Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу

Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу

Реферат

 

Изобретение предназначено для формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу. Принимаемое на борту ракеты модулированное лазерное излучение преобразуют в электрические сигналы, пропорциональные координатам ракеты относительно оси луча. Формируют сигналы управления ракетой путем преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты, связанным с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой. Сигналы управления ракетой преобразуют в отклонение ее рулей. При прерывании приема лазерного излучения на сборку ракеты отклонение рулей производят по сигналам управления, сформированным по сигналам, пропорциональным координатам ракеты в момент, предшествующий прерыванию приема излучения на время не более _макс , определяемого по зависимости где K_AУt_п - коэффициент передачи аппаратуры управления в момент времени прерывания t_п; К_c(t_п) - коэффициент передачи ракеты по угловой скорости разворота вектора скорости в момент времени прерывания t_п; V (t_п) - продольная скорость ракеты в момент времени t_п , по истечении которого сигнал управления обнуляют до возобновления приема модулированного лазерного излучения. 2 ил.

Изобретение касается разработки систем телеуправляемых ракет и может быть использовано в комплекте танкового вооружения, а также в малогабаритных зенитных комплексах.

Одной из задач, решаемых при разработке систем наведения, является управление ракетой в условиях прерывания линии "пусковая установка - ракета", т. е. прекращения выделения ее координат, возникающих в случаях: 1) выход ракеты из информационного поля управления под действием возмущения; 2) ослабления сигнала, принимаемого ракетой, до уровня, недостаточного для выделения координат, например, вследствие перекрытия сигнала дымовым шлейфом двигателя ракеты.

Известен способ формирования команд управления вращающейся ракетой, например, в противотанковом комплексе Милан, заключающийся в измерении отклонения от линии визирования элемента конструкции ракеты (трассера), формировании по измеренным отклонениям сигнала пропорционально координатам ракеты относительно линии визирования, формировании сигналов управления и подаче их на вход электромагнитного устройства.

Недостатком данного способа является срыв управления при прерывании приема светового сигнала трассера ракеты чувствительным ИК элементом пусковой установки. В этом случае сигналы управления носят шумовой характер, не соответствующий закону управления ракетой.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению является способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, заключающийся в приеме модулированного излучения лазера, преобразовании его в электрический сигнал, формировании сигналов, определяющих координаты ракеты относительно оси луча, преобразовании этих сигналов из неподвижной системы координат в систему, связанную с ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей.

Недостатком известного способа является срыв управления ракетой в условиях прерывания процесса выделения сигналов координат ракеты.

Целью изобретения является повышение точности наведения на цель в условиях прерывания процесса выделения сигналов координат.

Поставленная цель достигается тем, что в способе формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, заключающемся в приеме модулированного лазерного излучения, преобразовании его в электрический сигнал, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно луча, формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координат ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей, при прерывании приема модулированного лазерного излучения на борту ракеты отклонение рулей производят по сигналам управления, сформированным по сигналам, пропорциональным координатам ракеты в момент, предшествующий прерыванию приема излучения, на время не более _макс , где K_AУ(t_п) - коэффициент передачи аппаратуры управления в момент времени прерывания t_п, 1/м; K_c(t_п) - коэффициент передачи ракеты по угловой скорости разворота вектора скорости в момент времени прерывания t_п, 1/с; по истечении которого сигнал управления обнуляют до возобновления приема модулированного лазерного излучения.

Физический смысл коэффициента передачи аппаратуры управления K_АУ(t) заключается в том, что он определяет статическую зависимость угла отклонения рулей от отклонения ракеты от оси луча. Размерность коэффициента K_АУ(t) определяются рад/м или 1/м, так как по определению "радиан" безразмерная величина.

Физический смысл коэффициента передачи ракеты K_c(t) заключается в том, что он определяет установившееся значение угловой скорости разворота вектора скорости в зависимости от отклонения рулей. Размерность коэффициента передачи ракеты - 1/с. Коэффициент передачи ракеты характеризует ее маневренные свойства и определяются по зависимости /3, с. 105/: K_o(t) = /, Поставленная цель достигается тем, что на вход исполнительного устройства, отклоняющего рулевые органы ракеты, в течение времени = _макс или до возобновления приема модулированного лазерного излучения (т.е. < _макс ) подаются сигналы, соответствующие координатам ракеты в момент, предшествующий прерыванию.

Время , время, на которое происходит запоминание сигналов координат, определено из условия обеспечения уменьшения отклонения ракеты от оси луча в момент t_п, предшествующий прерыванию, в горизонтальной h_z(t_п) и вертикальной - h_y(t_п) плоскости до значения, близкого к нулю.

За время ракета должна уменьшить до нуля отклонения h_y,z, (t_п), т.е. достигнуть оси луча), следовательно, имеем: , где a_z,y - ускорение, развиваемое ракетой под действием сигналов управления; g - ускорение свободного падения.

Отсюда значение , в течение которого следует экстраполировать сигналы, будет определяться как .

Как известно [3, с. 384, с. 104], ускорение, развиваемое ракетой под действием сигналов управления, определяется по зависимостям a_z = h_z(t_п) K_AУ(t_п) K_c(t_п) V(t_п); (3) a_Y = h_y(t_п) K_AУ(t_п)K_c(t_п) V(t_п) + a_кв, (4) где a_кв - ускорение, развиваемое ракетой под действием команды компенсации силы тяжести.

Подставляя зависимость (3) в зависимость (1), получим для горизонтальной плоскости .

Подставляя зависимость (4) в зависимость (2), получим для вертикальной плоскости .

Поскольку при синтезе системы управления команды компенсации силы тяжести выбирается исходя из выполнения условия a_квg, выражения (5) и (6) совпадают.

Таким образом, целесообразное время запоминания сигналов координат как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскости определяется по зависимости (5) и не зависит от величины отклонения ракеты в момент прерывания приема модулированного лазерного излучения.

Произведение K_AУ(t_п)K_c(t_п)V(t_п) в знаменателе подкоренного выражения зависимости (5) представляет собой коэффициент передачи разомкнутого контура управления, физический смысл которого заключается в том, что он определяет нормальное ускорение a_z, a_y, развиваемое ракетой, в зависимости от отклонений ракеты от оси луча. Размерность коэффициента передачи разомкнутого контура управления - 1/с². Реализовать величины, входящие в зависимость (5), возможно следующим образом.

Коэффициент передачи аппаратуры управления K_AУ(t) является априорно известной функцией от полетного времени t, на который практически не влияют климатические условия стрельбы. Таким образом, в момент прерывания t_п на борту ракеты имеется информация о значении коэффициента передачи аппаратуры управления K_AУ(t_п).

Определение коэффициента передачи ракеты K_c(t_п) возможно двумя способами.

- априорно определением расчетного значения коэффициента K_c(t) для нормальных условий стрельбы, т.е. учета климатических условий стрельбы и допусков на элементы конструкции ракеты; - непосредственно вычислением в процессе полета при наличии на борту ракеты датчика нормального ускорения a_z, в качестве датчика ускорения может быть использован акселерометр [4, с. 68]: a_z= V , [3, с. 105] и датчика продольного ускорения a_x с определением в бортовом вычислителе текущего значения K_c(t) по зависимостям ; K_o(t) = / = a_z/(V(t). Таким образом, а момент прерывания t_п на борту ракеты имеется информация о значении коэффициента передачи ракеты по угловой скорости разворота вектора скорости K_c(t_n).

Определение продольной скорости ракеты V(t) возможно двумя способами: - априорно определением расчетного значения V(t) для нормальных условий стрельбы, т.е. без учета климатических условий стрельбы и допусков на элементы конструкции ракеты; - непосредственным вычислением в процессе полета по зависимости (7) при наличии на борту ракеты датчика продольного ускорения a_x.

Таким образом, в момент прерывания t_п на борту ракеты имеется информация о значении продольной скорости ракеты V(t_п).

При априорном определении расчетных значений коэффициента передачи ракеты K_c(t) и продольной скорости V(t) произведение K_АУ(t)K_c(t)V(t) является известной функцией от времени, и, следовательно, значение (t) также является известной функцией от времени, значение которой вводится в ботовую аппаратуру управления как программный коэффициент и затем в процессе пуска выдается необходимое значение /(t_п) в момент прерывания t_п. Заметим, что при малом диапазоне изменения (t) допустима реализации среднего по времени постоянного значения .

Упрощенная структурная схема устройства, реализующего данный способ, и эпюры напряжения, поясняющие принцип работы, приведены, на фиг. 1 и на фиг. 2.

На фиг. 1 даны RS - триггер 1; схема 2 задержки; схема И 3; генератор 4 импульсов; 5,6 - счетчики; 7 - регистр; 8 - исполнительное устройство.

На фиг. 2 даны эппюры: а - опорные (1) и координатные (2) импульсы на входах 1 и 2 соответственно RS - триггера 1; б - выходной сигнал RS - триггера 1; в - импульсы на входе счетчика 5; г - сигнал с выхода схемы задержки 2.

Устройство работает следующим образом.

Выделенные опорный 1 (фиг. 2,a) и координатный 2 импульсы, временные интервалы которых (t₁, t₂, t₃) определяют отклонения ракеты от оси луча, поступают на вход R RS - триггера 1, выполненный, например, на микросхеме 564ТМ2, и выставляет на его выходе нулевой логический уровень (фиг. 2,б), поступающий на схему И 3, который разрешает счетчику 5 счет импульсов от генератора 4.

При поступлении на вход S RS - триггера координатного импульса триггер 1 перебрасывается, запрещая счет импульсов от генератора. Записанная в двоичном коде информация со счетчика 5 (выполненного, например, на микросхеме 564ИЕ10) поступает в регистр 7 (фиг. 2,в) и в момент поступления координатного импульса по перебросу RS - триггера информация записывается и запоминается в регистре 7 (выполненном, например, на микросхеме 564ИР2) и одновременно через схему 2 задержки (фиг. 2,г) обнуляет счетчик 5 и 6 для приема последующей информации.

Записанная за период сканирования T информация (количество импульсов за время t₁) с регистра поступает на исполнительное устройство 8.

При поступлении следующего опорного импульса (промежутка времени t₂ и t₃ цикл повторяется. При этом количество импульсов, подсчитанных счетчиком 5, пропорционально времени t₁, t₂, t₃ (фиг. 2,в).

При пропадании координатного импульса на время не более _макс (в упрощенной структурой схеме представлен этот случай) RS - триггер не перебрасывается, импульс обнуления со схемы 2 задержки отсутствует и счетчик 6 производит счет импульсов от генератора 4 в течение времени _макс, значение которого дается зависимостью (5) описания, и по подсчету определенного количества импульсов за время _макс счетчик выдает сигнал обнуления, который поступает на регистр 7 и обнуляет его. При этом на исполнительное устройство в этот момент и далее поступает сигнал управления до момента появления координатного импульса.

Экстраполяция сигналов управления на время прерывания оптических сигналов или на время _макс позволяет уменьшить динамические ошибки системы управления ракетой при наведении ее в луче, а также повысить вероятность удержания ракет в луче при выстреливании в условиях действия начальных возмущений.

Прелагаемое техническое решение обеспечивает повышение точности наведения ракеты в условиях прерывания приема модулированного лазерного излучения.

Формула изобретения

Способ формирования команд управления вращающейся ракетой, наводящейся по лучу, заключающийся в приеме модулированного лазерного излучения, преобразовании его в электрический сигнал, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно оси луча, формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей, отличающийся тем, что при прерывании приема модулированного лазерного излучения на борту ракеты отклонение рулей производят по сигналам управления, сформированным по сигналам, пропорциональным координатам ракеты в момент, предшествующий прерыванию приема излучения на время не более _макс, определяемое выражением где К_АУ(t_п) - коэффициент передачи аппаратуры управления в момент времени прерывания t_п, 1/м; К_с(t_п) - коэффициент передачи ракеты по угловой скорости разворота вектора скорости в момент времени прерывания t_п, 1/с; v(t_п) - продольная скорость ракеты в момент времени t_n, м/с, по истечении которого сигнал управления обнуляют до возобновления приема модулированного лазерного излучения.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2