книги из ГПНТБ / Карпухин А.В. Приборы систем управления ракет учебное пособие

120

Поточная и связанная системы координат в общем случае не совпадают. Их взаимное расположение определяется углами атаки

скольжения намного меньше угла атаки, поэтому его, как правило, при расчете траектории во внимание не принимают.

ется соотношением

Направление полета ракеты, т .е . направление вектора скоро­ сти и характер траектории полета, определяется направлением равнодействующей сил, действующих на ракету. Поэтому для из­ менения направления полета необходимо менять направление и величину действующих сил. Следовательно, на борту ракеты сле­ дует иметь устройство, которое автоматически выполняло бы эту задачу и тем самым обеспечивало бы полет по заданной траекто­ рии.

Движение ракеты можно представить состоящим из двух видов движения: движения центра масс ракеты в трех взаимно перпенди­

собой взаимосвязаны. Если, например, происходит поворот ракеты вокруг ее нормальной оси y t и возникает угол рыскания, то вме­

Влюбой момент времени полета ракеты на активном участке

ееположение в пространстве определяется координатами ее цен­

расчетной дальности, устанавливают определенную зависимость параметров движения ракеты на активном участке от времени, а также строго определенные параметры граничной точки. Зависи­

ном участке. Выполнение програ!Йш и обеспечение полета ракеты по заданной траектории обеспечивается работой автономной си­ стемы управления, которая состоит из ряда автоматов стабили­ зации и управления.

Полет ракеты проходит по программе, если траектория поле­

установки будут обеспечены заданная величина скорости, ее на­ правление и требуемые координаты центра масс, следует ожидать, что ракета (ее боевой заряд) достигнет цели.

Однако в полете на ракету действуют различные возмущения, в результате чего ракета может отклониться от заданного направ­ ления полета и, таким образом, не попасть в цель. К этим воз­ мущениям относятся: отклонения в весе ракеты; порывы ветра; изменение его направления; восходящие и нисходящие потоки воз­ душной среды; несимметричность обтекания ракеты потоком возду­ ха (вследствие несимметричности конструкции ракеты), что при­ водит к изменению направления и величины полной аэродинамиче­ ской силы; изменение температуры окружающей среды и давления; несовпадение вектора тяги с продольной осью ракеты (эксцентри­ ситет тяги) и т .д . Эти возмущения носят случайный характер, поэтому их заранее учесть нельзя.

Задачей системы управления является реагирование на возму­ щения и выработка таких сигналов воздействия на ракету, при ко­ торых нейтрализовались бы влияния возмущений и, следовательно, полет ракеты осуществлялся бы по заданной траектории.

Для полета ракеты по заданной траектории необходимо стаби­ лизировать программное положение вектора скорости. Вектор ско-

122

рости изменяет свое направление при повороте продольной оси ра­ кеты. Поэтому для стабилизации вектора скорости следует стаби­ лизировать угловое положение ракеты, т .е . необходимо иметь ав­ томатическую систему угловой стабилизации ракеты вокруг ее центра масс.

Однако угловой стабилизации недостаточно для обеспечения прицельного полета ракеты по заданной траектории, так как воз­ можен параллельный перенос ракеты от расчетной траектории без изменения ее угловых параметров. Например, перемещение произо­ шло в вертикальной плоскости вверх или вниз. При этом дальней­

Таким образом, для обеспечения полета ракеты по програм­ мной траектории необходимо осуществлять стабилизацию ракеты от­ носительно ее центра масс и стабилизацию центра масс на задан­ ной траектории.Эта задача выполняется автоматом угловой стаби­ лизации и автоматом стабилизации центра масс,которые представ­ ляют собой замкнутые системы автоматического регулирования.

Стабилизацию центра масс ракеты можно в принципе осущест­ вить в трех взаимно перпендикулярных направлениях: по продоль­ ной оси X/ , перпендикуляру к плоскости стрельбы и по перпен­ дикуляру к программному положению продольной оси, лежащему в плоскости стрельбы. Стабилизацию в направлении продольной оси можно осуществить путем регулирования скорости полета ракеты. Скорость полета, как правило, регулируется изменением тяги двигательной установки.

Автомат угловой стабилизации имеет три канала: тангажа, рыскания и вращения, каждый из которых представляет собой зам­

мент, промежуточное устройство и исполнительный орган. Чувст­ вительный элемент служит для измерения действительного значе­ ния регулируемой величины , сравнения его с заданным, про­ граммным, значением у пр и выработки управляющего сигнала, про­ порционального разности между измеренной и заданной величинами,

123

т .е . рассогласованию дц>«ц>-ц>Пр. В ряде случаев энергии сиг^ нала с чувствительного элемента оказывается недостаточно, что­ бы привести в действие исполнительный орган. Поэтому этот сиг­ нал предварительно поступает в промежуточное устройство, где он усиливается и преобразуется! и затем подается на исполни­ тельный орган. Исполнительный орган воздействует на регулиру­ емый объект таким образом, чтобы рассогласование становилось равным нулю или достигло незначительной величины.

Рис.3.3

При управлении полетом ракеты объектом регулирования является ракета,а исполнительными органами - четыре рулевые машины, ко­ торые управляют четырьмя газовыми рулями I -Ш и П-1У. Задачей автомата угловой стабилизации баллистической ракеты является поддержание углов рыскания и вращения близкими к нулю (в иде­ альном случае - нулевыми), а угла тангажа - равным его програм­ мному значению.

Ракета является летательным аппаратом с двумя плоскостями симметрии, в которых происходит управление ракетой. Рули 1-12 производят управление в плоскости стрельбы и называются руляпи высоты, а рули П-1У - в плоскости, перпендикулярной плоско­ сти стрельбы, и называются рулями направления. При вращении ракеты вокруг продольной оси направление вектора тяги не изме­ няется, но происходит поворот осей вращения рулей высоты и направления. Яри отклонении рулей высоты ракета будет изменять не только угол тангажа, но и отклоняться по углу рыскания, а при отклонении рулей направления будет также изменяться угол

124

тангажа ракеты. Для однозначности управления ракетой в двух взаимно перпендикулярных плоскостях осуществляется стабилиза­ ция ракеты по углу вращения.

Для работы автомата угловой стабилизации необходимо изме­ рять угловые отклонения ракеты от заданного направления. Един­ ственными приборами, которые в состоянии фиксировать угловые отклонения ракеты, являются гироскопические приборы, основан­ ные на использовании свойств гироскопа. Свободный трехстепен­ ный гироскоп благодаря своему замечательному свойству сохра­ нять неизменным направление оси ротора в пространстве матери­ ально воспроизводит на борту ракеты опорную систему отсчета, т .е . является элементом, по которому определяется угловая ори­ ентация ракеты.

Одним трехстепенным гироскопом можно измерить лишь два уг­ ла: угол поворота наружной рамы относительно оси внутренней рамы и угол поворота корпуса относительно оси наружной рамы. Пока еще нет технических средств замера угла поворота внутрен­ ней рамы вокруг главной оси гироскопа, так как ротор непрерыв­ но вращается с большой скоростью. Поэтому для измерения углов Y и ip , а также отклонения ракеты от программного угла тан­ гажа л используют два трехстепенных гироскопа. Два трех­ степенных гироскопа в качестве чувствительных элементов авто­ мата угловой стабилизации применялись на ракете пФау-2".

Все три угла можно, однако, измерить с помощью одного гиро­ скопического прибора, но для этого необходимо, чтобы прибор имел не ось, неизменно ориентированную в пространстве, а не­

бора, вокруг которой отсчитывается непосредственно измеряемый им угол, называют измерительной. Гироскопический прибор уста­

125

ной участке и формированию управляющих сигналов в систему управления на исправление положения ракеты в случае отклонения ее от программного значения угловых параметров. Гироприбор, с помощью которого задается программа разворота по тангажу и осуществляется стабилизация относительно программного значения угла тангажа, называют гирогорйзонтом. Прибор для измерения углов рыскания и вращения называют гировертикантом.

Рассмотрим блок-схему канала стабилизации ракеты по углу рыскания (ри с.3 .4 ) . При отклонении продольной оси ракеты от плоскости стрельбы гировертикант выдает электрический сигнал, пропорциональный углу рыскания. Этот сигнал поступает на уси­ литель-преобразователь. Если производить простое усиление управляющего сигнала с гировертиканта, процесс восстановления программного положения ракеты проходит с большими колебаниями и длительное время. Поэтому, чтобы сократить время переходного периода и погасить, эадемпфировать, колебания ракеты относи­ тельно ее программного положения при работе системы управле­ ния, в усилителе производится формирование сигнала, пропорцио­ нального угловой скорости отклонения ракеты. В результате на выходе усилителя возникает сложный сигнал из двух составляющих одна составляющая пропорциональна углу отклонения ракеты V , другая - угловой скорости и)у/. Формирование составляющей по угловой скорости происходит с помощью корректирующих устройств наиболее простые из которых могут быть выполнены в виде пас­ сивных ЯС-цепочек.

С выхода усилителя сигнал поступает на управляющие обмотки

126

рулевых машин РМ, которые отклоняют газовые рули направления 1-Ш. Отклонение рулей происходит до тех пор, пока сигнал с гироприбора не будет скомпенсирован в усилителе сигналом с потенциометра обратной связи ПОС. Наличие ПОС позволяет иметь пропорциональную зависимость отклонения рулей от управляющего сигнала с выхода усилителя. Угол отклонения рулей

где НуС и Hoj - передаточные коэффициенты;

-угловая скорость вращения ракеты по углу ры­ скания.

Под влиянием отклоненных рулей ракета начинает возвращать­ ся к плоскости стрельбы, сигнал с гироприбора уменьшается и рули начинают отклоняться к нулевому положению. Чтобы ракета

Р ис.3.5

по инерции не прошла свое равновесное положение ( Y = 0 ), рули устанавливаются в нейтральное положение до прихода ракеты к программному положению, т .е . с упреждением. К моменту, когда угол рыскания становится равным нулю, рули отклоняются в об­ ратную сторону и создается тормозящий момент, который гасит инерцию ракеты. Корректирующее устройство создает опережение в угле поворота рулей по отношению к углу отклонения ракеты,

что обеспечивает быстрое затухание колебаний ракеты при ее воз­ вращении к программному угловому положению.

127

Если возникшее угловое отклонение ракеты в результате ра­ боты системы угловой стабилизации уменьшается до нуля или до некоторой установившейся незначительной величины, полет ракеты считают устойчивым (р и с .3 .5 а ): при увеличении углового рассо­ гласования полет является неустойчивым (ри с.3 .5 6 ).

Общие сведения об управлении дальностью полета ракеты

Для попадания ракеты в цель, как отмечалось выше, необходи­

стрельбы отклонения от расчетных параметров движения в гранич­ ной точке.

Чтобы упростить рассуждения, рассмотрим полет ракеты на небольшое расстояние (это позволит считать Землю плоской) и пренебрежем сопротивлением воздуха на высоте полета, большей высоты граничной точки У0 . Будем также полагать, что вектор скорости совпадает с продольной осью ракеты ( г? = 0 ) и полет происходит строго в плоскости стрельбы (при этом не учитываем влияние поворотных ускорений).

129

На участке пассивного полета, когда полет ракеты проходит под влиянием сил, изменять которые невозможно, траектория по­ лета почти целиком определяется параметрами движения в гранич­ ной точке. Поэтому для точного приведения ракеты или ее голов­ ной части в район цели необходимо, чтобы параметры в начале свободного полета были определенным образом связаны между со­ бой.

Влияние на траекторию свободного полета будут оказывать также такие факторы, как изменение ветра, отклонение атмосфер­ ного давления, неопределенность стабилизации головной части или самой ракеты при подходе к цели и т .д . Численно эти факторы заранее оценить невозможно. Опыт пуска ракет показывает, одна­ ко, что влияние этих факторов на дальность сравнительно неве­ лико.

Таким образом, изменяя параметры движения в граничной точ­ ке, можно получать различные дальности полета ракеты. Управле­ ние дальностью полета баллистических ракет заключается, с од­ ной стороны, в определении такого момента времени, когда соче­ тание параметров V0 , i)0 , и Y„ позволяет получить требуемую прицельную дальность, и, с другой стороны, в выключении двига­ теля в этот момент времени.

Степень влияния каждого из параметров движения в граничной точке на дальность неодинакова и зависит от их числовых значе­

дет незначительно влиять на изменение дальности. И тогда решаю­ щее значение при определении дальности будет иметь значение скорости , так как координаты хои Y0 в меньшей степени влияют на дальность.

Наиболее распространенным способом управления дальностью считается определение времени выключения двигателя при дости­ жении заданной скорости. При этом под контроль ставится один