Способ управления самонаводящимся вращающимся снарядом

Способ управления самонаводящимся вращающимся снарядом

Реферат

 

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам с самонаведением. Указанное изобретение может быть использовано для противотанковых и зенитных ракет, а также для управляемых мин. Техническим результатом изобретения является повышение точности наведения управляемого снаряда за счет демпфирования колебаний, которое достигается введением в сигнал управления, пропорциональный угловой скорости вращения линии снаряд - цель, дополнительной составляющей, следующей на частоте собственных колебаний снаряда и демпфирующей эти колебания. Сущность изобретения: с помощью гироскопической головки самонаведения измеряют угловую скорость вращения линии снаряд - цель и изменение угловой скорости вращения вектора скорости снаряда в соответствии с сигналом управления (u). Ротор головки самонаведения вращают в направлении, противоположном вращению снаряда по крену, за счет чего сигнал управления формируют по зависимости где k₁, k₂ - коэффициенты пропорциональности, Т_г - постоянная времени головки самонаведения, - угол между продольной осью головки самонаведения и продольной осью снаряда, первая производная по времени сигнала управления. 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам с самонаведением. Указанное изобретение может быть использовано для противотанковых и зенитных ракет, а также для управляемых мин.

Широкое распространение для управляемых снарядов с самонаведением получил способ пропорциональной навигации.

В соответствии с этим способом на борту снаряда производят измерение угловой скорости вращения линии "снаряд-цель", формируют сигнал управления и пропорционально этому сигналу изменяют угловую скорость вращения вектора скорости снаряда для уменьшения величины промаха относительно цели.

Как правило, измерение угловой скорости вращения линии "снаряд-цель" осуществляют с помощью головки самонаведения, измеряющей угловую скорость вращения линии "снаряд-цель" с запаздыванием T_г, присущим ей как динамическому звену. Поэтому сигнал управления снарядом реально формируют по зависимости [1]: Возникновение в процессе наведения колебаний снаряда по углам атаки и скольжения, обусловленных отработкой управляющего сигнала, порывами ветра, аэродинамической несимметрией планера, релейностью управления и т.д., приводит к падению скорости снаряда, уменьшению перегрузки снаряда, необходимой для выбора промаха, и, следовательно, к ухудшению точности наведения снаряда на цель.

Задачей данного изобретения является повышение точности наведения управляемого снаряда за счет демпфирования колебаний, которое достигается введением в сигнал управления, пропорциональный угловой скорости вращения линии "снаряд-цель", дополнительной составляющей, следующей на частоте собственных колебаний снаряда и демпфирующей эти колебания.

Решение данной задачи достигается тем, что в способе, включающем измерение с помощью гироскопической головки самонаведения угловой скорости вращения линии "снаряд-цель" и изменение угловой скорости вращения вектора скорости снаряда в соответствии с сигналом управления (u), ротор головки самонаведения вращают в направлении, противоположном вращению снаряда по крену, за счет чего сигнал управления формируют по зависимости где k₁, k₂ - коэффициенты пропорциональности, T_г - постоянная времени головки самонаведения, - угол между продольной осью головки самонаведения и продольной осью снаряда.

Как правило, для уменьшения амплитуды собственных колебаний какого-либо процесса сигнал управления суммируют с сигналом, пропорциональным скорости изменения этих колебаний, т.е. с сигналом, следующим на частоте собственных колебаний и опережающим их по фазе. Для формирования такого сигнала на борту снаряда необходимо продифференцировать сигнал, пропорциональный угловым колебаниям снаряда по углам атаки и скольжения. Такой сигнал помимо демпфирующей составляющей содержит "паразитную" составляющую, обусловленную возникновением шумов при дифференцировании, что приводит к ухудшению точности наведения.

В данном изобретении предлагается способ управления, заключающийся в том, что помимо угловой скорости вращения линии "снаряд-цель" измеряют угловое рассогласование между медленноизменяющей свое положение продольной осью головки самонаведения и быстроизмеющей на частоте собственных колебаний свое положение продольной осью снаряда и суммируют сигнал, пропорциональный данному рассогласованию (k₂), с сигналом, пропорциональным угловой скорости вращения линии "снаряд-цель" так, что сигнал управления снарядом формируется по зависимости: Сигнал k₂ не является опережающим по фазе собственные колебания снаряда (т. е. результатом дифференцирования), а является запаздывающим по отношению к колебаниям снаряда на величину = arctg(2fT_г), где f - собственная частота колебаний снаряда (т. е. результатом интегрирования), но за счет знака "минус" при составляющей k₂ достигается демпфирование колебаний снаряда.

Для измерения угловой скорости вращения линии "снаряд-цель" наибольшее распространение получили следящие головки самонаведения. Такие головки самонаведения состоят, как правило, из координатора, непосредственно связанного с осью ротора гироскопа, ориентируемого в направлении цели с помощью двигателей коррекции. При отклонении оси координатора от направления на цель двигатели коррекции создают управляющие моменты, под действием которых гироскоп прецессирует в направлении совмещения оси координатора с целью. Измеряя величину моментов двигателей коррекции, например, по величине напряжения в обмотках управления, можно определить значение угловой скорости вращения линии "снаряд-цель".

Фиг. 1 представляет собой упрощенную структурную схему головки самонаведения, где: - угловое положение линии "снаряд-цель"; _г - угловое положение продольной оси головки самонаведения; = -_г; u - сигнал управления (напряжение в обмотках коррекции головки самонаведения); M_к - момент коррекции; M_возм. - возмущающий момент; q₁, q₂ - коэффициенты передачи; H - кинетический момент ротора головки самонаведения; p - оператор Лапласа.

Анализ структурной схемы [2] показывает, что где k₁ = H/q₂, T_г = H/q₁q₂, т.е. напряжение в обмотках коррекции (сигнал управления) определяется зависимостью Однако, как правило, невозможно обеспечить точное измерение угловой скорости вращения линии "снаряд-цель" в силу, например, наличия трения в подшипниках карданова подвеса гироскопа головки самонаведения. Это приводит к тому, что при колебаниях снаряда по углам атаки и скольжения в процессе наведения головка самонаведения также вовлекается в движение. Для вращающегося по крену снаряда это движение такого, что ось головки самонаведения стремится в направлении к продольной оси снаряда [3]. Учитывая, что головка самонаведения, как динамическое звено, представляет собой элемент запаздывания, перемещение оси головки самонаведения в направлении к оси снаряда происходит с некоторым запаздыванием по отношению к изменению (колебаниям) продольной оси снаряда.

Действительно, записав передаточную функцию W_(р) = u/M_возм., получим: где k₂ = 1/q₂, T_г = H/q₁q₂.

Таким образом, сигнал с реальной головки самонаведения при управлении вращающимся по крену снарядом определяется зависимостью Анализ выражений (2) и (4) показывает, что они отличаются знаком при составляющей k₂. Знак "плюс" при k₂ вызывает "раскачивание" снаряда, знак "минус" - демпфирование.

Для изменения знака "плюс" на знак "минус" предлагается осуществлять вращение ротора гироскопа головки самонаведения в направлении, противоположном направлению вращения снаряда по крену. При этом воздействие сил трения в кардановом подвесе гироскопа головки самонаведения приводит к возникновению моментов, стремящихся увеличить угловое рассогласование между осью гироскопа и продольной осью снаряда. За счет изменения знака сигнала в головке самонаведения на противоположный и запаздывания этого сигнала по отношению к колебаниям снаряда по углам атаки и скольжения достигается демпфирующий эффект.

В этом случае структурная схема головки самонаведения принимает вид, показанный на фиг. 2.

Из фиг, 2 следует, что сигнал управления определяется зависимостью Таким образом, предлагаемый способ управления обеспечивает малые колебания снаряда по углам атаки и скольжения и тем самым высокую точность наведения на цель.

Источники информации: 1. Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. М., Машиностроение, 1965, с. 455 - 457.

2. Фельдбаум А.А., Бутковский А.Г. Методы теории автоматического управления. М., Наука, 1971, с. 94 - 99.

3. Павлов В.А. Теория гироскопа и гироскопических приборов, Л., Судостроение, 1964, с. 122-124, 152-153.

Формула изобретения

Способ управления самонаводящимся вращающимся снарядом, включающий измерение с помощью гироскопической головки самонаведения угловой скорости вращения линии снаряд-цель и изменение угловой скорости вращения вектора скорости снаряда в соответствии с сигналом управления (U), отличающийся тем, что ротор головки самонаведения вращают в направлении, противоположном вращению снаряда по крену, а сигнал управления формируют по зависимости где k₁, k₂ - коэффициенты пропорциональности; Т_г - постоянная времени головки самонаведения; - угол между продольной осью головки самонаведения и продольной осью снаряда; первая производная по времени сигнала управления.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2