1 Учебный вопрос

Принцип прицеливания БР.

Для понятия принципов прицеливания БР необходимо пояснить физическую сущность гироскопической системы координат.

Гироскопическая система координат. (слайд № 1 рис. 1) Для управления полетом на активном участке траектории на ее борту моделируют начальную стартовую систему координат. В автономных инерциальных системах управления ракет чаще всего используют физическое моделирование осей с помощью трехосного гиростабилизатора. Систему координат, моделируемую на борту движущейся ракеты, принято называть гироскопической системой координат.

Ее начало O'₁ (слайд № 1 рис. 1.а), совпадает с центром подвеса стабилизированной платформы (СП) трехосного гиростабилизатора, а оси O'₁Х, O'₁У и O'₁Z определенным образом расположены в теле СП, образуя правую прямоугольную тройку.

Названным осям гироскопической системы координат перед стартом придают вполне определенную ориентацию по отношению к осям стартовой системы координат, которую они и сохраняют в течение всего управляемого полета.

Оси гироскопической системы координат фиксируют на СП ТГС с осей чувствительности различных приборов: датчиков горизонта или вертикали (уровней или индикаторов отвесной линии), акселерометров, оптических элементов (зеркал или призм) и т.п. Так, на рис. 1.б показана в качестве примера фиксация осей гироскопической системы координат с помощью нормалей к граням правильной 72-гранной зеркальной призмы, которая расположена на СП так, что нормаль к нулевой грани У₀ фиксирует требуемое поло­ня оси O'₁Z, а нормаль к 18-й грани У₁₈ - требуемое положение O'₁Х, ось O'₁У при этом определяется однозначно. Очевидно, что при таком расположении плоскость нулевой грани является плоскостью УO'₁Х гироскопической системы координат.

Относительно осей гироскопической системы координат на СП ТГС располагают определенным способом измерители составляющих вектора кажущейся скорости (ускорения) движения центра ракеты (акселерометры) и гироскопы системы стабилизации платформы (гироблоки), а на осях подвеса СП - измерители углов вращения, рыскания и тангажа (датчики команд - ДК).

Для управления полетом на активном участке траектории измеряют в гироскопической системе координат параметры линейного и углового движения ракеты с помощью комплекса командных приборов (ККП), основу которого составляет ТГС, физически моделирующий систему координат. Общая задача попадания головной части (ее отдельных блоков) в цель решается в стартовой (начальной стартовой) системе координат на основе исходных геодезических данных о точках старта и цели. При этом часть необходимых для управления данных в виде полетного задания рассчитывается заблаговременно и вводится в запоминающее устройство системы управления, а другая часть вычисляется БЦВМ непосредственно при пуске ракеты или корректируется в полете. Таким образом задача управления включает в себя в том числе перевод в стартовую (начальную стартовую) систему координат параметров движения ракеты, измеренных в гироскопической системе координат. При этом ориентация гироскопической системы координат относительно стартовой системы координат должна быть известно. Комплексом всех задач по определению необходимых данных полетного задания, вводимых в аппаратуру системы управления, в том числе по взаимной ориентации систем координат и определяется в широком смысле содержание термина "прицеливание ракеты".

Качество решения задачи управления (точность попадания ракеты в цель) весьма существенно определяется точностью ориентации гироскопической системы координат относительно стартовой (начальной стартовой) системы координат. Поэтому в узком смысле под прицеливанием ракеты понимают совокуп­ность всех мероприятий и технических операций по приданию осям гироскопической системы координат требуемой ориентации относительно осей стартовой системы координат.

Так как оси чувствительности акселерометров однозначно выставлены по отношению к осям гироскопической системы координат, то благодаря прицеливанию им придается вполне определенная пространственная ориентация по отношению к плоскостям пуска и местного горизонта в точке старта.

Исходные данные для прицеливания

Исходными данными для прицеливания принято называть геодезические углы пуска А_О и базового направления А_бн.

Геодезический азимут пуска А_О оп­ределяется в процессе подготовки данных полетного задания и вводится в запоминающие устройства (ЗУ) наземной аппаратуры циф­рового вычислительного комплекса (НЦВК) пусковой установки на этапе ввода полетного задания. Как правило, запоминающие устрой­ства позволяют разместить в них несколько полетных заданий для данной ПУ. Поэтому в ЗУ хранятся несколько азимутов пусков А_О, что обеспечивает прицеливание ракет по нескольким целям без смены полет­ных заданий. При изменении подвижной ПУ места старта полетные задания и азимуты пусков А_О должны быть изменены (рассчитаны и введены заново) .

Геодезический азимут базового направления А_бн для современ­ных комплексов с ЦВМ определяется и рассчитывается с использова­нием визуальных, автоматических гирокомпасов или самоориентиру­ющихся гиростабилизаторов. Определение А_бн производится при при­ведении ПУ в готовность к боевому применению, при очередных рег­ламентах и может периодически повторяться при несении боевого дежурства.

Вычисленное значение геодезического азимута базового на­правления А_бн такие вводится в запоминающие устройства НЦВК пус­ковой установки.

В период предстартовых операций подготовки и пуска ракеты БЦВМ, на основании значений геодезических азимутов пуска А ₀ и базового направления А _бн, вычисляет угол прицеливания, который и используется для азимутального наведения СП ТГС.

Углом прицеливания пр (слайд № 1 рис. 2) называется угол между базовым направлением и направлением пуска (осью OX_C стартовой сист. коорд.), не превосходящий по модулю 180°. Углу прицеливания присваивается знак "+" (+пр), если мысленное совмещение ба­зового направления с осью OX_C по кратчайшему пути происходит по ходу часовой стрелки (рис. 2.а,в), и присваивается знак "-" (-пр) в противном случае (рис. 2.б).

Физически угол прицеливания означает, куда и насколько надо повернуть СП ТГС вокруг вертикальной оси подвеса из положения, при котором ее ось О'₁Х совпадает с базовым направлением, для осуществления азимутального наведения, т.е. для совмещения в го­ризонтальной плоскости одноименных осей О'₁Х, О'₁Z гироскопиче­ской и ОХс, 0Zc стартовой систем координат.

Алгоритм вычисления угла прицеливания вытекает из рассмотре­ния возможных случаев взаимного положения базового направления, направления пуска (оси 0X_С), а также северного направления ка­сательной к меридиану.

Способы фиксации базового направления.

В современных наземных системах начальной выставки для фиксации базового направления на пусковых установках широкое применение получили специальные фотоэлектрические устройства - коллимационные угломеры, или автоколлиматоры (АК). Такие устройства не только фиксируют базовое направление положением своей визирной оси, не только физически моделируют БН параллельным световым потоком, распространяемым вдоль визирной оси и позволяют измерить рассогласование между визирной осью АК и некоторым оптическим контрольным элементом, например многогранной призмы (МП). Принцип действия АК позволяет широко автоматизировать операции по управлению их работой в различных режимах.

Как уже отмечалось, конечной целью начальной выставки является придание СП ТГС требуемой ориентации перед стартом. С этой точки зрения трехосный стабилизатор ККП часто называют объектом прицеливания. От динамических качеств ТГС с системами регулирования существенно зависят точность, боеготовность и другие важные характеристики прицеливания. Кроме ТГС в прицеливании используется большое количество различных приборов и устройств, с помощью которых осуществляется контроль исходного положения ТПК с ракетой, фиксация базового направления, определение его геодезического азимута и т.д. Все эти приборы и устройства связаны между собой и ТГС как выполняемой задачей, так и каналами (линиями) обмена информацией.

Совокупность приборов и устройств прицеливания, объединенных в автоматизированную систему, большинство операций в которой выполняются автоматически по дистанционным командам, принято называть системой прицеливания.

Если большинство операций прицеливания выполняется вручную, с использованием визуальных наблюдений и измерений, то совокупность приборов и устройств, служащих для этого, составляет комплект приборов прицеливания.

Прицеливание ракеты, как правило, осуществляется в два этапа.

На первом этапе (приведение ПУ с ракетой в готовность к боевому применению или очередной регламент) производится монтаж и взаимная выставка приборов системы прицеливания, проверка исходного положения ТПК с ракетой относительно ПУ, проверка приборов на функционирование и соответствие техническим условиям, а также определение азимута базового направления. В цифровую наземную аппаратуру (ЦНА) пусковой установки вводятся данные полетных заданий азимут базового направления.

На втором этапе (при пуске ракеты) БЦВМ производит вычисление угла прицеливания и осуществляет управление процессами приведения СП ТГС в горизонт и ее азимутального наведения.

Если пуску ракеты предшествует возмущающее сейсмовоздействие по позиционному району БРК, то устройства обнаружения возмущений включают специальные приборы в режим хранения азимутального положения базового направления или в режим измерения ого азимутального разворота с целью определения поправки в угол прице­ливания.

Системы прицеливания ракет с ППУ отличаются главным образом тем, что исходная ориентация СП ТГС задается при горизонтальном положении ТПК с ракетой, а базовый элемент, фиксирующий БН в период боевого дежурства, выносится за пределы ПУ из-за ее конструктивной азимутальной нестабильности. Кроме того, в состав системы прицеливания таких ракет могут включаться подсистемы автоматического горизонтирования ПУ, обеспечивающие как точность прицеливания, так и перевод ТПК с ракетой из горизонтального в вертикальное положение путем его простого поворота относительно ПУ на фиксированный угол вокруг одной оси.

При построении системы управления ракетой на базе ККП постоянного задействования первый этап прицеливания при приведении в готовность к боевому применению может заканчиваться приданием СП ТГС исходного положения для пуска по "приоритетной цели", в котором она и удерживается в режиме точного приведения в течение всего боевого дежурства до пуска или до смены целеуказания.

2. ЗАКЛЮЧИТЕЛЬНАЯ ЧАСТЬ

– подвести итог занятия;

– ответить на вопросы;

– дать задание на самостоятельную подготовку.

– проверить наличие секретной литературы.