книги из ГПНТБ / Равдин И.Ф. Сведения из теории полета управляемых баллистических ракет конспект лекций
.pdf- 10 -
равления.
Программой управления баллистической ракеты на активном
участка траектории называется закон изменения во времени угла
тангажа /р |
и с .З /, т .е . угла наклона продольной оси X/ |
ракеты к |
горизонту. |
Программа управления $np(tj вырабатывается |
програм |
мным механизмом. |
|
При нормальных значениях параметров ракеты, двигательной установки, системы управления и прочих условий пуска задание программы изменения угла тангажа однознечно определяет активный участок траектории и все элементы движения ракеты. В этом смыс ле программу управления $np(t ) можно рассматривать квк про грамму движения ракеты на активном участке траектории.
|
Вид программной траектории управляемой баллистической ра |
||||
ка гы ка |
активном участке показан на рис .4 |
Программная траекто |
|||
рия имеет три характерных участка: |
|
||||
0 - |
1 |
- |
участок |
вертикального движения |
ракеты; |
1 - |
2 |
- |
участок |
"введения"йли программного разворота ракеты; |
2- 3 - участок "наведения" или участок выключения двигателя.
Вертикальное движение ракеты после вертикального старта
продолжается несколько секунд /3 -6 с е к ./, пока ракета не получит За кЛ419
- 11
скорости, достаточной для ев устойчивого и управляемого полета под действием аэродинамических сил и моментов.
Участок "введения" служит для изменения направления векто
ра скорости ракеты путем постепенного поворота продольной оси ранеты в соответствии с изменением программного угла тангажа на
участке |
1-2 /рис .4 / . |
|
|
|
|
|
На |
участке "наведения" производится выключение двигателя |
|||||
в такой |
точке, элементы |
которой /скорость |
У* |
, |
угол |
наклона |
вектора |
скорости 0 к , |
координаты ^к и |
Хк |
, |
масса |
ракеты |
М* / соответствуют требуемой дальности |
полета ракеты. При этом |
|
значения угла наклона |
поддерживаются близкими к углу мак |
|
симальной дальности. |
Направление полета |
ракеты по программной |
траектории регулируется ва счет изменения угла атаки и суммарной силы по направлению нормали к траектории /р и с .5 /.
Рис.6 Изменение oinP и скоростного напора на |
АУТ. |
|
Например, при |
отрицательном отклонении рулей высоты вверх |
|
1 6 й < 0 / возникает |
положительный управляющий момент тангажа, |
|
вращающий ракету против часовой стрелки и приводящий |
к обраеова- |
|
|
Зак,№ 449 |
- |
12 - |
нив положительного угла атаки |
оС > О в соответствии с баланси |
ровочной зависимостью / б / . При |
атом изменится направление силы |
тяги и появится ее составляющая по направлению нормали к траек
тории Рп - P s i n c i x PoL, Кроме |
того, |
на |
ракету |
будет действо |
||
вать |
подъемная |
аэродинамическая |
сила |
Р у |
— |
об . Суммарная |
сила |
по направлению нормали к траектории |
|
|
|||
|
2 Fa " |
Рп + Щ ~Gcos$=i (p+ftyJoC -GcosQ |
/беа учета подъемной силы рулей/ вызывает изменение направления полета ракеты в зависимости от знака угла атаки и соотношения между этими тремя составляющими.
На участке "введения" 1-2 система управления создает отри
цательный угол атаки & < 0 , силы fn и Р у направлены
вниз и совместно с силой тяжести отклоняют траекторию вниз. На участке выключения двигателя 2-3 создается положительный угол
атаки, |
силы Fn |
и |
Р у |
направлены вверх и компенсируют отри |
||||||
цательную составляющуюсилы тяжести по направлению нормали к |
||||||||||
траектории — Q COS$ |
/р и с .5 /, |
благодаря чем,, поддерживается тре |
||||||||
буемое направление угла наклона вектора скорости |
&к |
, |
т . е . |
|||||||
требуемая форма |
траектории, близкая к |
прямолинейной . |
|
|
||||||
|
Характер |
изменения |
программного угла атаки |
С^ПР |
в Д и |
|||||
кции времени |
в |
сопоставлении |
со скоростным.напором i — * |
, |
||||||
действующим'на |
ракету на |
активном участке траектории, показан |
||||||||
на рисунке б. |
|
При малый величинах скоростного напора допуска |
||||||||
ются |
большие по |
величине |
углы |
атаки, |
а при больших величинах |
скоростного напора - малье углы атаки. При атом величина подтек
ной силы, зависящей от скоростного напора и углов атаки Зак.№ 449
- 13 -
= R y c t = C* OS
не будет превосходить допустимого по условиям прочности ракеты значения.
Суммируя внвчения углов наклона касательной к программной
траектории |
& п р |
и |
протравные |
еначения |
углов |
атаки |
&пр |
в |
||||
функции |
времени |
t |
t |
получим программу движения |
или программу |
|||||||
управления |
&np It) |
движением баллистической ракеты не |
активном |
|||||||||
Участке |
траектории |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
д'пр ( t ) = 0 пр i t ) + d n r i t ) - |
|
|
|
||||||
Программе управления \)np (t) , |
определяющая |
активный участок |
||||||||||
траектории |
при |
нормальных условиях |
пуска, |
вависйт от |
конструк |
|||||||
тивных и аэродинамических характеристик ракеты, |
параметров |
сис |
||||||||||
темы управления |
и способа выключения двигателя. |
|
|
|
||||||||
При выборе программы управления или программной траектории |
||||||||||||
обычно исходят |
ив |
следующих требований к программному движению |
||||||||||
управляемой |
баллистической |
ракеты: |
|
|
|
|
|
|||||
- |
достижение дальности |
полета, |
близкой к максимальной |
/при |
||||||||
Данной скорости |
ракеты в момент выключения двигателя/; |
|
||||||||||
- |
вертикальный |
старт ракеты; |
|
|
|
|
|
|||||
- |
минимальное рассеивание |
по дальности; |
|
|
|
|||||||
- |
обеспечение |
прочности ракеты; |
|
|
|
|
||||||
- |
обеспечение устойчивости |
и управляемости |
ракеты; |
|
||||||||
- |
возможность осуществления |
программы органами управления |
||||||||||
ракеты. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
У |
ракет с |
широким диапазоном дальностей пуска может оказа |
||||||||||
л ся невозможным удовлетворение |
всех этих |
требований |
при исполь- |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Зак.» 449 |
- 14
зевании единой программы управления. В таком случае весь диапа зон дальностей разбивают на насколько интервалов, в кадцом из которых применяется своя программа управле^я $ n r ( t ) .
§ 3 . Назначение, структурный состав и принцип действия системы управления
1 . Назначение системы управления
При нормальных значениях параметров ракеты и условий пус
ка УБР с наземной стартовой установки по неподвижной наземной
цели каждой дальности пуска соответствует единственная програм-
ная или расчетная траектория, двигаясь по которой, ракета попа дает в цель.
Обычно параметры ракеты и условий пуска отличаются от нор мальных значений, принятых, например, при составлении таблиц ракет, в соответствии с чем действительная траектория полета ракеты будет отклоняться от расчетной траектории.
Отклонение действительной траектории от расчетной, прояв- :
ляющееся в виде рассеивания ракет при пусках, происходит под действием случайных воз'муирвщих факторов, влияющих как непосред ственно на движение центра масс ракеты /отклонения силы тяги двигателя, секундного расхода топлива, стартового веса ракеты
и т . д . / ,' так и вызывающих колебания ракеты относительно центра масс /эксцентриситет силы тяги, аэродинамическая несимметрия ракеты, ложные сигналы в системе управления, порывы ветра и
Т .Д ./
Для уменьшения рассеивания ракет при пусках и повышении
точности ракетных ударов необходимо, чтобы действительная За к. if' 449
- 15 -
траектория мало отклонялась от расчетной траектории. В свою оче
редь, для совмещения или, точнее говоря, приближения действитель ной траектории к расчетной необходимо во время полета ракеты непрерывно измерять величины отклонений элементов действитель
ной траектории от элементов расчетной траектории и в соответст вии с этик корректировать движение ракеты.
Требуемое изменение движения центра масс ракеты обычнодсе-
тигаотся регулированием действующих на ракету сил по направлению нормали к траектории и по боковому направлению.
Регулирование суммарной силы по направлению нормали к тра
ектории осуществляется еа счет изменения угла атаки при отклоне
нии, рулей |
высоты, |
вследствие чего |
изменяется под" окна я сила раке |
|
ты и составляющая |
силы тяги по направлению нормали |
к траектории |
||
, / f 2 / . |
Аналогично, при повороте |
рулей направления |
изменяется |
угол скольжения, что приводит к изменению боковой аэродинамичес кой силы и боковой составляющей силы тяги двигателя.
Комплекс задач, |
связанных |
с осуществи ением требуемого движе |
ния ракеты, решается |
системой |
управления. Управление полетом бал |
листической ракеты обычно производится только на активном учаот-
ы
ке траектории.
В общем случае система управления баллистической ракеты вы полняет следующие основные функции, связанные с обеспечением тре буемого движения ракеты. :
1. Вырабатывает заранее установленное так называемое про граммное движение ракеты в плоскости пуска по расчетной траекто рии ,
2 . Обеспечивает стабилизацию ракеты относительно ее центра
масс.
Зак.№ 449
- 1 6 ~
|
3 , |
Удерживает ракету б плоскости пуска. |
|
|
4 . Устраняет отклонение ракеты в плоскости пуска от раечет-1 |
||
ной |
траектории. |
|
|
|
б . Осуществляет управление дальностью |
полета ракеты, напри |
|
мер, |
путем выключения двигателя в той точке |
активного участка |
|
траектории, элементы которой соответствуют |
требуемой дальности |
||
полета. |
|
|
|
|
2 . |
Структурный состав системы управления |
|
|
В соответствии с указанными 4ункцияш |
системы управления |
баллистическими ракетами, как правило, автономные, имеют следую
щие основные части: |
||
- |
автомат стабилизации /АС/; |
|
- |
систему боковой стабилизации /ЕС /; |
|
- |
систему |
нормальной стабилизации /НС/; |
- |
автомат |
управления дальностью полета ракеты /АУД/, |
наряду с которыми система управления содержит также аппаратуру управления взрывательными устройствами.
Автомат стабилизации осуществляет угловую стабилизацию ра
кеты относительно центра масс и имеет три независимых канала
для регулирования трех углов ориентации ракеты: .угла тангажа $
угла |
рыскания |
и угла крена |
. Угол тангажа |
& - это |
|||
угол |
наклона |
продольной |
оси |
ракеты к |
горизонту; |
угол |
рыскания |
^ |
- угол отклонения продольной оси |
ракеты от |
плоскости пуска |
||||
и угол крена |
- угол поворота ракеты вокруг ее продольной оси. |
||||||
|
Для измерения углов |
$ |
, ^ |
используются |
гироскопи |
||
ческие приборы. Автомат |
стабилизации должен поддерживать значе- |
||||||
|
|
|
|
|
|
Зак.№ 449 |
- 17 -
ния угла тангажа равными программным значениям |
$ = $ пр (t) , а |
|
значения углов рыскания и крена равными нулю. |
|
|
С |
этой целью измеренные отклонения углов |
■д£ = д ' - ^ а р , |
, ‘f |
в виде электрических сигналов падаютея через усилительно |
преобразовательные устройства на органы управления для создания управляющих моментов, под действием которых ракета поворачивает ся относительно центра масс.
Программный механизм, задающий программу угла тангажа &пеЩ
входит конструктивно в автомат стабилизации.
Система боковой стабилизации /ЕС/ осуществляет управление боковым движением центра масс ракеты. При отклонении ракеты от
плоскости пуска сигнал системы БС, измеряющий и интегрирующий ус корение бокового движения ракеты, подается на рули направлешя,
поворот которых |
приводив к созданию угла скольжения ft и |
боно |
|
вой силы, равной |
сумме |
боковой аэродинамической силы и боновой |
|
составляющей силы тяги. |
Под действием боновой силы ракета |
возвра |
щается в плоскость пуска /точнее говоря, устраняется боковая ско рость ракеты/. Система боковой стабилизации связана с каналом
рыскания автомата стабилизации.
Система нормальной стабилизаци /НС/ устраняет отклонение ра
кеты от расчетной траектории в вертикальной плоскости пуска. Си
стема НС включает акселерометр, измеряющий кажущееся /относител
нов/ ускорение ранеты по направлению нормали к траектории. Сигнал системы НС используется для отклонения рулей высоты и изменения угла атаки и суммарной силы по направлению нормали к траектории,
спредшяющей направление движения центра масс ракеты в вертикаль ной плоскости. Система НС связана с каналом тангажа автомата ста
билизации. |
„ |
„ |
|
За к.* 449 |
- 18 -
Автомат управления дальностью производит выключение двига теля в результате сравнения текущего значения некоторой функции
с ее расчетным значением, установленным до пуска в зависимости
от требуемой дальности полета ракеты. В общем случае для выклю
чения двигателя используется так называемая управляющая функция, вависящая от элементов движения и баллистических параметров ра кеты. Управляющею функцию называют также функционалом отсечки тяги.
3 некоторых случаях отдельные устройства в системе управле
ния могут отсутствовать /например, система НС, система БС/ или быть объединены о соответствующими каналами автомата стабилиза
ции /например, система боковой стабилизации объединяется с ка налом рыскания автомата стабилизации/.
Каждый канал автомата стабилизации, как и системы НС и БС,
представляет собой замкнутую систему автоматического регулиро
вания, |
включающую в общем случав следующие элементарные устрой |
ства / |
р и с .7 /: |
1/ программное устройство, т .е . устройство, задающее в каж дый момент времени значения элементов расчетного или программно го движения ранеты;
2/ измерительное устройств, т .е . устройство, измеряющее
.или их отклонения
эначения элементов действительного движения ракеты'гот соответст вующих элементов расчетного движения ракеты;
3/ управлялцее устройство, т .е . устройство, воспринимающее показания измерительного устройства и управляющее работой сило вого устройства;
4/ силовое устройство, т .е . устройство, приводящее в движе» Ззк.№ 449
- 19 -
нив исполнительные органы системы управления /как правило, га зовые рули/.
В результате отклонения газовых рулей устраняются или уменьшаются отклонения элементов действительной траектории ра кеты от элементов расчетной траектории.
Рис.7 Блок-схема канала тангажа автомата стабилизации
Обычно программное устройство содержится только в канале
тангажа и предназначено для задания программных значений углов
тангажа. В остальных каналах АС .. системы управления програм мные значения параметров регулирования /элементов движения ра
кеты/ равны нулю. В соответствии с этим параметрами регулирова ния каналов автомата стабилизации принимаются отклонения угла танга ян 41? = > ? - • ? пр и значения углов рыскания (р и крена измеряемые либо с помощью гироскопических приборов с потенцио метрическими или индукционными датчиками, либо с помощью гиростабилизированной платформы.
В системах боковой и нормальной стабилизации параметрами регулирования в автономных системах обычно принимаются значения
скорости отклонения ракеты от расчетной траектории по направдеЗак.№ 449