книги из ГПНТБ / Учебник механика военно-воздушных сил ракетное вооружение

использовать в качестве величины, пропорциональной угловой скорости вращения линии визирования. Все рас­ смотренные положения для электромеханических приво­ дов справедливы и для гидравлических приводов.

Для измерения угловой скорости линии визирования в следящих координаторах электромеханического и гид­ равлического типов на них устанавливают два скорост­ ных гироскопа. Скоростные гироскопы измеряют абсо­ лютную угловую скорость вращения линии визирования в двух взаимно перпендикулярных плоскостях соответ­ ственно.

Гироскопический следящий координатор обеспечива­ ет непосредственное измерение угловой скорости враще­ ния линии визирования. Вследствие этого данный тип следящего координатора получил широкое применение в системах самонаведения ракет. В координаторе с гиро­ скопическим приводом сам координатор цели представля­ ет собой ротор гироскопа, подвешенный в рамках. Рамки образуют карданов подвес с двумя степенями свободы относительно корпуса ракеты. Если обеспечить быстрое вращение ротора, то следящий координатор цели пре­ вращается в трехстепенной гироскоп. Для изменения положения ротора гироскопа в пространстве, т. е. для обеспечения слежения за целью, к рамкам гироскопа нужно прикладывать моменты. Моменты создаются дат­ чиками моментов, представляющими собой электродви­ гатели, работающие в заторможенном режиме. При рас­ пределении сигналов ошибки, пропорциональных углам рассогласования, следует учитывать свойство прецессии: при приложении момента к оси рамки гироскопа его ро­ тор будет прецессировать, т. е. вращаться вокруг оси, пер­ пендикулярной оси приложения момента. В этом состоит отличие данной схемы гироскопического привода от рас­ смотренной выше схемы электрического привода.

Удачное конструктивное решение получается в сле­ дящих оптических координаторах цели. Оптическая си­ стема образует ротор гироскопа, вращение которого дает модуляцию потока излучения от цели на модулирующем диске. На рис. 79 изображена схема гироскопического следящего координатора, работающего на оптическом контрасте. Особенностью схемы является пространст­ венная коррекция ротора гироскопа. Вместо создания корректирующих моментов по двум взаимно перпендику-

130

лярным направлениям в данной схеме момент создается как вектор. Пространственная коррекция ротора гиро­ скопа создается за счет взаимодействия магнитных полей вращающегося постоянного магнита и корректирующей катушки. Катушка выполнена в виде соленоида, в кото­ рый подается переменный сигнал, формируемый коор­ динатором цели.

корректирующая

катушка

Обтекатель

Чувствительный элемент

Рис. 79. Схема гироскопического следя­ щего координатора

Гироскопические следящие координаторы часто ра­ ботают на «выбеге». Перед пуском ракеты от самолет­ ного источника питания ротор гироскопа раскручивается до определенных оборотов, соответствующих несущей частоте сигнала, на которую настроены электронные эле­ менты схемы выделения сигнала ошибки. После пуска ракеты питание электродвигателя ротора гироскопа пре­ кращается, и он вращается по инерции, постепенно теряя обороты вследствие трения в осях. Очевидно, что оборо­ ты ротора гироскопа и, следовательно, частоты несущей и огибающей полезного сигнала не должны уменьшаться настолько, что они выйдут из диапазона полос пропуска­ ния электронных элементов схемы. Это обстоятельство ограничивает время работы гироскопов на выбеге.

Основными характеристиками следящего координа­ тора цели, влияющими на эффективность и условия бое: вого применения управляемой ракеты, являются угол обзора и точность слежения. Углом обзора называют удвоенный максимальный угол, на который можно повер­ нуть следящий координатор (он составляет 60—150°).

Точность слежения определяется действующими помеха­ ми, инерцией координатора и ошибками работы отдель­ ных элементов схемы.

§4.7. ЭЛЕМЕНТЫ СИСТЕМ САМОНАВЕДЕНИЯ

Всистему самонаведения, кроме координатора цели, входят устройства формирования команды и рулевые машины. В состав устройств формирования команды включаются преобразователи координат, усилители мощ­ ности сигналов и дополнительные измерители: акселеро­ метры и скоростные гироскопы.

Преобразователи координат обеспечивают согласова­ ние системы координат, в которой измеряются парамет­ ры управления, с системой координат, в которой создают­ ся управляющие силы. В системах самонаведения пара­

метры управления непосредственно измеряются в системе координат, жестко связанной с ракетой. Эта система ко­ ординат обычно реализуется с помощью генератора опор­ ного напряжения. Конструктивно генератор опорного напряжения расположен на ракете так, что фазовые точ­ ки опорного напряжения согласованы с плоскостями положения рулей. В следящих координаторах гироскопи­ ческого типа с пространственной коррекцией выходной сигнал координатора представляет собой переменное на­ пряжение, амплитуда которого пропорциональна величи­ не угловой скорости вектора относительной дальности, а фаза напряжения определяет положение плоскости, в которой расположен этот вектор.

Для выполнения метода параллельного сближения необходимо, чтобы угловая скорость вращения линии дальности равнялась нулю. Осуществить это условие можно путем создания управляющей силы, расположен­ ной в пространстве определенным образом. Но управля­ ющая сила создается поворотом двух пар рулей. Поэто­ му для создания управляющей силы нужной величины и направления сигнал управления должен распределяться на рули определенным образом. Эту задачу и выполняют преобразователи систем координат. Существуют различ­ ные схемы преобразователей координат: фазовые детек­ торы, кольцевые демодуляторы и т. п. Фазовый детектор

132

цевого демодулятора основан на свойстве полупроводни­ ковых диодов Д и Дг, Д 3, Д 4, включенных в плечи моста, пропускать ток в одном направлении и не пропускать его в противоположном направлении. Основной характе­ ристикой полупроводникового диода является вольтамперная характеристика, показывающая зависимость величины тока, протекающего через диод, от приложен­ ного к диоду напряжения. На рис. 80,6 приведена типич­

ная вольтамперная характеристика, из которой следует, что ток через диод течет только при положительном на­ пряжении на аноде диода.

Входное переменное напряжение ивх прикладывается к одной диагонали моста, а напряжение генератора опор­ ного напряжения иои — к другой диагонали моста. Обя­ зательным условием нормальной работы кольцевого де­ модулятора является и0п> Чвх, т. е. опорное напряжение должно быть значительно больше, чем входное напря­ жение. Выходное напряжение иБЫХ снимается между точ­ ками а й в схемы. Сопротивление Ра является сопротив­ лением нагрузки демодулятора.

Пусть к диагональным точкам моста приложены пе­ ременные напряжения иоа и ивх, сдвинутые по фазе на угол <р— относительно друг друга. Эти напряжения изо­ бражены графически на рис. 81. На участке 0—ср опор­ ное напряжение положительно, а входное напряжение отрицательно. Предположим, что это соответствует по­

133

лярности сигналов, изображенных на рис.. 80. Так как опорное напряжение значительно больше входного на­ пряжения, то режимы работы диодов определяются толь­ ко опорным напряжением. При положительной полярно­ сти опорного напряжения диоды Д 1иД2открыты, а диоды Д3 и Д4 закрыты. Поэтому ток от точки с к точкам а и d через диоды не протекает. Ток течет от тачки а через сопротивление нагрузки Ru, сопротивление Rz и диод, Дх

Рис. 81. Напряжения в схеме кольцевого демоду­ лятора

к точке d, которая имеет меньший потенциал, чем точ­ ка а. Следовательно, на сопротивлении Rn имеется вы­ ходное напряжение с полярностью, указанной на рис. 80. Будем условно считать эту полярность отрицательной и изобразим выходное напряжение в виде отрицательного импульса (рис. 81). На участке ср—я опорное и входное напряжения положительны. В этом случае диоды Д 1 у Дг открыты, а диоды Д 3 и Д 4 закрыты. Ток от точки d течет через диод Д2, сопротивления Д2 и R n к точке и, которая теперь имеет меньший потенциал, чем точка d. Полярность выходного напряжения теперь положитель­ на. На участке л—(л + ф) опорное напряжение отри­ цательно, а входное напряжение положительно. При

134

образом, на этом участке полярность выходного напря­ жения отрицательна. Наконец, рассматривая участок (л+ср)—2л, можно убедиться, что полярность выходного напряжения положительна.

Рассмотрение принципа работы кольцевого демоду­ лятора показывает, что выходное напряжение представ­ ляет собой импульсы. Если сгладить импульсы с по­ мощью фильтра, то среднее значение выходного напря­ жения будет постоянным и пропорциональным косинусу сдвига фазы входного напряжения по отношению к опор­ ному напряжению. Следовательно, выходное напряже­ ние можно рассматривать как проекцию вектора входно­ го сигнала на опорную систему координат.

Выходные сигналы преобразователей координат име­ ют небольшую мощность. Для управления рулевыми ма­ шинами этой мощности недостаточно, поэтому необходи­ мо усилить сигнал. В качестве усилителей мощности применяются магнитные и электронные усилители.

Магнитные усилители более надежны в работе, мало­ чувствительны к вибрациям, допускают большие пере­ грузки и имеют более высокий коэффициент полезного действия, чем электронные усилители. Поэтому магнит­ ные усилители широко применяются в системах управле­ ния ракет. На рис. 82 приведена дифференциальная схема магнитного усилителя.

Входной сигнал—напряжение иу — приложен к управ­ ляющей обмотке. Выходным сигналом является ток в сопротивлении нагрузки Ra. Питание рабочей обмотки осуществляется от трансформатора. Обмотки смещения обеспечивают сдвиг характеристик в обеих схемах маг­ нитных усилителей, составляющих дифференциальную схему. Результирующая характеристика дифференциаль­ ной схемы магнитного усилителя может быть получена сложением характеристик составных частей схемы. На рис. 83 показаны зависимости рабочих токов / ь /2 в каж­ дом плече схемы. Сдвиг характеристик обеспечен приме­ нением подмагничивающей обмотки. Зависимость тока в

дифференциальной схемы магнитного усилителя опреде­ ляет в некотором диапазоне линейную зависимость сред­ него тока в нагрузке от управляющего тока.

135

Г л а в а 5

ДИНАМИКА ПОЛЕТА И ТОЧНОСТЬ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ

§ 5.1. УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА - АВТОМАТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

Наведение ракеты на цель является непрерывным процессом управления движением ракеты в пространст­ ве. Процесс управления можно условно расчленить на последовательные этапы: а) измерение параметров уп­ равления; б) создание с помощью рулей управляющих моментов; в) вращение корпуса ракеты (или поворотных крыльев) и образование углов атаки и скольжения, т. е. образование управляющих сил; г) изменение траектории полета под действием управляющих сил. Рассмотрение этапов управления показывает, что имеет место замкну­ тая цепь: причина (отклонение ракеты от принятого ме­ тода наведения) вызывает следствие (управляющие си­ лы) , которое приводит к устранению причины. Разделе­ ние процесса управления на этапы чисто условное, в действительности процесс управления идет непрерывно. Эта непрерывность обусловлена действием возмущений, маневрированием цели и работой системы управления. Система управления непрерывно определяет отклонение движения от принятого метода наведения и вырабатыва­ ет управляющие сигналы. Таким образом, система уп­ равления совместно с ракетой образует замкнутую авто­ матическую систему.

Управляемая ракета как система автоматического управления должна обладать определенными свойствами. Важнейшими свойствами являются инерция, устойчивость и управляемость. Свойство инерции проявляется в том,

137

что при управлении ракетой нельзя мгновенно изменить направление движения центра массы и положение кор­ пуса ракеты в пространстве. Устойчивость ракеты есть свойство ракеты реагировать на различные возмущения, управляемость — свойство ракеты реагировать на управ­ ляющие силы и моменты. Эти свойства определяются конструкцией, аэродинамической схемой ракеты и усло­

виями ее полета.

Применение системы управления позволяет качествен­ но изменять свойства замкнутой автоматической системы. Так, например, если аэродинамическая схема ракеты статически неустойчива, то систему можно сделать устой­ чивой, если использовать систему управления. Правиль­ ным выбором инерционных свойств аппаратуры системы управления можно повысить точность наведения ракеты. Инерция устройств системы управления проявляется при подаче на вход быстро изменяющихся во времени сигна­ лов. Вследствие инерции выходной сигнал отличается от входного по форме, происходит искажение формы сиг­ нала. Совершенно ясно, что при искажении формы сиг­ нала может произойти потеря информации, которая передается данным сигналом. В результате управление ракетой будет происходить с ошибками. Из приведенных рассуждений не следует делать вывода, что нужно всегда стремиться уменьшить инерцию различных элементов системы управления. Дело в том, что на входы устройств системы управления совместно с полезными сигналами поступают и помехи. Помехи представляют собой быстро изменяющиеся случайные сигналы. Если инерция устрой­ ства, на вход которого поступают полезный сигнал и помеха, велика, то это проявляется прежде всего в филь­ трации быстро изменяющегося сигнала, т. е. в уменьше­ нии помехи в выходном сигнале. Следовательно, с по­ мощью свойства инерции можно существенно уменьшить влияние помех.

Изложенное показывает, что обеспечение необходимых свойств ракеты, прежде всего точности наведения, осу­ ществляется путем правильного сочетания динамических свойств ракеты и системы управления. Важную роль в формировании нужных динамических свойств управляе­ мой ракеты как автоматической системы играют система стабилизации ракеты и система стабилизации динамиче­ ских характеристик ракеты.

138

§ 5.2. СТАБИЛИЗАЦИЯ РАКЕТ

При наведении ракеты часто возникает необходи­ мость стабилизации положения корпуса ракеты в про­ странстве. Так, например, если аэродинамическая схема

возмущение атмосферы приведет к отклонению корпуса ракеты от нейтрального положения, и ракета перевер­ нется.

Стабилизация корпуса ракеты часто необходима и в случае, когда аэродинамическая схема ракеты статически устойчива, но эта устойчивость недостаточна. Сильные порывы ветра или большие всплески шумов в системе управления, приводящие к максимальным отклонениям рулей, могут создать очень большие возмущающие мо­ менты. Под действием этих моментов корпус ракеты будет вращаться, при этом углы атаки и скольжения могут превысить критические значения. В этом случае ракета также может перевернуться. Система стабилиза­ ции положения корпуса ракеты предотвращает подобные явления, обеспечивая создание стабилизирующих момен­ тов за счет поворота рулей. Таким образом, стабилизация корпуса ракеты необходима для обеспечения устойчиво­ сти движения ракеты на траектории.

Стабилизация корпуса ракеты необходима также в автономно управляемых и телеуправляемых ракетах для обеспечения формирования управляющих сил. Как это следует из предыдущих глав, параметры управления в автономных системах управления и системах телеуп­

двух систем координат необходимо, чтобы корпус раке­ ты не вращался относительно продольной оси. При на­ личии угла крена эти системы координат не совпадают, что может привести к потере управления. Таким образом, стабилизация корпуса ракеты по углу крена в автоном­ но-управляемых и телеуправляемых ракетах необходима для создания управляющих сил.

В системах самонаведения система координат, в ко­ торой измеряются параметры управления, жестко связа-

139