5.3. Инерциальная система управления (ису)

Инерциальная система управления предназначена для формирования траектории вывода ракеты в заданный сектор поиска цели и реализации конечного участка траектории ракеты в горизонтальной плоскости на предельно малой высоте по информации АРГС, а также для стабилизации ракеты на заданной траектории.

ИСУ выполнена в виде моноблока, который включает в себя:

• Бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ);

• Блок управления (БУ);

• Измерительный блок;

• Блок преобразующей электроники платформы;

• Блок преобразующей электроники датчиков угловых скоростей;

• Блок питания двигателей гироскопов;

• Блок сервисной электроники платформы;

• Устройство датчиков;

• Фильтр радиопомех;

• Три блока питания;

• Плату констант;

• Устройство связи.

БЦВМ предназначена для выполнения вычислений и выработки управляющих сигналов, необходимых для решения задач в соответствии с заложенной программой; электропитанием обеспечивается от бортовой сети ракеты через фильтр радиопомех(ФРП).

БУ предназначен для обмена информацией с БЦВМ, формирования управляющих сигналов и выдачи их на РП; в своем составе имеет цифроаналоговые преобразователи, устройство разовых команд, усилитель-корректор привода, цифровой делитель напряжения и другие узлы; связан с БЦВМ через мультиплексный канал обмена.

Измерительный блок представляет собой измерительное устройство, построенное по принципу трехосного индикаторного гиростабилизатора; в состав блока входят гироскопы, акселерометры, датчики углов гироскопов, датчики моментов гироскопов и преобразователь координат.

Блок преобразующей электроники платформы предназначен для преобразования сигналов датчики углов и акселерометров в двоичный код, чтения информации с платы констант и выдачи их в БЦВМ.

Блок преобразующей электроники датчиков угловых скоростей предназначен для формирования напряжения питания обмоток возбуждения датчиков угловых скоростей (ДУС), размещенных в устройстве датчиков, а также для усиления и преобразования их выходного напряжения; состоит из генератора опорного напряжения и фазочувствительного усилителя.

Блок питания двигателей гироскопов предназначен для формирования трехфазного напряжения специальной формы для питания двигателей гироскопов и выдачи сигнала опорной частоты для обслуживающей электроники ИСУ.

Блок сервисной электроники платформы формирует питающее напряжение ДУ гироскопов и токи управления, а также осуществляет фильтрацию, амплитудно-фазовое преобразование, усиление по напряжению и мощности сигналов стабилизации и арретирования платформы.

Блок питания предназначен для питания блоков ИСУ вторичными напряжениями постоянного и переменного тока, формируемыми из напряжения бортовой сети ракеты.

Коммутация блоков осуществляется через устройство связи.

5.4. Описание и работа ису

Функционально ИСУ состоит из двух главных частей: инерциальной навигационной системы (ИНС) и системы управления (СУ).

5.4.1. ИНС.

ИНС предназначена для формирования и выдачи в СУ следующей информации:

• Углов курса ψ_n , крена γ_n, тангажа ν_n ;

• Приращений кажущейся скорости ракеты ∆V_xk, ∆V_уk, ∆V_яk в платформенной системе координат (ПСК);

• Горизонтальных составляющих линейных скоростей V_x, V_z и координат R_x, R_z ракеты в навигационной системе координат (НСК);

• Высоты H и скорости ее изменения Ĥ полета ракеты над усредненной поверхностью;

• Параметров движения цели в НСК R_xц, R_zц,V_xц, V_zц.

Ошибка ИНС с учетом выставки за 400с полета δ≤ 2350 м.

НСК совпадает в точке старта ракеты с базовой системой координат (БСК) носителя. При этом, в процессе полета центр НСК остается неподвижным относительно земли, а вектор угловой скорости вращения ее осей совпадает по модулю и направлению с вектором угловой скорости вращения Земли.

ПСК совпадает с измерительными осями A_x, A_y, A_z, установленных на гиростабилизированной платформе (ГСП).

ПСК и НСК в момент старта ракеты совпадают с плоскостью местного горизонта, а их ориентация в азимуте определяется известным угловым рассогласованием.

Конструктивно ИНС состоит из ГСП с тремя ортогонально установленными на ней акселерометрами и датчиками углов по осям карданова подвеса платформы и БЦВМ, реализующей необходимые алгоритмы обработки информации.

ГСП предназначена для стабилизации положения измерительных осей акселерометров, что обеспечивает моделирование НСК.

В качестве чувствительных элементов ГСП использованы два бескарданных трехстепенных гироскопа. ГСП стабилизируется по сигналам с ДУ двигателями стабилизации постоянного тока с большой крутизной моментной характеристики. Управление ГСП осуществляется путем подачи тока управления на соответствующие ДМ.

ГСП через ПТЧК и УКП выдает в БЦВМ в виде цифрового кода информацию об ускорении движения ракеты относительно ПСК и угловом положении ПСК относительно связанной системы координат (ССК) ракеты.

БЦВМ считывает с ПК заложенные константы и по полученной информации формирует по алгоритмам ИНС скорости управления, которые блоком сервисной электроники платформы преобразуются в токи управления ГСП. Контур стабилизации ГСП замыкается через блок сервисной электроники платформы.

ИНС имеет два режима работы - начальной подготовки и автономной работы.

Режим начальной подготовки предназначен для определения начальной ориентации НСК относительно БСК носителя (НВ) и приема параметров целеуказания (ЦУ) (скорость и координаты цели) и исходной информации для автономной работы ИНС (начальная скорость и компоненты вектора угловой скорости вращения Земли) с аппаратуры подготовки и пуска (АПП) носителя.

В процессе НВ осуществляется физическое приведение ГСП в плоскость местного горизонта путем подачи управляющих воздействий (ω_x , ω_z ) на датчики моментов горизонтальных каналов гироскопов и математическое определение положения ПСК относительно БСК в азимуте путем расчета соответствующей матрицы ориентации.

При начальной подготовке АПП носителя передает в ИСУ следующую информацию:

• компоненты вектора угловой скорости вращения Земли;

• параметры азимутальной выставки;

• углы и синусы углов установки ракеты относительно носителя;

• горизонтальные составляющие вектора линейной скорости движения носителя;

• элементы матрицы перехода из БСК в ССК носителя;

• координаты и скорость цели;

• признак достоверности ЦУ.

Окончание процесса НВ и переход в режим автономной работы производится после приема признака, подтверждающего достоверность параметров ЦУ, но не ранее чем по истечении штатного времени готовности (60 с). Данная логика, позволяет организовать дежурный режим работы ИСУ.

В автономном режиме работы ИНС производит счисление текущих координат и скоростей движения ракеты и цели в НСК, определение высоты полета и скорости ее изменения над подстилающей поверхностью, выработки углов курса, крена, тангажа и сигнала коррекции по углу крена, а также приращений кажущейся скорости ракеты в ПСК.

Счисление координат и скоростей движения ракеты производится на основе измерений кажущихся ускорений акселерометрами. При этом выходной сигнал акселерометров преобразуется из непрерывной формы в дискретную с помощью ПТЧК и поступает в БЦВМ в виде вектора приращения кажущейся скорости в ПСК.

Для обеспечения выработки угла крена ракеты относительно плоскости местного горизонта определяется корректирующая добавка (γ_кор.) к углу крена, выдаваемого датчиком угла ГСП относительно ССК ракеты, которая вычисляется в БЦВМ на основе известной угловой скорости поворота ПСК относительно плоскости местного горизонта.

Для обеспечения работоспособности ИНС при угловых эволюциях ракеты, превышающих углы прокачки ГСП по курсу (±150°), предусмотрена возможность управления ГСП, что обеспечивает ее разворот по углу курса в сторону уменьшения углового рассогласования корпуса..

Информация о высоте и скорости изменения высоты полета ракеты над усредненной поверхностью выдается алгоритмом комплексирования (АК) с РВ. Эта информация используется в алгоритмах СУ для управления ракетой в продольной плоскости и стабилизации предельно малых высот. В АК производится комплексная обработка информации вертикального канала ИНС (показание вертикального акселерометра ГСП) и РВ (высота полета и признак исправности РВ), что обеспечивает требуемую точность стабилизации предельно малых высот как при исправном РВ, так и при его кратковременных отказах. На конечном участке полета при достижении заданного расстояния до цели начинает работать АК с АРГС. После захвата цели АРГС управление в боковой плоскости производится по передаваемой ею информации о координатах цели.