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

7. Электропневмооборудование и автоматика баллистической ракеты 439

Трехбаллонная батарея 16 предназначена для создания давле­ ния в спиртовом баке после выключения двигателя. Она наполняет­

ся азотом до вывоза ракеты на старт.

После заполнения пневмосистемы воздухом производятся испы­ тания электро- и пневмосистемы и затем начинается заправка ра­ кеты.

Спирт подается в бак через заправочный патрубок 17. Когда бак заполнится на lU своей емкости, открывается клапан 18 и спирт за­ полняет спиртовую магистраль до главного спиртового клапана 14. Клапан 18 открывается под действием сжатого воздуха, ко­ те ый посылается электропневмоклапаном 10 через дроссель 19. После заполнения спиртовой магистрали клапан 18 закры­ вается.

При заливке спирта воздух из бака и заполняемых магистралей выходит через клапан наддува спиртового бака скоростным напо­ ром атмосферного воздуха 20. Если пуск не состоялся, спирт из бака и магистралей сливается через сливные клапаны 21 и 22.

После заправки спиртом начинается заправка ракеты жидким кислородом через заправочный клапан 23. Заправка продолжается до тех пор, пока кислород не потечет через открытый дренажный кислородный клапан 24. Через этот же клапан из бака удаляется испаряющийся до старта кислород. Уровень кислорода в баке перед стартом поддерживается автоматически. Датчик уровня жидкого кислорода 25 связан с управляющим электропневмоклапаном 26, который пропускает воздух на открытие или закрытие клапана под­ питки жидким кислородом 27.

Баки перекиси перманганата заправляются через патрубки 28 и 29. При заправке этих емкостей воздух из них выходит через дре­ нажные патрубки 30 и 31. При этом дренажные клапаны 32 и 33 открыты.

После окончания заправки вручную открывается запорный вен­ тиль 5 и редуктор ПГГ 54 настраивается на определенную величи­ ну давления подачи перекиси водорода в реактор.

При настройке главный клапан ПГГ 40 закрыт и стравливание воздуха происходит через открытый клапан настройки редуктора 57. На один из патрубков этого клапана навинчивается точный кон­ трольный манометр, по которому и производится настройка редук­ тора ПГГ. После настройки клапан 57 закрывается, а контрольный манометр снимается.

Незадолго до старта в камере устанавливается зажигательное устройство.

На этом заканчивается подготовка к старту. Последующие команды подаются дистанционно.

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

Пневмогидросистема при запуске

За несколько минут до старта запускаются роторы гироскопов. Затем подается команда на закрытие дренажных клапанов: 24 — кислородного бака (см. фиг. 9.47), 32 — бака перекиси водорода и 33 —■бачка перманганата натрия. Дренажные клапаны закрыва­ ются сжатым воздухом, который посылается управляющими электропневматическими клапанами 8 и 59. В баке жидкого кислорода устанавливается и в дальнейшем поддерживается небольшое избы­ точное давление. Датчиком давления служит реле наддува бака жидкого кислорода 34, управляющее электропневмоклапаном 35, связанным с наземной сетью сжатого воздуха.

Далее система блокируется реле 36 и манометром 56. В случае недостаточного давления в кислородном баке и в магистралях над­ дува ПГГ пуск не состоится.

Следующая команда подается на открытие клапана заполнения спиртовой магистрали 18. Это достигается подачей сжатого воздуха от управляющего электропневмоклапана 10. Одновременно подает­ ся команда на зажигание. На фиг. 9. 47 показана схема химическо­ го зажигания. Сжатый воздух через клапан наддува бачков 37 по­ ступает в бачки 38 с самовоспламеняющимися компонентами и вы­ тесняет их в форсуночную головку зажигательного устройства 39. В камере сгорания ракетного двигателя образуется зажигающий факел пламени. В начале воспламенения перегорает магниевая лен­ та. натянутая в камере сгорания. Эта лента включена в цепь, управ­ ляющую дальнейшим пуском двигательной установки. В результате перегорания ленты происходит разблокирование системы пуска.

Затем электрический ток подается на обмотку электромагнита одного из управляющих электропневмоклапанов 13 (на схеме ниж­ него). Этот клапан закрывает допуск управляющего сжатого воз­ духа к главному кислородному клапану 15, и сжатый воздух,

который ранее запирал главный кислородный клапан, выпускается в атмосферу. Главный кислородный клапан 15 под действием избы­ точного давления воздуха в баке жидкого кислорода и давления

столба жидкого кислорода немного приоткрывается (как говорят, открывается на предварительную ступень) и кислород самотеком (при неработающем насосе 48 турбонасосного агрегата) поступает в камеру сгорания. Открытие главного кислородного клапана 15 на предварительную ступень вызывает замыкание электроконтакта, вмонтированного в клапан 15. Благодаря этому ток поступает на электромагнит второго (на схеме верхнего) управляющего'электро­ пневмоклапана 13. Этот клапан действует аналогично электро­ пневмоклапану управления главным кислородным клапаном. Пре­ кращается доступ управляющего воздуха в главный спиртовый кла­ пан 14, а имевшийся там сжатый воздух стравливается в атмосфе­ ру. Под давлением столба спирта, находящегося в баке и в маги­ стралях, главный спиртовый клапан приоткрывается (открывается

7. Электропневмооборцдование и автоматика баллистической ракеты 441

на предварительную ступень) и спирт самотеком при неработающем насосе 49 поступает в камеру сгорания ракетного двигателя.

Таким образом, при пуске двигателя сначала открывается глав­ ный кислородный, а затем главный спиртовой клапаны. Топливные компоненты поступают в камеру сгорания самотеком с очень малым расходом и надежно воспламеняются зажигающим факелом пла­ мени, созданным зажигающим устройством. Происходит прогрев камеры и усиление интенсивности горения зажигающего факела.

Следующая команда подается на электромагнит главного кла­ пана ПГГ 40, который открывается и через обратные клапаны 41 и 42 пропускает сжатый воздух в бачки с перекисью водорода и пер­ манганатом. При повышении давления в трубопроводе подачи пер­ манганата (а это свидетельствует о том, что перманганат уже по­ ступает в реактор 46) срабатывает реле давления 53, которое вклю­ чено в цепь электропневмоклапанов 43 и 44. Клапан 43 управляет работой клапана главной ступени 45.

При замыкании реле 53 тотчас же открывается клапан 44 ко­ нечной ступени и клапан 43, управляющий клапаном 45 главной ступени, который открывается через 0,4 сек. после открытия кла­ пана конечной ступени. Расход перекиси водорода через оба кла­ пана 44 и 45 соответствует тяге двигателя на главной ступени (25 г на земле). При закрытом клапане 45 расход перекиси отвечает тяге двигателя на конечной ступени (8 г).

Перекись водорода и перманганат натрия поступают в реактор 46, где происходит образование парогаза. Парогазовая смесь по­ ступает к турбине 47, от которой приводятся в движение центро­ бежные насосы 48 и 49. Давление, развиваемое насосами, постепен­ но открывает главные клапаны компонентов 14 и 15 на полное про­ ходное сечение. В течение нескольких секунд тяга двигателя дости­ гает номинала. Когда возрастающая тяга сравняется с весом раке­ ты, происходит отрыв ее от стартового стола; при этом разъемная колодка 2, 3 разъединяется.

Автоматика ракеты в полете

При отрыве ракеты от стола срабатывает так называемый кон­ такт подъема, установленный вблизи одной из опорных точек раке­ ты, фиксируя начальный момент ее подъема. Сигнал от этого кон­ такта является первой бортовой командой, включающей ряд устройств.

При срабатывании контакта подъема происходит обесточивание электромагнитов, удерживающих отрывные штеккеры, подключаю­

щие к ракете через главный распределитель два кабеля, подводящие электрический ток от наземных установок питания. Под действием силы веса и сжатых при установке пружин штеккеры отключаются и выбрасываются вместе с концами кабелей через люки наружу,.

-442 Гл. IX. Основные принципы стабилизации, управления и наведения ракет

интегратора перегрузок, который с этого момента включается в ра­ боту. Наконец, по тому же сигналу начинает работу программный токораспределитель (ПТР).

Программный токораспределитель предназначен для подачи управляющих команд в определенной временной последовательно­ сти группе приборов, находящихся на борту ракеты. Основные из этих команд следующие:

1. Команды, связанные с работой программного механизма. После нескольких секунд вертикального полета ПТР включает

■в работу программный механизм гирогоризонта. Для питания шаго­ вого мотора программного механизма в вибраторе ПТР вырабаты­ вается переменный ток с частотой 45 гц. После того как программа

•отработана и требуется выдержать ракету на заданном угле срк, ПТР выключает программный механизм.

2.Команды управления взрывательными устройствами или про­ граммное управление измерительной аппаратурой.

3.Программный токораспределитель подает команды, связан­ ные с изменениями условий наддува баков. Так, для ракеты V-2 на 40-й секунде выключается клапан 20 наддува спиртового бака ско­ ростным напором атмосферного воздуха, а после выключения дви­ гателя ПТР дает команду на электропневмоклапан 52, через кото­ рый происходит заполнение этого бака азотом из трехбаллонной ба­

тареи 16.

Взависимости от особенностей ракеты и ее бортовой автома­ тики команды ПТР могут существенно изменяться.

Конструктивно программный токораспределитель представляет собой электродвигатель постоянного тока, связанный через шесте­ ренчатый редуктор с кулачковым валиком. При вращении валика кулачки в определенной последовательности замыкают контакты, что и дает начало соответствующим командам.

Программный токораспределитель ракеты V-2 со снятыми крышками показан на фиг. 9. 48.

Вполете наддув кислородного бака ракеты V-2 производится газифицированным кислородом, поступающим из теплообменника 50

(см. фиг. 9.47). Наддув спиртового бака до 40-й секунды произво­ дится скоростным напором через заборник 51. После снижения ско­ ростного напора клапан 20 закрывается.

Когда скорость ракеты приближается к заданной, от интегратора перегрузок подается сигнал на электропневмоклапан управления главной ступенью 43, в результате чего закрывается клапан 45 глав­ ной ступени. Двигатель переходит на восьмитонную тягу.

По главной команде на выключение двигателя, подаваемой от интегратора, когда скорость ракеты равна заданной, закрывается

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

предназначено для внесения небольших исправлений в траекторию полета, оно носит название системы коррекции.

В ряде случаев наиболее простой является система наведения при помощи команд. Она заключается в том, что снаряд движется по траектории, предписываемой ему извне в первую очередь в за­ висимости от движения цели. В связи с этим система наведения предусматривает одновременное наблюдение как за снарядом, так и за целью.

Наведение при помощи команд в зависимости от способа сле­ жения разделяется на систему с визуальным (или оптическим) сле­ жением и радиолокационным.

Оптическое слежение применяется при сравнительно небольших дистанциях стрельбы при условии прямой видимости цели и снаря­ да. Во время полета ракеты наводчик манипулирует ручкой навод­ ки, при отклонении которой от нейтрального положения изменяется длительность соседних передаваемых импульсов. Чем сильнее от­ клоняется ручка в одной или другой плоскости, тем больше эта раз­ ность и тем более сильным оказывается сигнал на поворот рулей в соответствующей плоскости. Степень необходимого отклонения ручки определяется по наблюдению за движением снаряда. Во вре­ мя наводки снаряд и цель в поле зрения наводчика совмещаются. В результате снаряд оказывается постоянно на прямой, соединяю­ щей наводчика с целью (фиг. 9.49), и совершает движение по так называемой трехточечной кривой (наводчик—снаряд—цель).

Автомат стабилизации снаряда, управляемого при помощи команд, снабжается вводом для приема сигналов наводки. Эти сиг­ налы поступают к исполнительным органам (к рулевым машинам) параллельно с сигналами, вырабатываемыми чувствительными эле­ ментами автомата стабилизации. На снаряд управляющие команды подаются либо по проводам, либо через радиоканал.

Система с радиолокационным слежением более сложная. В ней используются обычно два локатора: один непрерывно следит за целью, а другой — за снарядом. Слежение является автоматиче­ ским. Излучающему вибратору локатора сообщается быстрое вра­ щение относительно оси, составляющей небольшой угол с осью на­ правленного излучения (фиг. 9.50).

Если цель находится не на оси вращения вибратора, возникает, как говорят, сигнал ошибки и отраженные от цели импульсы оказы­ ваются модулированными по амплитуде с частотой вращения (фиг. 9.51). Глубина модуляции возрастает с отклонением цели от оси вращения. Принятый сигнал усиливается, выпрямляется и его фаза сопоставляется с фазами угловых отклонений вибратора в двух плоскостях. По разности фаз дается команда на сервоприво­ ды, поворачивающие антенну локатора по углу возвышения и ази­ муту так, чтобы сигнал ошибки уменьшился до нуля и ось постоян-

. но была бы направлена на цель. Точно так же осуществляется сле­ жение и за снарядом.

Общая схема наведения с двумя следящими локаторами пока­ зана на фиг. 9. 52. Углы положения цели и снаряда, производные этих углов по времени, а также расстояния до цели и до снаряда передаются от локаторов счетно-решающему устройству, где произ-

\1Ш

Фиг. 9. 49. Схемы командного наведения снарядов на цель но трехточечной кривой.

водится вычисление необходимых управляющих команд. Через управляющий передатчик эти команды подаются снаряду.

В описанном способе наведения сближение снаряда с целью производится обычно методом упрежденной точки. Счетно-решаю­ щее устройство определяет, где будет находиться цель в момент до­ стижения ее ракетой в предположении, что замеренные в данный момент параметры движения цели не изменятся до момента встре­ чи. В эту точку (точку упреждения) и направляется снаряд. Так

4 4 6 Гл. IX. Основные принципы стабилизации, управления и наведения ракет

как во время полета снаряда цель может маневрировать, вычисле­ ние производится непрерывно и положение упрежденной точки ме­ няется, что учитывается внесением соответствующих команд.

Наведение при помощи команд в случае визуального и оптиче­ ского слежения является наиболее простым-из всех существующих. Недостатком же этой системы является ее низкая эффективность: в течение более или менее продолжительного времени система ока-

•t

Фиг. 9. 51. Модуляция отраженных импульсов вследствие сигнала ошибки.

зывается занятой только одной целью и только одним снарядом. Пока не окончено слежение за первым снарядом, второй снаряд выпускать нельзя. В этом смысле более совершенным является на­ ведение по лучу.

.?

Фиг. 9. 52. Схема наведения с двумя следящими локаторами.

/—.цель, 2—снаряд, 3—связь с локатором раннего оповещения, 4—локатор сле­ жения за целью, 5—локатор слежения за снарядом, 6—вычислительная ма- .

шина, 7—передатчик управляющего сигнала на ракету. 5—точка разрыва снаряда.

Н а в е д е н и е п о л у ч у

В системе наведения по лучу используется один локатор, непре­ рывно следящий за целью. Снаряд вводится в следящий луч и в дальнейшем до встречи с целью удерживается в нем самостоя­ тельно. Движение снаряда, таким образом, происходит, как и при визуальном наведении, по трехточечной кривой (фиг. 9. 53).

Локатор следит за целью автоматически. Для этого использует­ ся упомянутый выше принцип создания сигнала ошибки.

Снаряд, движущийся по лучу, имеет приемник, работающий на несущей частоте локатора. Когда снаряд отходит от оси луча, то вследствие вращения излучающего диполя принятые на борту

сигналы-посылки локатора оказываются модулированными по ам­ плитуде подобно тому, как это было показано на фиг. 9. 51. Усилен­ ный и выпрямленный сигнал сопоставляется в бортовом устройстве с опорным напряжением, фаза которого увязывается через особый радиоканал с фазовыми положениями наземного излучающего ди­ поля по двум плоскостям. В зависимости от глубины модуляции и сдвигов фаз в бортовом устройстве вырабатываются соответству­ ющие команды на рули тангажа и рысканья с таким расчетом, что­ бы снаряд вернулся на ось луча наводки. Стабилизация по крену осуществляется обычно при помощи автономной системы.

Описанная система наводки обладает сравнительно большой эффективностью, поскольку по одному лучу с небольшим интерва­ лом может быть выпущено несколько снарядов. Вместе с тем суще­

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

ствует целый ряд факторов, снижающих эксплуатационные качества этой системы.

Вследствие несовершенства аппаратуры неизбежно возникают угловые колебания радиолуча, что создает трудности для удер­ жания снаряда на линии наведения. Эти трудности усугубляются еще и тем, что для получения необходимой точности наводки радио­ луч должен быть достаточно узким. В связи с последним обстоя­ тельством стартующий снаряд не может быть введен сразу непо-

Три различных момента положения цели.

Фиг. 9. 53. Схема наведения по лучу.

/—цель, 5—снаряд, 5—связь с локатором раннего оповещения, -/—локатор сле­ жения за целью, 5—синхронная связь, 6—локатор наведения.

средственно в узкую зону действия управляющих сигналов и необ­ ходимо применение дополнительных средств. В качестве одной из возможных мер для решения этой задачи можно применить второй стартовый локатор с большим углом раскрытия луча.

Точность наведения по радиолучу снижается с увеличением рас­ стояния от передатчика и в момент приближения снаряда к цели становится наихудшей, в то время как именно в этот момент к точ­ ности наведения предъявляются наиболее высокие требования. Поэтому система наведения по лучу обычно комбинируется на по­ следнем этапе с системой самонаведения.

Одной из разновидностей наведения по лучу является боковая радиокоррекция, проектировавшаяся в свое время немцами для баллистических ракет с целью ограничения боковых отклонений ракеты от программной плоскости стрельбы. Чтобы точно зафикси­ ровать на активном участке полета плоскость стрельбы, применя-