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

130

параметр движения (скорость^ от которого наиболее существенно

зависит дальность полета. Выключение двигателя производится автоматически и осуществляется так называемым автоматом управ­ ления дальностью (АУД). При управлении дальностью по скорости АУД получается наиболее простым по устройству. Задание дально­ сти сводится к настройке прибора автомата дальности перед пу­ ском ракеты.

Ошибка по дальности при сделанных выше допущениях

3 км возникает при относительной ошибке скорости в граничной точке в 0,01$ (менее I м /сек). Отсюда следует, что для умень­ шения ошибки по дальности точность определения скорости поле­ та в граничной точке должна быть тем выше, чем больше даль­ ность полета.

При выключении жидкостного реактивного двигателя тяга не исчезает мгновенно, а наблюдается так называемое явление после­ действия, выражающееся в том, что за счет догорания некоторого количества топлива, оставшегося в трубопроводах и камере сго­ рания, продолжает создаваться тяга. А поскольку есть тяга, следовательно, есть и ускорение полета ракеты, значит, ско­ рость будет изменяться некоторое время и после выключения дви­ гателя.

Величина остаточной тяги оказывается неопределенной, и она тем больше, чем больше тяга двигателя перед выключением. Это приводит к заметным погрешностям в определении скорости в граничной точке и в результате вызывает значительный разброс по дальности.

Для уменьшения ошибки вследствие последействия двигатель выключается автоматом дальности в две ступени, т .е . двигатель перед окончательным выключением по предварительной команде ПК от АУД переводится на конечную ступень с уменьшенной пода­

чей топлива, а затем по главной команде ГК выключается совсем.

График изменения тяги Р двигателя баллистической ракеты даль­ него действия приведен на ри с.3 .7 . Обычно тяга ракеты в 1,5 -3 раза больше ее начального веса.

Тяга с подъемом на высоту при постоянном расходе компонен­ тов топлива благодаря отсутствию сопротивления воздуха струе газов, вылетающей из сопла двигателя, увеличивается примерно на 20 - 25%.

с точностью собственного ухода (инструментальной ошибки) запо­ минает неподвижную, инерциальную, систему координат и относи­ тельно стартовой системы координат имеет кажущийся уход. По­ этому при длительном полете на активном участке возможны зна­ чительные погрешности в определении угловых параметров ракеты вследствие суточного вращения Земли. Однако кажущееся движе­ ние свободного гироскопа, используемого для контроля угловой ориентации ракеты, можно учесть при расчете программной траек­ тории и прицеливании ракеты.

132

§ 3 .2 . ГИРОГОРИЗОНТ (ГГ)

Гирогоризонт служит для задания программы разворота ракеты по тангажу, а также для выработки управляющего сигнала, поступающего в систему управления, при отклонении ракеты от программного угла тангажа. Управляющий сигнал с ГГ вызывает отклонение газовых рулей высоты 1! и IV, и в результате ракета

Основой ГГ является астатический гироскоп с тремя степе­ нями свободы. Кроме гироскопа в состав ГГ входят программный механизм тангажа ПМТ, арретирующее и корректирующее устройства

денном на цель состоянии ось ротора находится в плоскости стрельбы и горизонтальна, ось внутренней рамы располагается также в плоскости стрельбы по вертикали (по оси Ус ), а ось наружной рамы - перпендикулярно плоскости стрельбы и горизон­

133

новке прибора ось наружной рамы располагается параллельно по­ перечной оси ракеты. Поэтому ось наружной рамы является изме­ рительной по углу тангажа. Оси гироскопа взаимно перпендику­ лярны.

Ось врацения ротора может и не занимать горизонтального положения, а быть отклоненной от плоскости горизонта на неко­ торый установочный угол, что не нарушает нормальной работы прибора.

гироузел прибора жестко закреплен к его корпусу для предохра­ нения от ударов и болтанки гироузла в кардановом подвесе (на рисунке арретир не показан).

По оси наружной рамы установлены командный датчик угла П тангажа и датчик момента ДМр Щетка (токосъем) потенциометра П закреплена с осью наружной рамы, а основание потенциометра рас­ полагается на подвижной базе, которая может поворачиваться от­ носительно основания прибора вокруг оси наружной рамы. Поворот базы осуществляется от специального механизма ПИТ. Приводом ПМТ является шаговый электродвигатель, который посредством механической передачи (кулачковой или шестеренчатой) связан

сбазой.

ВГГ используются свойства устойчивости и прецессии трех­ степенного гироскопа: свойство устойчивости - в полете, когда гироскоп благодаря своему свойству сохранять положение своей главной оси неизменным в пространстве материально воспроизво­ дит на ракете опорную систему отсчета, относительно которой контролируется угол тангажа ракеты, а свойство прецессии - при выставке прибора перед пуском ракеты.

За несколько минут до старта ротор гироскопа раскручивает­ ся до рабочих оборотов, для чего на гиродвигатель подается электрическое напряжение; прибор разарретируется и его главная ось занимает нужную ориентировку относительно стартовой систе­ мы координат автоматически при помощи коррекционного устройст­

134

Yc ), маятник датчика Д2 замкнет один из контактов и на датчик момента ДМ2 будет подан сигнал нужного знака. Датчик ДМ2 со­ здает момент относительно оси внутренней рамы, под действием которого гироскоп начнет прецессировать вокруг оси наружной рамы, приводя ось внутренней рамы в вертикальное положение. Когда ось займет вертикальное положение, контакт датчика Д2 разомкнется, момент, развиваемый датчиком ДМ2, станет равным нулю и прецессия гироскопа прекратится. При отклонении оси внутренней рамы в другую сторону от вертикали маятник датчика Д2 замкнет вторую пару контактов и прецессия гироскопа будет

вдругом направлении.

Вслучае, если ось ротора расположена горизонтально, но не находится в плоскости стрельбы, щетка контактного датчика

промежутке. При этом в усилителе коррекции сработает поляри­ зованное реле, которое подаст электрическое питание на обмотки ДМ| таким образом, чтобы прецессия под действием создаваемого датчиком flMj момента происходила в сторону совпадения оси ро­ тора с плоскостью стрельбы. Так как датчиком выставки по оси внутренней рамы является контактный датчик, будут происходить непрерывные колебания оси ротора относительно плоскости стрель­ бы с весьма малой амплитудой.

В результате работы системы коррекции ось ротора сохраняет неизменное положение по отношению к стартовой системе коорди­ нат. Работает система коррекции только до момента старта. При отрыве ракеты от стола коррекция автоматически отключается, гироскоп становится свободным и запоминает положение главной оси, приданное ему системой коррекции. Относительно этого по­ ложения и контролируется угловое положение ракеты в плоскости стрельбы, т .е . по углу тангажа.

Через несколько секунд после старта вступает в работу про­ граммный механизм, который начинает разворачивать базу с потен­ циометром в сторону, обратную требуемому развороту ракеты. Если в нулевом положения ПМТ сигнал на выходе потенциометра равен нулю, так как щетка находится на нулевой точке, то при работе ПМТ основание потенциометра поворачивается относительно стаби­ лизированного положения щетки. На выходе датчика возникает электрический сигнал, пропорциональный углу поворота базы.Угол поворота базы относительно корпуса прибора равен углу програм­

135

много разворота ракеты по тангажу. Сигнал поступает в усилительпреобразователь и посредством рулевых машин вызывает отклонение газовых рулей П и 1У. При этом создается управляющая сила, под действием которой ракета поворачивается вокруг своей поперечной оси. При повороте ракеты вместе с ней поворачивается в сторону цели база с потенциометром и нулевая точка приходит в согласо­ ванное положение со щеткой датчика, разворот ракеты при этом прекращается.

Угол, задаваемый работой ПМТ, называется программным углом тангажа, а зависимость угла i)(t)aо времени - программой тангажа ракеты. Примерный вид программы тангажа баллистической ракеты

Выбор программы угла тангажа является важной задачей проек­ тирования ракет. Каждая конкретная конструкция ракеты имеет свою оптимальную программу, обеспечивающую наибольшую дальность по­ лета и наименьшее рассеивание. Во избежание деформаций и разру­ шения ракет программа выбирается из учета получения допустимых поперечных сил, возникающих при развороте ракеты на заданный

вместе с ракетой относительно стабилизированного гироскопом то­ косъема (щетки). На выходе датчика возникает сигнал, пропорцио­ нальный этому отклонению ракеты и поступающий в систему управ­

137

возмущения начинает отклоняться от программного угла х)пр , по­ ворачиваясь вокруг поперечной оси с некоторой угловой скоро­ стью и)21. Момент сил трения в опорах оси наружной рамы будет увлекать в начальный период времени наружную раму вслед за вращающимся вместе с ракетой корпусом прибора. Ротор начнет участвовать в сложном движении и возникнет гироскопический мо­ мент Нц , направленный по оси внутренней рамы. Этот момент вы­ зовет прецессию гироскопа вокруг оси внутренней рамы, в резуль­ тате которой возникнет гироскопический момент по оси наружной рамы К ги « уравновешивающий момент трения и удерживающий гиро­ скоп от вращения по направлению вращения ракеты. Датчик угла выдаст в систему управления командный сигнал. Но прецессия ги­ роскопа вокруг оси внутренней рамы может начаться лишь тогда, когда гироскопический момент Мг$-Ншг/станет больше момента

сил трения NTt по оси внутренней рамы, т .е . должно соблюдаться соотношение Hu)zi>Mu . Откуда можно определить порог чувстви­ тельности ГГ

ш т1п~ fj

Следовательно, при вращении ракеты вокруг своей поперечной оси со скоростью, меньшей значения <x>mim гироскоп будет пово­ рачиваться вместе с ракетой и ТТ никакого управляющего сигнала выдавать не будет. Это приведет к уходу ракеты от заданного угла тангажа и, следовательно, к ошибке по дальности.

Основной причиной ухода гироскопа относительно его изме­ рительной оси (оси наружной рамы) является момент несбаланси­ рованности, действуюций по оси внутренней рамы при смещении

вызовет прецессию гироскопа вокруг оси наружной рамы (измери­ тельной оси) со скоростью

составляющая ускорения полета ракеты на ее продоль­ ную ось.

Угол ухода гироскопа приближенно выразится произведением угловой скорости прецессии на время прецессии, которое можно

Таким образом, величина угла ухода гироскопа по измеритель­ ной оси из-за неуравновешенности гироскопа прямо пропорциональ­ на ускорению полета, времени полета, а также косинусу угла между направлением полета (направлением силы инерции) и на­ правлением главной оси гироскопа.

■ф и

Ускорение ракеты непостоянно и на участке разгона резко возрастает, достигая величины 10 д и более. Поэтому наиболь­ ший уход гироскопа за счет несбалансированности по оси наруж­ ной рамы наблюдается на участке разгона ракеты. Ддя уменьшения ухода следует гироскоп на ракете устанавливать так, чтобы на участке полета с большими ускорениями ось внутренней рамы рас­ полагалась параллельно направлению полета. Тогда сила инерции

139

нуль).

При изготовлении ГГ производится тщательная балансировка прибора и в опорах осей карданова подвеса применяют высокоточ­ ные шарикоподшипники.

Некоторые типы ГГ в качестве средства выставки осей в пред­ стартовое положение используют арретиры. Хотя арретир имеет меньшую точность выставки, однако конструкция такого ГГ значи­ тельно упрощается. Разарретирование прибора в таких случаях производят за несколько секунд до старта. Если разарретировать ГГ, не имеющий системы коррекции, на несколько минут до пуска, гироскоп вследствие суточного вращения Земли и собственных ухо­ дов уйдет от стартовой системы координат на угол, измеряемый десятками угловых минут. Такой уход, конечно, недопустим, так как вызовет большие ошибки по углу тангажа и дальности полета.

Исходя из ответственной роли ГГ в системе управления раке­ ты перед пуском производится тщательный контроль исправного состояния всех элементов и цепей прибора и его готовности к пу­ ску. Важно знать, например, достигла ли скорость вращения ро­ тора прибора своей номинальной величины. О скорости вращения ротора можно косвенно судить по величине потребляемого гиро­ двигателем тока. Для этого в цепь фазовой обмотки гиродвигате­ ля включают амперметр, а на других фазах контролируют напряже­ ние питания. Иногда в цепь фазной обмотки гиродвигателя вклю­ чают измерительное сопротивление и по падению напряжения на нем судят о степени соответствия оборотов ротора их номиналь­ ным значениям.

Контролируется командный датчик на остаточный нулевой сиг­ нал, нулевое положение ПМТ, а также арретированное и разарретированное состояния прибора.

§ 3 .3 . ГИРОВЕРТЯКАНТ (ГВ)

Гировертикант является вторым чувствительным элементом ав­ томата угловой стабилизации ракеты и служит для формирования электрических сигналов, пропорциональных углам рыскания и вра­ щения ракеты. Эти сигналы поступают в усилитель-преобразователь системы управления, затем на рулевые машины, управляющие газо­