4mm。

由于采用如上所述的技術(shù)方案，本發(fā)明具有如下有益效果：(1)本發(fā)明彈載切割索式主動(dòng)安控系統(tǒng)充分利用飛行器自身控制系統(tǒng)的信息資源，感知危險(xiǎn)因素，主動(dòng)給出自毀指令；

(2)本發(fā)明彈載切割索式主動(dòng)安控系統(tǒng)采用切割索作為毀傷裝置。毀傷能力有限，在地面安裝、測(cè)試和運(yùn)輸?shù)冗^程中相比其他毀傷裝置更安全；