Лабораторная работа №2 Инерциальная система управления баллистической ракетой
Цель работы:
Изучение общей структуры инерциальной системы управления баллистической ракетой.
Изучение схемы и устройства инерциального измерительного блока.
Изучение принципа реализации алгоритма управления дальностью ракеты.
Определение и анализ погрешностей системы управления дальностью баллистической ракеты.
Инерциальные системы – наиболее совершенные автономные системы навигации, наведения и управления баллистических ракет. Основаны инерциальные системы на использовании измерений инерциальных параметров –кажущегося ускорения характерной точки объекта управления и угловой скорости вращения системы координат, связанной с объектом. Для этого необходимо использовать специальные измерительные средства, располагаемые либо на стабилизированной платформе, либо непосредственно на корпусе объекта. Для формирования управляющих сигналов в системах наведения (управления дальностью) и стабилизации необходимо использовать вычислительное устройство, реализующее соответствующие алгоритмы. Практически система управления баллистической ракетой включает системы угловой стабилизации корпуса, стабилизации центра масс и управления дальностью посредством формирования команд управления, подаваемых на двигатели силовой установки для их отключения (обнуления тяги) в определенной точке пространства 1,2,3,4,5,6,7. Иногда система управления ракетой содержит дополнительно систему регулирования кажущейся скорости (РКС) для целенаправленного обеспечения определенного закона изменения скорости центра масс ракеты путем воздействия на двигатели силовой установки. В результате имеет место определенный закон изменения во времени силы тяги двигателей ракеты 1,2,4,5. Кроме того система управления в целом содержит турбогенераторный источник питания оборудования с блоком управления, гидравлическую систему, приводы для отклонения органов управления, комплекс измерительных приборов и систем и др. подсистемы и агрегаты 1,6,8.
Общая структурная схема системы управления баллистической ракетой.
Структура системы управления баллистической ракетой определяется, исходя из требований к управлению в полете.
Задача управления баллистическими ракетами состоит в том, чтобы к моменту выключения двигателей ракета была выведена в расчетную точку пространства и чтобы в этой точке были установлены расчетные величина и направление вектора скорости ракеты. Если эти условия в граничной точке не будут соблюдены, то ошибка уже не может быть исправлена, т. к. на пассивном участке траектории ракета не управляется, и попадание в цель будет с ошибкой.
Служащая для решения задачи управления система состоит из систем наведения и стабилизации. Система наведения с помощью инерциального измерительного блока определяет направление и величину вектора скорости центра масс, а также координаты ракеты в пространстве. С помощью бортового вычислительного устройства система наведения формирует сигналы наведения и сигнал отсечки двигателя. Система стабилизации получает информацию необходимую для формирования управляющего сигнала, поступающего в тракты рулевых приводов ракеты, от системы наведения и от измерителей параметров движения ракеты: углов тангажа, рыскания и крена, углов атаки, угловых скоростей, ускорений центра масс.
Ракета вместе со всей системой управления образует замкнутую динамическую систему, процессы в которой (движение ракеты, упругие колебания ракеты и колебания жидкого топлива в баках, преобразования электрических сигналов, отклонения органов управления и т.д.) описываются системой дифференциальных уравнений. В данной работе упругие колебания ракеты и колебания жидкого топлива не рассматриваются.
Наиболее общая структурная схема системы управления баллистической ракетой представлена на рис. 1.
В схеме рис.1. приведены следующие функциональные узлы.
Динамика ракеты.
Датчик угла тангажа .
Датчик нормального сноса (интегрирующий акселерометр).
Программное устройство тангажа.
Программное устройство тракта нормального сноса.
Усилительно-преобразовательное устройство.
Блоки счетно-решающего устройства по соответствующим каналам.
Сервопривод органов управления вокруг оси Z.
Органы управления вокруг оси Z.
Рисунок 1 – Структурная схема системы управления баллистической ракетой
Датчик угла рыскания.
Датчик бокового сноса (интегрирующий акселерометр).
Программное устройство угла рыскания.
Программное устройство тракта бокового сноса.
Сервопривод органов управления вокруг оси .
Органы управления вокруг оси .
Обратная связь в канале тангажа.
Обратная связь в канале рыскания.
Датчик угла крена.
Сервопривод органов управления вокруг оси Х.
Органы управления вокруг оси Х.
Обратная связь в канале крена.
Датчик кажущейся скорости ракеты.
Программное устройство системы стабилизации скорости.
Блок отсечных и регулировочных клапанов двигательной установки.
Обратная связь в канале регулирования кажущейся скорости.
Двигательная установка ракеты.
Система управления полетом ракеты управляет ее движением на активном участке, обеспечивая полет в достаточно близкой окрестности, требуемой траектории, и отделение в нужные моменты времени ступеней и головной части ракеты.
Задача стабилизации ракеты, т. е. управления движением вокруг центра масс, сводится к управлению ориентацией осей ракеты в пространстве и выдерживанию требуемой ориентации. Эта задача решается группой бортовых устройств – автоматом угловой стабилизации.
Благодаря обратным связям ракета и автомат угловой стабилизации образуют единую динамическую систему, в которой ракета является одним из звеньев. Таким образом система стабилизации – это замкнутая автоматическая система, состоящая из ракеты и автомата угловой стабилизации.
Обычно баллистическая ракета стабилизируется (ориентируется) относительно всех трех осей связанной системы координат. Соответственно, система стабилизации состоит из трех каналов: тангажа, рыскания и крена (Т,Р,В).
Задача наведения ракеты (управления движением центра масс) сводится к управлению тремя составляющими скорости центра масс (продольной, нормальной и боковой), отделением ступеней и головной части таким образом, чтобы параметры движения центра масс ракеты в момент отделения головной части обеспечивали свободный полет последней по требуемой траектории. Автоматическая система управления, решающая эту задачу, называется системой наведения.
В общем случае система наведения состоит из трех каналов для управления боковой, нормальной и продольной составляющими скорости и каналов управления отделением ступеней и головной части.
Первые три канала работают с использованием обратной связи и образуют вместе с ракетой трехканальную замкнутую систему.
Управление отделением частей ракеты осуществляется по разомкнутой схеме (без обратных связей). На основании информации о движении центра масс ракеты на активном участке траектории определяется момент времени, в который необходимо отделить соответствующую часть ракеты и подается серия разовых команд на выключение двигательной установки и отделение головной части.
Основной задачей наведения является управление отделением головной части ракеты (отсечка двигательной установки) таким образом, чтобы головная часть, совершая в дальнейшем свободный полет, попала в заданную точку с требуемой точностью. Выполнение этой задачи обеспечивается каналом управления отделением головной части (отсечка двигателей), который представляет собой группу устройств, формирующих сигнал на выключение двигательной установки и отделение головной части в тот момент времени, когда некоторая функция параметров движения ракеты достигает значения, обеспечивающего с требуемой точностью прохождение траектории полета головной части через заданную точку. Положение этой точки относительно точки старта известно.