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

300

Движение баллистической ракеты на активном участке траектории с углом тангажа т?

Рис.7 . II

В данном случае показания акселерометра с осью чувстви­ тельности, направленной по продольной оси ракеты, как было показано ранее, будут пропорциональны кажущемуся ускорению:

Численно это ускорение больше истинного ускорения и ^отн оси - тельно Земли на величину составляющей ускорения силы тяжести по оси чувствительности акселерометра. Составляющая силы тя­ жести замедляет движение ракеты, а акселерометр этого не за­ мечает.

Поскольку движение ракевы от точки старта до цели опреде­ ляется истинным ускорением относительно Земли, а приборы авто­ номной системы управления измеряют и интегрируют кажущееся ускорение, программа изменения скорости полета ракеты задается с учетом поправки на составляющую ускорения силы тяжести gsi.ni).

302

При движении летательного аппарата, на котором установлен акселерометр, с кажущимся ускорением WHX чувствительный эле­ мент в силу своей инерционности будет стремиться сохранить прежнее состояние покоя или движения с постоянной скоростью, ■в результате чего возникнет движение маятника от исходного по­

Для измерения угла поворота маятника может быть использо­ ван датчик угла любого типа. Однако потенциометрический дат­ чик угла, имеющий значительное трение между щеткой и обмоткой, применять нецелесообразно. Поэтому наибольшее распространение получили бесконтактные датчики угла трансформаторного типа (индукционные датчики угла и вращающиеся трансформаторы) и фотоэлектрические датчики.

Приведенный на рисунке индукционный датчик угла представ­ ляет собой трехстержневой трансформатор, первичная обмотка которого, размещенная на среднем стержне, получает питание от источника переменного тока. Вторичные обмотки, расположенные на крайних стержнях, включены последовательно и так, что на­ водимая электродвижущая сила одной обмотки вычитается из элек­ тродвижущей силы другой обмотки. При нейтральном положении маятника выходное напряжение датчика, подаваемое на вход уси­ лителя, равно нулю.

При отклонении маятника якорь (флажок) индукционного дат­ чика угла изменяет сопротивление магнитных цепей: для одной вторичной обмотки это сопротивление уменьшается, а для дру­ гой - увеличивается. Происходит перераспределение магнитных потоков, и во вторичных обмотках будут наводиться э . д . с . , раз­ личные по величине. Разность э .д .с . вторичных обмоток, т .е . выходное напряжение датчика угла, будет пропорционально вели­ чине угла поворота маятника, а фаза выходного напряжения по отношению к фазе питающего напряжения определяет направление отклонения маятника.

Выходное напряжение датчика угла после усиления и выпрям­

303

ления в усилителе подается на обмотку подвижной рамки (обмотку обратной связи ).

Ток обратной связи 10 с , пропорциональный выходному напря­ жению датчика угла, протекая по обмотке рамки, создает магнит­ ное поле, которое взаимодействует с полем постоянного магнита и создает электромагнитный момент обратной связи Мос.

Направление тока обратной связи выбирается таким, чтобы электромагнитный момент Мос поворачивал рамку вместе с маят­ ником в сторону, противоположную отклонению маятника под дей­ ствием момента сил инерции. В этом и заключается принцип от­ рицательной обратной связи.

Величина момента обратной связи пропорциональна току об­ ратной связи. Но так как ток обратной связи пропорционален углу f отклонения маятника, то момент обратной связи также будет пропорционален углу отклонения маятника:

мо.ся Н1 У >

где Н/ - коэффициент пропорциональности, равный произведению коэффициентов передачи (усиления) датчика угла, усилителя и

рению, угол отклонения маятника будет расти до тех пор, пока

где

н= ml

*<

Таким образом, угол отклонения маятника прямо пропорциона­ лен кажущемуся ускорению движения летательного аппарата.

Индукционный датчик угла и усилитель имеют линейные харак­ теристики. Поэтому выходное напряжение uitix усилителя, пропор­

304

циональное углу поворота маятника< будет также пропорционально кажущемуся ускорению движения летательного аппарата. Это напря­ жение или пропорциональный ему ток обратной связи может слу­ жить выходным сигналом акселерометра и использоваться в систе­ ме управления движением летательного аппарата.

Отметим, что при отклонении маятника на угол у ось чувст­ вительности акселерометра (линия, перпендикулярная плоскости, проходящей через ось вращения и центр масс маятника) изменит свое направление также на угол }> . При этом появится методи­ ческая погрешность измерения ускорения U ^ , так как акселеро­ метр будет измерять проекцию ускорения WHXn& новое направление оси чувствительности и, кроме того, он станет реагировать на ускорения, направленные по оси у .

Для уменьшения указанной погрешности предельное значение угла f стремятся сделать как можно меньшим (доли градуса). При большом диапазоне измеряемых ускорений уменьшение угла ^ достигается увеличением крутизны выходной характеристики дат­ чика угла (малому углу соответствует большой выходной сигнал) и увеличением коэффициента усиления усилителя и магнитоэлек­ трической системы. Такую же погрешность вызывают и угловые движения корпуса летательного аппарата, если акселерометр жест­ ко скреплен с ним. Для исключения этой погрешности акселеро­ метры ориентируются определенным образом и стабилизируются с помощью гироскопических приборов: либо непосредственно,когда

акселерометры устанавливаются на гиростабилизаторе (гироскопе направления), либо с помощью специальной следящей системы, ко­ торая при угловых движениях летательного аппарата сохраняет заданное направление оси чувствительности акселерометра.

Инструментальные погрешности маятниковых акселерометров в основном определяются непостоянством коэффициента пропор­

305

Изменение магнитной индукции происходит вследствие воздей­ ствия на магнитное поле постоянного магнита поля, создаваемо­ го током, протекающим по обмотке подвижной рамки, а также за счет изменения температуры окружающей среды или нагрева магни­ та током, протекающим по обмотке подвижной рамки. Для умень­ шения погрешностей акселерометра величина тока в обмотке под­ вижной рамки не превышает единиц миллиампер. Применение регуля­ тора температуры благоприятно сказывается и на постоянстве маг­ нитной индукции.

Для уменьшения вредных моментов токоподводы изготавливает из тонких полосок меди или золота. Для уменьшения трения иногда применяют гидростатиче­ ское взвешивание под­ вижной системы акселе­ рометра в жидкости.

На ри с.7.13 изобра­ жен поплавковый маятни­ ковый акселерометр, в основу которого поло­ жена конструкция по­ плавкового гироскопа.

Подвижная система акселерометра выполне­ на в виде герметичного цилиндрического поплав­ ка 2, на оси 3 которого

жестко укреплены роторы датчика угла 5 и датчика момента I . Центр тяжести чувствительного элемента k не совпадает с осью симметрии поплавка, благодаря чему подзижная система имеет маятниковость.

При ускоренном движении летательного аппарата относитель­ но оси подвижной системы действует момент инерционной силы

Ми - т I WH ,

где т - масса подвижной системы;

I- расстояние от центра тяжести подвижной системы до оси симметрии;

WH- составляющая кажущегося ускорения по оси чувствитель­ ности акселерометра.

Под действием этого момента подвижная система будет пово-

306

рачиваться относительно своей оси. При этом с датчика угла 5 снимается сигнал, который после усиления подается на датчик момента. Подвижная система будет поворачиваться до тех пор, пока момент инерционной силы не будет уравновешен моментом, развиваемым датчиком момента. В этом случае напряжение на вы­ ходе усилителя {или ток в цепи датчика момента) будет пропор­ ционально измеряемому ускорению.

Пространство между поплавком и корпусом акселерометра за­ полнено тяжелой жидкостью, плотность которой равна средней плотности объема поплавка, при этом выталкивающая сила жидко­ сти практически полностью компенсирует вес поплавка. При до­ статочно точном уравновешивании веса поплавка выталкивающей силой жидкости момент трения по оси вращения подвижной систе­ мы становится ничтожно малым, а чувствительность и точность акселерометра повышаются.

При изменении температуры меняется плотность жидкости, позтому равенство выталкивающей силы жидкости и веса поплавка возможно только при одной определенной температуре. Постоян­ ство температуры обеспечивается системой термостабилиэации. Датчик температуры и обмотка обогрева обычно размещаются на корпусе прибора. Применение поплавкового подвеса и системы термостабилизации позволяет повысить чувствительность акселе­ рометра до величины 10“^ д .

Г л а в а УШ

ИНТЕГРАТОРЫ УСКОРЕНИЙ

§ 8 .1 . ИНТЕГРИРУЮЩИЙ МАЯТНИКОВЫЙ АКСЕЛЕРОМЕТР

Выходной сигнал позиционного (простого) акселерометра на­ ходится в линейной зависимости от измеряемого ускорения. Дру­ гими словами, выходной сигнал позиционного акселерометра прямо пропорционален кажущемуся ускорению движения летательного ап­ парата. Однако для управления движением центра масс летатель-

307

кого аппарата в системах управления обычно используются такие навигационные параметры, как скорость и линейное перемещение летательного аппарата в том или другом направлении. Для полу­ чения указанных параметров выходной сигнал позиционного аксе­ лерометра необходимо однократно или двукратно интегрировать.

Интегрирование ускорения можно выполнить и непосредствен­ но в акселерометре. Интегрирующий акселерометр одновременно выполняет функции измерителя и интегратора ускорений.

Принципиальное отличие позиционного и интегрирующего аксе­ лерометров состоит в том, что в интегрирующем акселерометре вместо жесткой обратной связи используется гибкая обратная связь, т .е . такая связь, при которой противодействие переме­ щению чувствительного элемента акселерометра, создаваемое уст­ ройством обратной связи, пропорционально не перемещению, а ско­ рости перемещения чувствительного элемента.

Из теории автоматического управления известно, что если в цепь обратной свяэи какой-либо системы, состоящей из позицион­ ных звеньев, включить дифференцирующее устройство (устройство, выходная величина которого пропорциональна скорости изменения входной величины), то такая система становится интегрирующей.

Если в цепь обратной связи позиционного маятникового аксе­

В самом деле, рри использовании в цепи обратной связи аксе­ лерометра (рис.8 .1 ) дифференцирующего устройства ток обратной

момент обратной связи, противодействующий моменту сил инерции, также будет пропорционален скорости поворота маятника:

тов передачи датчика угла, усилителя, дифференцирующего устрой­ ства и магнитоэлектрической системы.

При равенстве момента сил инерции Мн , пропорционального кажущемуся ускорению WkX движения летательного аппарата, и мо­ мента обратной связи Мас справедливо равенство

т I W HX “ н0х и>н ,

откуда

308

hM

Таким образом, угловая скорость поворота маятника интегри­ рующего акселерометра пропорциональна кажущемуся ускорению движения летательного аппарата. Но если угловая скорость пово­ рота маятника пропорциональна ускорению Vl^z , то угол поворота

маятника как интеграл от угловой скорости будет пропорционален кажущейся скорости VHXкак интегралу от измеряемого ускорения: