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

тельно центра массы создает управляющий момент Му, под действием которого ракета поворачивается в сто­ рону увеличения угла атаки. По мере увеличения угла

,Г ~\

— 5 ■■*>

3

Рис. 20. Аэродинамические схемы ракет:

а — нормальная схема; б — «утка»; в — с поворотным кры­ лом; г — бескрылая схема; д — элевонная схема

атаки увеличивается восстанавливающий момент Мв. При некотором угле атаки восстанавливающий момент станет равным управляющему моменту й вращение кор­

30

пуса ракеты прекратится. Установившемуся значению угла атаки соответствует определенная подъемная сила. Таким образом, механизм образования управляющей подъемной силы в нормальной аэродинамической схеме заключается в повороте корпуса ракеты на необходи­ мый угол атаки под действием управляющего момента рулей.

Аэродинамическая схема «утка» отличается от нор­ мальной аэродинамической схемы только передним рас­ положением рулей. Название схемы «утка» обусловлено аналогией с уткой, которая управляет своим полетом поворотом головы. Механизм образования подъемной силы в схеме «утка» точно такой же, как и в нормаль­ ной аэродинамической схеме. Однако эффективность этого механизма неско'лько выше. Во-первых, подъемная сила руля в схеме «утка» складывается с подъемными силами корпуса и крыла. Поэтому полная в данной схеме подъемная сила больше, чем в нормальной схеме, и, следовательно, больше располагаемая перегрузка ра­ кеты. Во-вторых, рули в схеме «утка» расположены в невозмущенном потоке, в связи с чем подъемная сила таких рулей больше, чем рулей, расположенных в воз­ мущенном потоке. Большая подъемная сила рулей дает возможность при прочих равных условиях создавать больший управляющий момент. Следовательно, быстро­ действие процесса образования управляющей силы в схеме «утка» выше, чем в нормальной аэродинамической схеме.

31

В аэродинамической схеме с поворотным крылом крыло располагается вблизи центра массы так, чтобы подъемная сила крыла была приложена вблизи центра массы ракеты. Статическая устойчивость схемы дости­ гается с помощью неподвижного хвостового оперения, подъемная сила которого создает момент, компенсирую­ щий опрокидывающий момент от подъемной силы кор­ пуса. Механизм образования подъемной силы в аэроди­ намической схеме с поворотным крылом состоит в пово­ роте крыла ракеты. В результате поворота крыла изме­ няется подъемная сила, непосредственно приложенная к центру массы ракеты. В данной схеме отсутствует промежуточный этап в образовании подъемной силы — поворот корпуса ракеты, поэтому аэродинамическая схема с поворотным крылом дает хорошее быстродей­ ствие в образовании подъемной силы.

Бескрылая аэродинамическая схема применяется в том случае, если корпус и оперение ракеты создают необходимую управляющую силу. Обычно бескрылая аэродинамическая схема выполняется с хвостовым опе­ рением, создающим статическую устойчивость и рулями, расположенными либо на концах хвостового оперения, либо в носовой части ракеты по схеме «утка».

Вэлевонной аэродинамической схеме имеются крыло

ирули, расположенные на задней кромке крыл*. Рули одновременно выполняют роль как рулей высоты и на­ правления, так и элеронов. Такие рулевые поверхности

называются э л е в о н а м и . По эффективности управле­ ния элевонная аэродинамическая схема уступает аэро­ динамической схеме с поворотным крылом.

Изложенное показывает, что наиболее рациональной аэродинамической схемой является схема с поворотным крылом. Однако не всегда эта схема может быть реали­ зована конструктивно.

§ 1.5. ПРИНЦИПЫ УПРАВЛЕНИЯ

Для того чтобы ракета попала в цель, необходима определенная организация полета ракеты. Здесь мы при­

3 2

купность устройств, обеспечивающих реализацию Метода наведения, называется с и с т е мо й у п р а в л е н и я . Си­ стема управления совместно с ракетой, являющейся объектом управления,образует автоматическую систему.

В полете на ракету и систему управления действуют различные возмущения. Поэтому действительное движе­ ние ракеты всегда отличается от требуемого движения, определяемого принятым методом наведения. Отклоне­ ние действительного движения ракеты от требуемого можно выразить в виде разностей элементов движения, например разностей действительных и требуемых коор­ динат движения центра массы, разностей действитель­ ных и требуемых углов положения корпуса ракеты и т. д. Разности элементов действительного и требуемого дви­ жения, используемые для управления ракетой, назы­ ваются п а р а м е т р а м и у п р а в л е н и я .

Задачей системы управления является измерение параметров управления и создание управляющей силы, устраняющей ошибки управления и тем самым приводя­ щей к нулю параметры управления. Для выполнения этой задачи система управления должна получать ин­ формацию о цели управления и информацию о резуль­ татах управления, анализировать эту информацию, вырабатывать параметры управления и создавать управ­ ляющую силу. Следовательно, в состав системы управ­ ления должны входить устройства, получающие инфор­ мацию о цели управления и о результатах управления, устройства измерения параметров управления и испол­ нительные устройства,- осуществляющие создание управ­ ляющей силы. Общая блок-схема автоматической си­ стемы управления полетом ракеты представлена на рис. 22.

Информация о цели управления представляет собой либо элементы движения цели, либо требуемые элементы

движения ракеты. Во всех системах управления имеются измерители элементов действительного движения раке­ ты: координат центра массы и корпуса ракеты, скоро­ стей и ускорений движения центра массы и относительно центра массы. Определение параметров управления в простейшем случае основано на сравнении требуемых и действительных элементов движения. Разности требуе­ мых и действительных элементов движения подаются на исполнительные устройства, в качестве которых приме-

няются рулевые машины или приводы, поворачивающие маневровые двигатели.

Необходимым условием попадания ракеты в цель яв­ ляется прохождение траектории ракеты через точку цели. Как следует из предыдущего параграфа, произ­ вольную траекторию движения центра массы ракеты можно получить, изменяя направление вектора скорости. Изменение направления вектора скорости достигается за счет углов атаки и скольжения, которые образуются в результате поворота рулей высоты и направления. Сле­ довательно, пространственную управляемость ракетой можно обеспечить двумя рулями. Однако в некоторых случаях этого недостаточно, требуется также, чтобы ра­ кета не вращалась относительно продольной оси. Для выполнения этого условия необходимо иметь органы управления ракетой по крену. Таким образом, необхо­ димо иметь три органа управления и соответственно три канала управления, формирующих сигналы на рули. В баллистических ракетах имеется еще четвертый ка­ нал управления величиной тяги двигателя.

Параметры управления, формируемые устройством обработки информации, необходимо распределить на соответствующие органы управления. С этой целью в си­ стеме управления применяются преобразователи коор­ динат, обеспечивающие необходимое согласование раз­ личных систем отсчета.

Для того чтобы улучшить точность наведения ракет и сделать ее слабозависимой от условий боевого при­ менения, в состав системы управления вводят дополни­ тельные измерители, измеряющие элементы движения ракеты: ускорения и угловые скорости вращения кор­ пуса ракеты. Сигналы дополнительных измерителей сум­ мируются с сигналами устройств, формирующих пара­ метры управления. Суммарный сигнал управления,

органы, например рулевые машины, поворачивают рули. Зависимость отклонения рулей от элементов движения ракеты и цели называется з а к о н о м у п р а в л е н и я .

3*

Гла в а 2

СИСТЕМЫ АВТОНОМНОГО УПРАВЛЕНИЯ

§ 2.1. ПРИНЦИПЫ РАБОТЫ СИСТЕМ

А в т о н о м н ы м у п р а в л е н и е м называется уп­ равление, осуществляемое аппаратурой, расположенной на борту ракеты и не имеющей связи ни с точкой стар­ та, ни с целью. Этот вид управления ракетами называют также п р о г р а м м н ы м у п р а в л е н и е м , вследствие того что движение ракеты осуществляется по заранее заданной программе. Программа движения ракеты за­ дается перед ее стартом в виде совокупности элементов движения ракеты относительно Земли. Как правило, в программе полета эти элементы движения задаются в зависимости от времени полета ракеты. Система уп­ равления определяет текущие значения элементов дви­ жения и сравнивает их с программными. В результате сравнения вырабатываются сигналы управления, кото­ рые, действуя на органы управления, изменяют движе­ ние ракеты таким образом, что приводят текущие зна­ чения элементов в соответствие с программными (задан­ ными) .

В общем случае автономная система управления дол­ жна содержать: программный блок, в который перед стартом ракеты вводится программа полета; блок изме­ рителей текущих значений элементов движения ракеты; блок сравнения текущих и программных значений эле­ ментов движения и вычислитель, преобразующий разно­ сти элементов движения в сигналы управления. Блоксхема системы автономного управления приведена на рис. 23.

3 6

37

ракеты. Поэтому в современных ракетах гироскопиче­ ские измерители используются только для угловой ста­ билизации ракеты, а для управления положением еецентра массы применяются другие измерители.

В и н е р ц и а л ь н ы х с и с т е м а х у п р а в л е н и я * в качестве основных измерителей используются акселе­ рометры— приборы, реагирующие на ускорения центра массы ракеты. Акселерометры располагаются на плат­ форме, стабилизируемой в пространстве с помощью ги­ роскопов. По измеренным ими ускорениям можно вычис­ лить текущие значения координат центра масс ракеты, а также скорость ракеты. Сравнение текущих и задан­ ных координат центра массы ракеты позволяет выраба­ тывать необходимые команды управления. Инерциаль­ ные системы управления по своей конструкции, как.

ных систем только тем, что платформа, на которой располагаются акселерометры, стабилизируются в про­ странстве путем «привязки» ее к звездам. Эта «привяз­ ка» осуществляется системой слежения за звездами.

использования магнитного поля Земли, поля силы тяже­ сти, свойств атмосферы, а также характерных земных ориентиров, положение которых на местности можно сравнить с положением на карте. В качестве земных ориентиров может использоваться карта местности (ра­ диолокационная, инфракрасная, рельефная и т. п.)\ В результате сравнения действительной - карты местно­ сти с имеющейся на борту ракеты определяется ошибка положения ракеты, а по ней — команды управления.

Основным достоинством автономных систем управ­ ления является их высокая помехозащищенность, обус­ ловленная отсутствием связи с целью и точкой старта. Так как автономная система управления работает по программе, которая не может быть изменена во время полета, ракеты с рассмотренными видами систем управ­ ления могут применяться только по неподвижным целям с известными координатами. В этом заключается основ­ ной недостаток автономных систем управления.

33

§2.2. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ

Взависимости от характера связей, накладываемых на движение автономно управляемой ракеты, различают

несколько методов наведения. При наложении связей на продольную ось ракеты естественно потребовать, чтобы эта ось была ориентирована в земной системе коорди­ нат под заданными программными углами рыскания о|)п и тангажа aV Разности текущих ар, О и программных орш ■On значений углов

Д1 = Ф— фп;

Д2 = 9 — &п.

принимаются за параметры управления. По измеренным значениям величин Ai и Л2 в системе управления выра­ батываются команды управления, которые воздействуют на рули ракеты и приводят параметры управления к нулю.

При наложении связей на положение вектора ско­ рости ракеты за параметры управления принимаются разности текущих и программных углов положения вектора скорости. Можно наложить связи на движение центра массы ракеты, определив программные значения координат г/gnj zgn центра массы ракеты. Программ­ ные координаты центра массы ракеты определяют про­ граммную траекторию полета ракеты. В этом случае параметры управления Ai и Дг определяются как раз­ ности текущих и программных значений координат цен­ тра массы в вертикальной ys и yga и боковой zg и %п плоскостях. Если программная траектория лежит в вер­ тикальной плоскости, проходящей через точку старта и

Чаще всего при автономном управлении применяют комбинированные связи, которые одновременно накла­ дывают и на положение продольной оси ракеты и на положение центра массы ракеты. Например, гироскопи­ ческая система управления должна ориентировать про­ дольную ось ракеты в горизонтальной плоскости строго на цель, а высотомер — обеспечивать заданную высоту полета. В этом случае

Д1 = Ф— Т'ш

Дз ■“ Уg Уgu*

39