книги из ГПНТБ / Морозов Н.И. Баллистические ракеты стратегического назначения

ческую траекторию. Эти погрешности определяются по­ ложением центра масс ракеты относительно расчетной точки выключения двигателя последней ступени и откло­ нением вектора скорости от расчетного значения.

ДzK и Дф.

3. Имеется сочетание погрешностей Дхк, Аук в ази­ муте.

II. Погрешности в векторе скорости:

1. Отклонение ДРК в величине вектора скорости.

2.Отклонение угла наклона к горизонту AflI( и угла рыскания Дгр.

3.Сочетание этих погрешностей.

III. Сочетание погрешностей в положении центра масс ракеты и вектора скорости.

Приведенное деление погрешностей на группы ус­ ловно, оно применяется для удобства анализа влияния различных погрешностей по рассеиванию.

Чаще имеет место III группа погрешностей. Влияние погрешностей на рассеивание весьма раз­

лично. Если ракета находится в плоскости полета и имеется отклонение Дхк, то такое же отклонение получит

100

и точка падения головной части. Если центр масс нахо­ дится выше или ниже расчетного положения (имеется отклонение Лг/К), точки падения будут соответственно дальше или ближе расчетной.

Ошибка по азимуту приводит к тому, что движение совершается в новой плоскости полета. Эта ошибка не изменит дальности, но сдвинет точку падения в ту или другую сторону относительно расчетной точки. Величина отклонения пропорциональна синусу угла отклонения. Линейная ошибка у цели из-за ошибки по азимуту про­ порциональна дальности полета: чем больше дальность, тем больше отклонение точек падения. Следовательно, у БРДД рассеивание из-за ошибки в азимуте больше, чем у БРСД.

Отклонение в величине вектора скорости приводит к значительным отклонениям в дальности: при положи­ тельных отклонениях дальность увеличивается, при от­ рицательных— уменьшается.

Для уменьшения рассеивания иногда отходят от уг­ ла б к* наибольшей дальности в сторону увеличения (тра­ ектория становится более крутой). В этом случае от­ клонения дальности при отклонениях скорости умень­ шаются.

При ошибках в определении углов бк также возни­ кают отклонения в дальности.

Использование крутых траекторий (бк> б*) умень­

шает влияние ошибок угла бк на отклонения точек па­ дения. Для крутых траекторий увеличение угла бк уменьшает дальность, а уменьшение угла бк до б* уве­

личивает дальность. Дальнейшее уменьшение бк умень­ шает дальность.

При бк< б к* траектория получается менее крутой — настильной. В случае настильной траектории при умень­ шении угла бк дальность уменьшается, при увеличении б„ до значения б* она увеличивается.

В зарубежной печати приводились значения измене­ ния дальности при погрешностях вывода ракеты.

Так, отклонения по высоте Аг/К=1850 м (при бк= б* ) приводят к отклонению точек падения по дальности: для

101

Отклонение в скорости AVK= 0,3 м/сек вызывает от­ клонение в дальности для БРСД на 460 м, для БРДД —

на 1850 м.

Отклонение точек падения по дальности для траек­ торий, у которых 'б'к= 0'*, при ошибках ДОк = 5° состав­

ляет для БРСД 3700 м, для БРДД — 11 000 м.

3.4.Системы управления движением ракет

ВБРСН используются в основном автономные си­ стемы управления. В таких системах все устройства, обеспечивающие управление ракетой, находятся на борту

ив процессе полета не получают никакой информации с

наземных пунктов.

Автономные системы управления ракет решают сле­ дующие задачи:

—управление движением центра масс;

—управление движением относительно центра масс;

—управление дальностью.

Управление движением центра масс предполагает пе­ ремещение центра масс ракеты по заданной жесткой тра­ ектории. Достигается это устранением перемещения ра­ кеты в нормальном и боковом направлениях путем ис­ пользования соответствующих систем.

Скорость регулируется таким образом, чтобы в каж­ дый момент времени она была близка к заранее задан­ ной— программной скорости. Программа скорости за­ дается в зависимости от времени.

Управление движением относительно центра масс за­ ключается в предотвращении образования углов рыска­ ния ф, крена у и обеспечении изменения угла тангажа по заданной программе (Дср= 0). Для достижения этого применяется устройство, которое называется автоматом угловой стабилизации.

Управление дальностью осуществляется для получе­ ния заданной дальности путем выключения двигателя в момент, когда отклонение ДУК равно 0. Эти операции выполняет автомат управления дальностью.

Принцип построения систем управления предусматри­ вает применение замкнутых систем автоматического ре­ гулирования, в состав которых входят следующие эле­ менты (рис. 3.12).

102

Программный элемент задает программное значение регулируемого параметра. В измерительном элементе происходит сравнение программного (заданного) значе­ ния с текущим значением регулируемого параметра. При рассогласовании между текущим и программным значе­ ниями регулируемого параметра в вычислительном уст­ ройстве формируется сигнал управления ракетой.

Рис. 3.12. Элементы замкнутой системы автоматического ре­ гулирования

Сформированный сигнал поступает в исполнительный элемент в виде электрического сигнала, который преоб­ разуется в механическое перемещение органа управле­

чение регулируемого параметра поступает в измеритель­ ный элемент, возникает новое рассогласование между программным и текущим значениями регулируемого па­ раметра. Наличие измерительного элемента, обеспечи­ вающего сравнение программного и текущего значений параметра, считается характерным для замкнутых си­ стем автоматического регулирования.

Важнейшей частью автономных систем являются из­ мерительные устройства, включающие в свой состав ги­ роскопы и акселерометры.

Гироскоп представляет собой точно сбалансирован­ ный ротор, установленный в карданном подвесе. Для использования гироскопа его ротор приводится во вра­ щательное движение со скоростью порядка 30 000 об/мин.

При вращающемся роторе гироскопы обладают ря­ дом свойств.

Если на гироскоп не действуют внешние силы (мо­ мент внешних сил равен нулю), то он независимо от поворотов и колебаний ракеты сохраняет неизменным направление главной оси в пространстве.

103

При воздействии на гироскоп внешних сил главная ось гироскопа движется не в направлении действующей силы, а в направлении, перпендикулярном к линии дейст­ вия силы. Такое движение называется прецессией.

Первое свойство гироскопов — способность сохранять неизменным направление своей главной оси в простран­ стве при движении ракеты — широко используется для

2

Рис. 3.13. Схема гироскопа для из­ мерения угловых отклонений:

ренняя рамка

измерения угловых отклонений ракеты. Для этой цели применяются трехстепенные гироскопы, которые иногда называют позиционными.

На рис. 3.13 приведена схема такого гироскопа для измерения углов тангажа и крена. Гироскоп состоит из внешней и внутренней рамок. К внешней рамке жестко крепится потенциометр крена, а к оси X — движок. По­ тенциометр тангажа крепится к корпусу ракеты. Он имеет программный механизм для ввода программы угла тангажа. Гироскоп устанавливается на ракете так, чтобы его главная ось совпадала с осью У в земной системе координат.

При повороте корпуса ракеты относительно оси X на некоторый угол крена у вместе с корпусом поворачи­ вается и внешняя рамка с основанием потенциометра. Внутренняя рамка вместе с осью и движком сохраняет неизменное положение в пространстве. Вследствие этого на выходе потенциометра появляется напряжение и, величина которого пропорциональна углу у.

104

Если ракета повернется относительно оси Z на угол тангажа, то вместе с корпусом повернется и потенцио­ метр. Внешняя рамка вместе с осью Z и движком сохра­ няет первоначальное положение. На выходе потенцио­ метра тангажа появляется напряжение мт, пропорцио­ нальное углу тангажа. Для ввода программного угла тангажа потенциометр с помощью специального меха­ низма изменяет свое положение, при этом искусственно создается напряжение ит. пр. Полученный сигнал преобразуется рядом уст­ ройств, благодаря чему исполнительные органы управления обеспечивают поворот ракеты на задан­ ное значение угла танга­ жа.

Спомощью одного

трехстепенного гироскопа можно измерить не более двух углов. Для измере­ ния углов тангажа, рыс­

кания и крена на ракете должно быть не менее двух гироскопов.

Второе свойство гироскопа — прецессия — использует­ ся для измерения скорости ракеты. Гироскоп, применяе­ мый для этой цели, называется гироскопическим измери­ телем линейной скорости или интегрирующим акселеро­ метром.

Гироскопический измеритель скорости представляет собой неуравновешенный гироскоп, центр тяжести кото­ рого смещен относительно одной из осей подвеса.

В гироскопе, изображенном на рис. 3.14, ось X на­ ружной рамки параллельна продольной оси ракеты. Ось Z ротора перпендикулярна к оси X. При движении ракеты на активном участке траектории с углом танга­

относительно оси Y внутренней рамки, равный Mw = mTW + + mTg sin ■Оили Mw — mr(W + g sin ft). Сумма в скоб­

105

происходит прецессия гироскопа относительно оси X. Если на оси X укрепить стрелку, то она покажет откло­ нение вследствие прецессии на угол а. Угол а пропор­ ционален кажущейся скорости ракеты. Поэтому гиро­ скоп такого типа может быть использован как датчик теку­ щих значений скорости. Поступающие от него сигналы используются для формирования команд на регулиро­ вание тяги двигателя и на выключение двигателя.

Гироскопы могут быть применены и в качестве изме­ рителя угловой скорости ракеты. Иногда их называют скоростными гироскопами или датчиками угловой ско­ рости. В качестве измерителей угловой скорости исполь­ зуются двухстепенные гироскопы. Принцип действия дат­ чиков угловой скорости основан на прецессии гироскопа в тех случаях, когда происходит вращение ракеты отно­ сительно одной из ее осей. Перемещение рамки, проис­ ходящее в результате прецессии, ограничено пружинами. Угол поворота рамки пропорционален угловой скорости вращения ракеты относительно одной из ее осей. Сигнал об угловой скорости может быть использован в автомате угловой стабилизации.

Измерителям на основе гироскопов свойственны по­ грешности, которые обусловливаются погрешностями из­ готовления, силами трения в подшипниках и другими причинами. Поэтому разрабатываются новые типы гиро­ скопов, в которых влияние ошибок уменьшено. К ним от­ носятся поплавковые гироскопы и гироскопы на воздуш­ ном подвесе, у которых существенно снижено трение и уменьшено влияние других вредных моментов в осях подвесов.

На основе гироскопических измерителей может быть создана простейшая автономная система управления. В такой системе используются позиционные, скорост­ ные гироскопы и гироскопы — измерители скорости.

Вгироскопических системах программа задается в виде:

=Аяф = 0, Ду= 0, Фпр— й'= 0. Если возникнет от­ клонение от программы, позиционные гироскопы измерят рассогласования ДО, Дф и Ду и подадут соответствующие сигналы на органы управления. Под воздействием управ­ ляющих моментов ракета поворачивается в пространстве до тех пор, пока рассогласование в угле не обратится в нуль. Однако корпус ракеты по инерции проходит требуе­

мое положение и появляется отклонение в угле обратно*-

106

го знака. Колебания такого рода могут повториться не­ сколько раз. Для ускорения их затуханий необходимо еще до подхода корпуса ракеты к требуемому положе­ нию отклонить органы управления на некоторый угол, пропорциональный угловой скорости вращения корпуса и обратный по знаку основному отклонению. Полный угол отклонения органов управления б определяется из условия

8 = кг&+ к2&,

где «1 и к2 — передаточные коэффициенты, знаки кото­ рых противоположны;

е— угол отклонения ракеты от заданного по­ ложения;

е— угловая скорость вращения ракеты отно­ сительно оси.

Заметим, что для определения скорости s могут ис­ пользоваться скоростные гироскопы.

Для измерения скорости и выключения двигателя в момент, когда скорость ракеты достигнет заданной, при­ меняются гироскопические измерители скорости.

Гироскопические системы управления просты по уст­ ройству и не подвержены помехам. Основной их недоста­ ток состоит в том, что они не устраняют отклонений ра­ кеты в боковом направлении и по высоте. Поэтому они применялись на ракетах с небольшой дальностью по­ лета.

В качестве измерителей бокового и высотного откло­ нений служат гироскопические измерители скорости. По измеренной скорости могут быть определены и отклоне­ ния. Однако такие приборы имеют сравнительно боль­ шой вес и габариты.

Для повышения точности управления БРСН предна­ значается инерциальная система управления. В этой си­ стеме для измерения ускорений в боковом и высотном (нормальном) направлениях используются акселеромет­ ры. Интегрированием измеренных акселерометрами ус­ корений можно определить скорость, а затем и линейное отклонение ракеты от заданной траектории.

На рис. 3.15 представлена принципиальная схема ак­ селерометра для измерения боковых перемещений раке­ ты. Акселерометр состоит из груза с осью. Груз находит­

107

ся между двумя пружинами. Ыа оси крепится движок потенциометра. Для уменьшения колебаний груза слу­ жит демпфер.

При возникновении бокового (в направлении оси Z ракеты) ускорения az груз под действием силы инерции перемещается, сжимая пружину на величину I, движок потенциометра также перемещается на величину /. В ре­ зультате на выходе потенциометра возникнет напря­ жение щ, пропорциональное боковому ускорению ракеты,

Рис. 3.15. Схема акселерометра:

/ — груз; 2 — ось; 3 — движок; 4 — потенциометр; 5 — пружина; 6 — демпфер; 7 — первый интегратор; 8 — вто­ рой интегратор

которое подвергается двойному интегрированию в интеграторах. В результате получают напряжение uz, про­ порциональное перемещению ракеты в боковом направ­ лении.

В инерциальных системах осуществляется точная ста­ билизация положения акселерометров, позволяющих уменьшать отклонения ракет в боковом и высотном на­ правлениях. Точная стабилизация акселерометров обес­ печивается их установкой на гиростабилизированной платформе (ГСП). Одновременно ГСП создает на раке­ те неизменно ориентированную в пространстве опорную систему координат, не зависящую от движения ракеты.

На рис. 3.16 приведена принципиальная схема инер­ циальной системы управления. Гиростабилизированная платформа включает в себя карданный подвес с на­ ружной и внутренней рамками. На оси внутренней рамки крепится площадка, на которой устанавливаются акселе­ рометры и гироскопы. Акселерометры ах, ау, az измеряют линейные ускорения. Двухстепенные гироскопы вх, ву, ez стабилизируют площадку в определенном положении в пространстве. Стабилизация осуществляется так, что

108

каждый гироскоп стабилизирует площадку относительно определенной оси.

Измеренные ускорения х, у и z в виде напряже­ ний их, иу и uz поступают на первые интеграторы, кото­ рые дают значения скоростей Vx,

высокая стоимость. Поэтому ши­ рокое применение находят различные электрические ак­ кумуляторы.

Рассмотренные системы управления, как считают за­ рубежные специалисты, имеют тот недостаток, что лю­ бое, самое небольшое отклонение от расчетной траекто­ рии сопровождается внесением поправки независимо от того, приводит оно к отклонению головной части от це­

109