Приборы управления полетом ракет

Приборы управления обеспечивают устойчивое движение ракеты по за­данной траектории и высокую точность попадания в цель. Их состав зависит от способа управления ракетой. Ранее было отмечено, что способы управления включают в себя АУ, ТУ, СН, КУ.

1. Приборы автономного управления

Существует несколько разновидностей приборов автономного управления:

- астронавигационные (обеспечивают определение места ракеты в полете по небесным светилам);

- магнитометрические (определяют место ракеты по характеристикам магнитного поля Земли);

- инерциальные, получившие наибольшее распространение.

Последние могут быть просто инерциальными и инерциальными с астро-коррекцией.

Инерциальная система АУ на БР включает в себя автомат стабилизации и автомат дальности, на КР стоит только автопилот.

Автомат стабилизации (АС) предназначен для обеспечения движения БР по рассчитанной на корабле и введенной в бортовые приборы ракеты про­граммной траектории. Для этого АС должен:

а) стабилизировать ракету по углам (рис. 1.6):

- тангажа (гамма) - в вертикальной плоскости (относительно поперечной оси);

Рис. 1.6. Углы тангажа, рыскания и крена, подлежащие стабилизации во время полета ракеты

- рыскания (пси) - в горизон­тальной плоскости (относительно вертикальной оси);

- крена (фи) - вокруг продоль­ной оси;

б) обеспечивать после верти­кального старта поворот ракеты в сторону цели;

в)обеспечивать разворот ра­кеты на заданный угол тангажа.

Основой АС является гиро-стабилизированная платформа (гироплатформа) с тремя степе­нями свободы (рис. 1.7). На этой платформе располагаются три гироскопа. Их оси устанавливаются в опреде­ленное положение. Благодаря этому во время полета ракеты регистрируются отклонения корпуса ракеты от заданных углов гамма, пси, фи. Таким образом, гироп­латформа выполняет роль датчиков изменения углов тангажа, рыскания и кре­на. Информация об изменении положения ракеты в пространстве фиксируется тремя потенциометрами (на рисунке показан только один из них),

Рис. 1.7- Функциональная схема автомата стабилизации БР

Сами потенциометры связаны с корпусом ракеты, а их движки - с гиро-платформой, т. е. с гироскопами. При изменении углов гамма, пси, фи потенциометры поворачиваются, а движки остаются на месте. В результате этого с потенциометров снимаются напряжения Uгамма, Uпси, Uфи той или иной полярности (что зави­сит от стороны изменения углов), той или иной величины (что зависит от вели­чины тех же углов). Далее, как видно из рис. 1.7, эти напряжения усиливаются и поступают на исполнительные устройства, роль которых выполняют рулевые машинки. Рулевые машинки поворачивают рулевые реактивные двигатели (или иные рули), возвращая ракету на заданное направление полета. При этом движки потенциометров вновь оказываются в первоначальном (нулевом) по­ложении.

Наряду с изменениями углов гамма, фи и пси во время полета ракеты возможно ее смещение (снос) в горизонтальном и вертикальном направлениях. Гироскопы на снос не реагируют. Для учета такого смещения используют инерционные датчики линейных ускорений, называемые акселерометрами. Схема самого простейшего акселерометра приведена на рис. 1.8. Он представляет собой массивное (инерционное) тело, укрепленное на пружинах. При возникновении сноса ракеты массивное тело под действием сил инерции стремится сохранить свое положение неизменным. В результате этого потенциометр, связанный с корпусом ракеты, смещается, а его движок остается на месте. В таком случае с движка потенциометра снимается напряжение U1, пропорциональное ускоре­нию смещения а. После интегрирования получают U2, пропорциональное ско­рости смещения v. После вторичного интегрирования получают Uз, пропорцио­нальное пути S. Зная расстояние, на которое сместилась ракета, можно воз­вратить ее на заданную траекторию. Чтобы осуществлять эту операцию, на ги-роплатформе размещают два акселерометра.

Рис. 1.8. Функциональная схема акселерометра

Совместное действие гироскопов и акселерометров поясняется схемой на рис. 1.9. На современных ракетах в качестве акселерометров используют гиро­скопы со смещенным вдоль оси центром массы.

Рис. 1.9. Структурная схема устройства, обеспечивающего стабилизацию БР по углам гамма, фи и пси и учитывающего ее снос

Предусмотренное изменение направления полета БР (поворот в сторону цели после вертикального старта, разворот на требуемый угол тангажа) осу­ществляется с помощью программного механизма. Этот механизм в установ­ленные моменты времени разворачивает оси соответствующих гироскопов на заданные углы пси и гамма. Таким образом, гироскопы выполняют и поворотную, и стабилизирующую функции.

Рис. 1.10. Структурная схема автомата дальности

Автомат дальности (АД) предназначен для выключения двигателя БР по достижении ею установленной (программной) скорости. Принцип работы АД поясняется схемой на рис. 1.10.

Источником информации о скорости полета БР является акселерометр. После интегрирования U1 получают U2, пропорциональное скорости v попета ракеты. При совпадении этой скорости с заданной (v3), определяемой Uпр, сра­батывает схема сравнения. Двигатель ракеты выключается. Именно при этой скорости и заданном угле тангажа ракета достигает цели.

Рис. 1.11. Структурная схема автопилота

Автопилот (АП) представляет собой инерциальную автономную систему управления полетом КР, его схема приведена на рис. 1.11. АП отличается от АС тем, что у него отсутствует гироплатформа. Каждый гироскоп управляет своим рулем. Кроме того, в АП имеется высотомер, который поддерживает ус­тановленную высоту полета КР. Он может быть барометрическим или радио­техническим. Барометрический высотомер применяется при высотах более 15... 20 м, а радиотехнический - на малых высотах.