книги из ГПНТБ / Феодосьев В.И. Введение в ракетную технику Учеб. пособие

В реальных условиях полета ракета подвержена непрерывному воздействию различных случайных возмущающих факторов. В этих условиях возмущенное движение ракеты во все время полета будет отличаться от исходного невозмущенного движения. Таким образом, в реальных условиях полета движение ракеты лишь приблизительно соответствует заданному. Ракета непрерывно совершает возмущен­ ное движение, параметры которого колеблются около параметров устойчивого невозмущенного движения. Если отклонения от задан­ ного движения невелики, то практически можно считать, что дви­ жение ракеты устойчиво.

Фиг. 9. 1. Устойчивое (а) и неустойчивое (б) движение ракеты.

В связи со сказанным приведенное выше определение устойчи­ вости движения может быть изменено. Под устойчивым движением можно понимать такое, параметры которого при действии на раке­ ту возмущающих факторов изменяются в конечном итоге в преде­ лах заданного допуска. Короче говоря, при устойчивом движении внешние случайные возмущения не вызывают сильных изменений в параметрах движения.

Границы допускаемых изменений в законе движения ракеты определяются целым рядом соображений. Главными из них явля­ ются требования точности наведения на цель и условия сохранения

•управляемости, поскольку при чрезмерно больших отклонениях от заданного закона движения система управления не всегда способ­ на справиться со своей задачей.

Нужно сказать, что движение, устойчивое по отношению к одним параметрам, может оказаться неустойчивым по отношению к дру­ гим. Поэтому при рассмотрении устойчивости движения, особенно

устойчивости по допускаемым отклонениям, следует оговаривать, о каких типах движения идет речь. Так, движение ракеты опреде­ ляется законом движения ее центра тяжести и угловыми перемеще­ ниями всей ракеты как жесткого целого относительно центра тяже­ сти.

382 Гл. IX. Основные принципы стабилизации, управления и наведения ракет

Понятие устойчивости и неустойчивости в смысле угловых пере­ мещений заменяется обычно понятием угловой стабилизации и де­ стабилизации ракеты. Если получившая угловое отклонение ракета после прекращения возмущающего воздействия возвращается к не­ возмущенному положению, то ракета называется стабилизирован­ ной. Если этого не происходит, то ракета называется дестабилизи­ рованной.

Во многих случаях вопросы угловой стабилизации могут быть рассмотрены независимо от устойчивости движения центра тяжести ракеты. Ракета может оказаться нестабилизированной, а отклоне­ ния в законе движения ее центра тяжести могут и не выйти за пре­ делы допустимых, например, при свободном полете за пределами атмосферы.

О с о б е н н о с т и в о зм у щ е н н о г о д в и ж е н и я и с т а б и л и з а ц и я н е у п р а в л я е м ы х р а к е т

В гл. VII уже говорилось о стабилизирующем аэродинамическом моменте и об аэродинамической стабилизации. Если при приведе­ нии всех аэродинамических сил к центру тяжести ракеты статиче­ ский момент направлен в сторону уменьшения угла атаки, то раке­ та называется статически устойчивой. Если же момент направлен в обратную сторону, ракета будет статически неустойчивой *.

Там же, в гл. VII, было введено понятие центра давления как точки пересечения равнодействующей аэродинамических сил с осью ракеты. В том случае, когда центр давления находится сзади центра тяжести, ракета статически устойчива. Если центр давления распо­ лагается впереди центра тяжести, ракета статически неустойчива.

При положительном запасе устойчивости ракета, получившая угловое отклонение, поворачивается аэродинамическими силами в исходное положение. Когда угол атаки станет равным нулю, обра­ тится в нуль и восстанавливающий момент. Но так как ракета со­ храняет угловую скорость, движение будет продолжаться в обрат­ ном направлении, появится угол атаки обратного знака и возникнут угловые колебания ракеты. Вследствие наличия демпфирующих моментов колебания будут затухающими (фиг. 9. 2).

Колебания такого рода носят название короткопериодических. Их частота зависит от запаса статической устойчивости и момента инерции ракеты. Чем больше запас устойчивости и меньше момент инерции, тем выше частота этих колеоаний.

* Часто применяющееся в самолетостроении выражение «статическая устой­ чивость» эквивалентно понятию «аэродинамическая стабилизация». Под статиче­ ской устойчивостью обычно понимается устойчивость без вмешательства управ­ ляющих органов, а под динамической — устойчивость движения, обеспеченная введением системы управления, причем безразлично какой — автоматической или неавтоматической.

Однако чрезмерное увеличение запаса статической устойчиво­ сти может дать и отрицательные результаты. Управляемую ракету слишком большой запас устойчивости делает непослушной. Не­

управляемые ракеты при большом запасе устойчивости, как уви­ дим ниже, могут давать большое рассеивание.

Фиг. 9. 2. Затухание короткопериодических колебаний.

Описанные короткопериодические угловые колебания могут про­

так называемых длиннопериодических, или фугоидных, колебаний. Их возникновение удобнее всего объяснить, рассматривая горизон­ тальный равномерный полет самолета-снаряда, тяга двигателя ко­ торого в среднем уравновешивается силой лобового сопротивления при неизменном угле атаки.

Предположим, что по какой-то причине сила тяги кратковре­ менно увеличилась. При этом возрастает скорость полета и увели­ чивается подъемная сила, которая становится больше силы веса.

Фиг. 9. 3. Фугоидвые, или длинвопериодические, колебания самолета-снаряда.

Самолет-снаряд начинает подниматься и вследствие этого теряет скорость. Наступает момент, когда подъемная сила снова становит­ ся равной силе веса, но самолет, обладающий вертикальной ско­ ростью, по инерции продолжает подъем. Дальнейший подъем будет связан с уменьшением подъемной силы. Самолет станет опускаться. Так возникают фугоидные колебания. Траектория самолета при этом показана на фиг. 9. 3.

Фугоидные колебания имеют большой период, который даже может превышать время полета на активном участке. Величина подъемной силы у баллистических ракет сравнительно невелика,

384 Гл. IX. Основные принципы стабилизации, управления и наведения ракет

поэтому фугоидные колебания для основных типов ракет во вни­

мание не принимаются.

Различные виды колебаний ракеты не являются независимыми. При поперечных угловых колебаниях вследствие периодического возникновения подъемной силы появляется поперечное колебание центра тяжести около невозмущенной траектории.

Если ракета движется с углом атаки, то при возникновении угла рысканья ракета получает крен. Это хорошо видно из фиг. 9. 4, где показана ракета, получившая отклонение по курсу — угол ty. Пра­ вый стабилизатор получает добавочную скорость, подъемная сила на нем возрастает, в то время как на левом она уменьшается. Воз-

оси, и появляется крен ракеты.

Колебания ракеты относительно различных осей могут оказаться связанными благодаря гироскопическому воздействию ьращающихся на борту ракеты масс, например турбины ТНА.

Задача стабилизации заключается в том, чтобы все колебания описанного типа были ограниченными по своей амплитуде и по воз­ можности быстро затухающими.

При наиболее простой статической стабилизации достаточно полно исключается влияние на полет ракеты кратковременных слу­ чайных возмущающих воздействий, но остается влияние постоянно действующих случайных факторов, которые нельзя предусмотреть заранее. К числу их относятся прежде всего технологические по­ грешности.

Ракета не может быть изготовлена абсолютно точно. Двигатель ракеты всегда обладает некоторым эксцентриситетом, и сила тяги не проходит через центр тяжести ракеты. За счет этого возникает момент, поворачивающий ракету в сторону. Внешние обводы раке­ ты также не могут быть выполнены идеально, поэтому некоторым эксцентриситетом обладают и аэродинамические силы. Сами стаби­ лизаторы, предназначенные для обеспечения устойчивости движе­ ния, всегда имеют погрешности исполнения. Все эти факторы приво­ дят к уводу ракеты от заданной траектории.

Кроме того, аэродинамическая стабилизация не может дать эффекта при полете за пределами атмосферы.

386 Гл. IX. Основные принципы стабилизации, управления и наведения ракет

Предположим теперь, что самолет по какой-либо причине начал уклоняться от установленного курса, например влево. Отверстие А при этом начинает закрываться, а отверстие В откроется. Давление в правой полости мембранной коробки повысится, и шток золотника сместится влево. Это повлечет за собой поступление масла в перед­ нюю полость исполнительного механизма (рулевой машины). Руль повернется при этом против часовой стрелки и самолет начнет пово­ рачиваться вправо, т. е. возвращаться на курс.

Фиг 9.5. Схема простейшего автомата курса.

Казалось бы, что описанный автомат полностью решает задачу курсовой стабилизации. Однако эта система обладает принципиаль­ ным недостатком.

Посмотрим, как будет происходить движение самолета дальше. Когда самолет примет нужное направление, заслонки, мембра­ на и золотник займут нейтральное положение, но поршень исполни­

тельного механизма и руль останутся в прежнем положении, а сле­ довательно, самолет будет продолжать поворот вправо. Лишь когда самолет развернется вправо, а заслонки перекроют отверстие В, приоткроют отверстие А и золотник передвинется в другую сторону, руль повернется обратно и заставит вращаться самолет влево. Воз никает, таким образом, колебательное движение — рысканье по курсу. Самолет будет идти «змейкой» (фиг. 9. 6).

Подобную картину мы могли бы наблюдать, если бы водитель автомашины, поворачивая вправо, начал бы выбирать поворот колес только тогда, когда машина полностью повернулась направо. Если бы водитель повторял эту ошибку и далее, т. е. каждый раз запаз­ дывал с выводом колес в нейтральное положение, машина также

388 Г л. IX. Основные принципы стабилизации, управления и наведения ракет

Снова предположим, что по какой-то причине самолет свернул с курса влево. Тогда в описанной выше последовательности срабо­ тают элементы механизма и руль повернется против часовой стрел­ ки. Одновременно руль через обратную связь повернет распредели­ тель воздуха и поставит его в нейтральное положение. Самолет бу­ дет поворачиваться вправо; при этом начнет открываться отвер­ стие А и закрываться отверстие В, в результате чего будет происхо­ дить поворот руля в обратную сторону. Когда самолет вернется на курс, в нейтральное положение станет руль, а вместе с ним и ко­ лодка распределителя давлений с отверстиями А и В. Возвращение

паздыванием) отклонение руля, пропорциональное углу отклонения летательного аппарата от курса. При отсутствии жесткой обратной связи руль будет отклоняться вплоть до предельно возможного по­ ложения в продолжение всего времени пребывания самолета на не­ верном курсе.

Как будет показано дальше, обеспечить устойчивость полета баллистических ракет при полете в безвоздушном пространстве можно только при наличии так называемой гибкой обратной связи, когда на исполнительные органы — рулевые машины — подается не только сигнал, пропорциональный углу отклонения ракеты от направления, но и сигналы, пропорциональные скорости и ускоре­ нию этого отклонения. В этом случае при быстро нарастающих от­ клонениях ракеты стабилизирующие органы реагируют на отклоне­ ния более эффективно и ограничивают эти отклонения во все время движения. Системы стабилизации такого рода применяются на баллистических ракетах и некоторых других беспилотных летатель­ ных аппаратах.

Выше была описана работа автомата курса. Понятно, что для ракеты автоматизация управления должна осуществляться не толь­ ко по курсу, но и по тангажу, и крену.

Задача автомата стабилизации на ракете не ограничивается только чистой стабилизацией. Поскольку автомат стабилизации обеспечивает движение ракеты по определенной программе, он яв­ ляется также управляющим органом.

Ракета, снабженная автоматом стабилизации, называется управ­ ляемой ракетой. Если ее управление с момента старта не связано с землей, то такая система управления носит название автономной. Если же связь с землей поддерживается и после старта, например

по радиоканалу, то система управления носит название неавтоном­ ной.

Автономная система обладает тем очевидным недостатком, что после момента взлета исключается дальнейшее вмешательство в движение ракеты. Невозможно, в частности, исправить движение ракеты, если последняя начинает отклоняться от курса.

Подача сигналов по радиоканалу (так называемая радиокор­ рекция) позволяет вносить исправления в движение ракеты и до­ стичь значительно более высокой точности попадания. Радиоуправ­ ление для зенитных ракет дает возможность прямо наводить зенит­ ную ракету на самолеты противника и резко увеличить процент по­ паданий по сравнению с неуправляемыми ракетами.

Однако радиоуправление обладает существенным недостатком, заключающимся в том, что действие достаточно мощных радиопомех может свести на нет преимущества неавтономного управ­ ления.

Проблема радиоуправления является одной из основных проб­ лем современной ракетной техники. Вместе с развитием радиоуправ­ ления развиваются как средства противодействия способы создания радиопомех. Развитие же последних влечет за собой развитие ме­ тодов создания помехоустойчивых управляющих приборов. Все эти вопросы являются предметом специальной области радиотехники.

2.ГИРОСКОП И ЕГО ПРИМЕНЕНИЕ

Св о й с т в а г и р о с к о п а

менее устойчиво сохранять направление своей оси и проявляет неожиданную «непослушность», когда делается попытка повернуть эту ось.

Гироскоп является основным элементом современных автопило­ тов и большинства стабилизирующих устройств. Поэтому рассмот­ рение работы автомата стабилизации целесообразно начать со свойств гироскопа.

Теория гироскопа является частной задачей общей теории дви­ жения тела с одной неподвижной точкой. Для такого тела могут быть составлены уравнения движения (уравнения Эйлера), не реша­ ющиеся в общем виде, но позволяющие дать ответ на некоторые частные вопросы движения, в том числе и на вопрос о движении симметричного быстровращающегося диска. Последний вопрос и составляет содержание так называемой теории гироскопа. Мы не будем подробно останавливаться на этой теории и ограничимся рассмотрением преимущественно ее качественной стороны.

390 Гл. IX. Основные принципы стабилизации, управления и наведения ракет

Будем прежде всего считать, что гироскоп представляет собой симметричное тело с одной неподвижной точкой и что этой точкой является его центр тяжести. Осуществить такое закрепление можно при помощи карданова подвеса (фиг. 9 .9). В этих условиях движе­ ние гироскопа может быть представлено как вращение с угловой скоростью Q около некоторой мгновенной оси, проходящей через центр тяжести.

Возьмем три взаимно перпендикулярные оси х, у, z, жестко свя­ занные с гироскопом (фиг. 9. 10). Ось z направим по оси главного вращения гироскопа. Две другие оси проведем через центр тяжести гироскопа перпендикулярно оси г.

Оси х, у, z будут главными осями инерции гироскопа.

по этим осям на составляющие о®, со„, со*. Для быстровращающегося гироскопа абсолютная величина сог неизмеримо больше величин со*

тать, что векторы N и й по направлению весьма близки друг к дру­ гу. Это значительно облегчает задачу и позволяет, наблюдая за

поведением вектора N, сразу же определять (как совпадающее с ним) и направление вектора й.