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

где k — коэффициент, зависящий от массы, размеров и собственной скорости вращения ротора гироскопа, а так­ же от угла между главной осью гироскопа и осью до­ полнительного вращения.

При равенстве моментов Мг и Ма можно утверж­ дать, что угол поворота рамки гироскопа пропорциона­ лен угловой скорости вращения ракеты

k

а — ----со,,.

2d 5

Угол поворота рамки может быть измерен с помощью потенциометрического или индукционного датчика.

Если рамку гироскопа, изображенного на рис. 31, освободить от упругой связи пружин, то получим устройство, с помощью которого можно измерять угол поворота ракеты относительно оси, перпендикулярной плоскости рамки гироскопа. Измерение угла поворота ракеты, так же как и измерение угловой скорости, осно­ вывается на появлении гироскопического момента при вращении ротора гироскопа вокруг оси, не совпадаю­ щей с главной осью гироскопа. Известно, что гироско­ пический момент стремится совместить ось ротора гиро­ скопа с осью вынужденного вращения. Так как рамка гироскопа в своем движении не ограничена упругой связью, то угол поворота ее будет зависеть от угловой скорости вращения ракеты щ и времени вращения ра­ кеты t. При постоянной угловой скорости вращения

§ 2.4. ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Гироскопическая система управления является при­ мером простейшей автономной системы управления.

Вкачестве основного метода наведения ракеты на цель

вгироскопических системах управления может быть использован метод определенной ориентации продоль­ ной оси ракеты. В этом случае параметры управления в

горизонтальной и вертикальной плоскостях соответствен­ но равны:

Ai = Ф— Ф=; Да — 1) —

50

Для измерения углов отклонения продольной оси ра­ кеты и угловых скоростей вращения ракеты относитель­ но ее центра массы применяются гироскопические изме­ рители — позиционные и скоростные гироскопы. Для измерения дальности полета применяются датчики ли­ нейных ускорений и интеграторы. По ускорению, дей­ ствующему на центр масс ракеты в плоскости про­ граммной траектории, интеграторы определяют путь, пройденный ракетой. Измерение высоты полета ракеты производится с помощью высотомера. Гироскопические системы управления могут применяться для наведения баллистических и крылатых ракет с малой дальностью полета.

В гироскопических системах управления гироскопи­ ческие измерители объединяют в единое устройство — г и р о с к о п и ч е с к у ю п л а т ф о р м у . Эта платформа выполняет сразу несколько функций: является измери­ телем углов, реализует неподвижную систему коорди­ нат, формирует параметры управления Ль Л2 и т. п.

Гироплатформа состоит из платформы (площадки), помещенной в подвес с тремя степенями свободы отно­ сительно корпуса ракеты, и трех двухстепенных гиро­ скопов (или двух трехстепенных), установленных на этой платформе. Двухстепенной гироскоп, установлен­ ный на подвешенной в рамках платформе, приобретает еще одну степень свободы и становится трехстепенным. Установив оси вращения роторов гироскопов взаимно перпендикулярно, можно принять их направления за неподвижную систему координат. Схема гироплатформы приведена на рис. 32. Углы поворота корпуса ракеты относительно принятой опорной системы координат из­ меряются датчиками углов.

На гироплатформы часто устанавливают малогаба­ ритные п о п л а в к о в ы е г ирос копы. Ротор поплав­ кового гироскопа помещен в пустотелый герметический кожух, являющийся внутренней подвижной рамкой. Этот кожух помещается в жидкость, удельный вес которой равен удельному весу кожуха с ротором гироскопа. Вследствие равенства удельных весов кожух (попла­ вок) находится во взвешенном состоянии и оказывает очень малое давление на опоры своих осей. За счет уменьшения трения в опорах удалось значительно (поч­

ти в 10 раз) увеличить точность работы гироскопа. На кожухе поплавкового гироскопа монтируют датчик угла. Он предназначен для измерения положения кожу­ ха гироскопа по отношению к корпусу гироскопа. По­ плавковый гироскоп с одной подвижной рамкой (кожух ротора) является и н т е г р и р у ю щ и м г и р о с к о п о м , роль пружины в нем выполняют силы вязкости, кото­ рые препятствуют вращению поплавка. Существуют и трехстепенные поплавковые гироскопы.

Рис. 32. Кинематическая схема гироскопической платформы

Большое влияние на точность работы гироскопиче­ ских систем оказывают не только точность изготовления и трение в опорах, но и место установки гироскопов на ракете, а также ориентация их осей. При установке ги­ роскопов на ракете стремятся не устанавливать глав­ ную ось гироскопа и ось внешней рамки в плоскости наибольшего разворота ракеты. Следует помнить, что если датчик угла связан с внешней рамкой гироскопа, то точность измерения угла будет выше, чем при связи датчика с внутренней рамкой гироскопа. На гироскоп, установленный на ракете, действуют перегрузки и виб­ рация корпуса ракеты. Поэтому гироскопы располагают на амортизаторах и подальше от источников вибраций. Чтобы уменьшить влияние перегрузок, гироприборы сле­ дует располагать вблизи центра массы ракеты.

52

§ 2.5. ИНЕРЦИАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Инерциальные и астроинерциальные системы управ­ ления применяются на ракетах, предназначенных для полета на большие дальности. Эти ракеты могут стар­ товать с земли или с самолета-ракетоносца. Как пра­ вило, система управления ракеты дальнего действия состоит из трех каналов: продольного, курса и крена. Продольный канал предназначен для управления дви­ жением ракеты по направлению к цели; он является автономным каналом. Этот канал предназначен для определения пути, пройденного ракетой, и для управле­ ния работой двигательной установки ракеты.

Принцип инерциального наведения ракеты на цель заключается в измерении ускорений центра массы раке­ ты с помощью датчиков линейных ускорений, после­ дующего вычисления скорости ракеты и пройденного ею пути. Свое название инерциальные системы получили потому, что датчик линейных ускорений измеряет уско­ рения относительно инерциального (мирового) про­ странства. Так как точность работы инерциальной си­ стемы зависит от ориентации датчиков линейных ускорений в инерциальном пространстве, последние устанавливают на платформе, определенным образом ориентированной в пространстве.

В настоящее время для определения координат цен­ тра массы ракеты применяют гироинерциальные коор­ динаторы. Г и р о и н е р ц и а л ь н ы й к о о р д и н а т о р представляет собой стабилизированную платформу с установленными на ней тремя датчиками линейных уско­ рений, оси чувствительности которых взаимно перпен­ дикулярны. Кроме того, в состав координатора входит вычислитель, предназначенный для интегрирования ускорений и вычисления координат (пути) центра массы

ракеты.

Горизонтальное положение платформы с датчиками ускорений обеспечивается с помощью п о с т р о и т е л я в е р т и к а л и , который поворачивает гироплатформу во­ круг двух взаимно перпендикулярных осей и тем самым устанавливает ее перпендикулярно линии отвеса. Угол поворота площадки а вычисляется по пути S, пройден­ ному ракетой, и известному радиусу Земли R:

_ _S_

R '

53

Таким образом, в гироинерциальных координаторах длй обеспечения горизонтального положения гироплатфор­ мы используются сигналы датчиков линейных ускоре­ ний, установленных на этой платформе.

Возможна и другая схема гироинерциального коор­ динатора. Ее отличие от рассмотренной выше состоит в том, что датчики линейных ускорений устанавливают-

Рис. 33. Схема определения пути, пройденного ра­ кетой

ся не на самой гироплатформе, а на дополнительной плите. Гироплатформа во время полета остается непо­ движной, а плита с датчиками разворачивается, оста­ ваясь перпендикулярной линии отвеса. Угловая скорость разворота площадки должна быть равна угловой ско­ рости движения ракеты относительно центра Земли. Путь, пройденный ракетой, может быть определен в дан­ ной схеме как угол поворота площадки с акселеромет­ рами относительно неподвижной гироплатформы. На рис. 33 показаны неподвижное направление в простран­ стве (например, на некоторую звезду с), реализуемое гироплатформой, и горизонтально расположенная пло­ щадка с акселерометрами. При полете ракеты из точ­ ки А в точку Б площадка с акселерометрами повернется на угол ср = сд — sa- Путь ракеты можно определить по формуле

S = R<?,

тде R — расстояние от центра Земли до ракеты. Совершенно аналогично работает и боковой канал

данной схемы гироинерциального координатора.

S 4

При определении угловой скорости ракеты относи­ тельно Земли или пути, пройденного ракетой относи­ тельно Земли, необходимо учитывать вращение Земли, высоту полета ракеты и другие факторы, которые могут повлиять на точность наведения ракеты. В числе этих факторов можно назвать ошибки измерителей и ста­ билизирующих гироскопов. При достаточно большом времени полета ракеты эти ошибки могут привести к значительному отклонению ракеты от расчетной точки ее падения.

Существенное увеличение точности наведения мож­ но получить в том случае, если инерциальную систему отсчета связать со звездами. Координатор, инерциаль­ ная система отсчета которого образована путем при­

щая в качестве основного измерителя ошибки на­ ведения астроинерциальный координатор, называется астроинерциальной. Все блоки такой системы, за исключением координатора, не отличаются от блоков инерциальной системы управления.

Основное отличие астроинерциального координатора от гироинерциального заключается в способе обеспече­ ния инерциальной системы координат. В схемах гироинерциальных координаторов неизменность положения системы отсчета в пространстве обеспечивают гироско­ пы. В астроинерциальных координаторах инерциальная система отсчета обеспечивается также гироскопами, установленными на подвижной платформе, но неизмен­ ность положения этой платформы уточняется путем визирования звезд. Если на гироплатформу установить два телескопа, каждый из которых будет направлен на свою звезду, то отклонение платформы от первоначаль­ ного положения приведет к смещению звезд в поле зре­ ния телескопов. Это в свою очередь приведет к появле­ нию сигнала, который вернет гироплощадку в исходное положение. Астроинерциальные системы являются наи­ более точными из всех автономных систем.

§ 2.6. СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ ПО ЗЕМНЫМ ОРИЕНТИРАМ

Известно, что Земля обладает рядом физических свойств, которые могут быть использованы для опреде­

55

ления координат центра массы летящей ракеты. К та­ ким свойствам относятся: магнитное поле и поле силы тяжести, тепловое излучение земной поверхности и свойства отражения радиоволн и т. д. Используя маг­ нитное поле Земли и зависимость давления воздуха o r высоты, можно создать систему наведения ракеты. Для наведения ракеты по курсу можно использовать коман­ ды курсовой системы с магнитным датчиком. Измерение высоты полета обеспечит барометрический высотомер.

При использовании в качестве ориентиров теплового излучения земной поверхности на ракете должен быть установлен прибор, способный измерять тепловое излу­ чение местности, над которой пролетает ракета, и срав­ нивать это излучение с тепловой картой местности, имеющейся в программном блоке ракеты. При сравне­ нии двух изображений вырабатывается параметр управ­ ления, который возвращает ракету на расчетную траек­ торию. Методом сравнения двух изображений местности может быть определена и дальность полета ракеты или момент перевода ее в пикирование.

По этому же принципу работает система наведения по радиолокационной карте местности. Программа по­ лета ракеты, наводимой по радиолокационной карте местности, наносится на фотопленку и закладывается

перемещает пленку со .скоростью, пропорциональной скорости полета ракеты. В это же время антенна радио­ локационной станции просматривает местность под ра­ кетой. Полученное на индикаторе радиолокатора изобра­ жение местности сравнивается с изображением мест­ ности на пленке. В случае отклонения ракеты от заданной траектории на рули ракеты подается команда, призванная устранить имеющееся рассогласование.

§2.7. ЭЛЕМЕНТЫ СИСТЕМ АВТОНОМНОГО УПРАВЛЕНИЯ

Всистему автономного управления, кроме измери­ телей элементов движения ракеты, входят вычислитель, усилители мощности и рулевые машины.

Для упрощения систем автономного управления

56

стремятся к тому, чтобы основные измерители элемен­ тов движения ракеты сразу формировали параметры управления. Однако не всегда удается построить схему измерителя непосредственного формирующего парамет­ ра управления. В ряде случаев по результатам измере­ ния требуется вычисление параметров управления. В связи с этим в схему системы автономногоуправления включается вычислитель. Использование вычислитель­ ных устройств или вычислительных машин позволяет существенно упростить конструкцию основных измери­ телей. Это обстоятельство и развитие вычислительной техники приводят к все более и более интенсивному внедрению вычислителей в схемы систем управления.

Какие задачи решает вычислитель в системе управ­ ления? Это прежде всего преобразование координат. Дело в том, что измерители определяют элементы дви­ жения ракеты в различных системах отсчета. Поэтому необходимо согласовать измерения, приведя их к одной системе координат. Второй задачей, решаемой вычисли­ телем, является вычисление параметров управления. Часто вычисление параметров управления производит­ ся путем решения весьма сложных уравнений. Кроме задач управления, вычислитель может решать и другие задачи.

В системах управления ракет усиление мощности

сигналов осуществляется специальными усилителями, а

.также непосредственно рулевыми машинами. Как правило, специальные усилители мощности выполняют­ ся в виде электронных или магнитных усилителей.

Рассмотрим принцип работы электронного усили­ теля, изображенного на рис. 34. Усилитель собран по разностной (дифференциальной) схеме на двух лам­ пах Л j и Л2. Катодное сопротивление RK является об­ щим для обеих ламп. Входной сигнал подается на сетки

в обмотках 1 я 2 одинаковы и направлены в разные стороны (стрелки на рис. 34). Если входное напряже­ ние не равно нулю и имеет полярность, то напряжение на сетке лампы Л i больше, чем на сетке лампы Л%. По-

57

Этому через лампу Л х течет больший ток. В результате магнитные потоки в обмотках / и 2 не равны (магнит­ ный поток в обмотке 1 больше, чем в обмотке 2) и имеется некоторый разностный магнитный поток. При изменении полярности входного напряжения изменится направление результирующего магнитного потока.

Обмотки 1 и 2 непосредствен­ но включаются в магнитоэлектри­ ческое устройство, согласующее выход электронного усилителя с рулевой машиной. На рис. 35 и 36 показаны схемы пневматиче­ ской и гидравлической рулевых машин. Обмотки 1, 2 и точки а, б, в на этих рисунках соответст­ вуют тем же обмоткам и точкам на схеме электронного усилителя (рис. 34). Если имеется некото­ рый разностный магнитный поток в обмотках / и 2, то он взаимо­ действует с полем постоянного магнита. В результате возникает момент, поворачивающий якорь магнитоэлектрического устрой­ ства.

В пневматической рулевой машине подвижный якорь магнитоэлектрического устройства жестко скреплен со струйной трубкой. При повороте якоря одновременно поворачивается и струйная трубка, в результате чего происходит перераспределение воздушного потока. Вследствие этого давление в одной полости цилиндра увеличивается, а в другой уменьшается. Под действием разности давлений поршень рулевой машины. переме­ щается и через кинематическую передачу поворачи­ вает рули.

В гидравлической рулевой машине при повороте якоря магнитоэлектрического устройства одновременно смещается шток золотника. При этом жидкость, подаю­ щаяся под давлением ро в золотниковую камеру, начи­ нает поступать в одну из областей гидроцилиндра. Од­ новременно смещение золотника открывает отверстие для слива жидкости из другой половины гидроцилиндра. Вследствие разности давлений в гидроцилиндре проис-

58