Способ наведения вращающейся ракеты

Способ наведения вращающейся ракеты

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.

Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности наведения за счет компенсации фазовой связи (расфазировки), возникающей при угловом рассогласовании измерительной (связанной с определением координат ракеты) и исполнительной (связанной с рулями вращающейся ракеты) систем координат. Такая расфазировка ухудшает устойчивость системы, увеличивая колебательность процесса наведения, и приводит к снижению точности наведения и вероятности попадания ракеты в цель.

Известен способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, 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 отклонения рулей (патент RU №2107879, МПК⁶ F 41 G 7/00, 7/24, 07.12.94).

СН, реализующая этот способ, включает источник модулированного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное лазерное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча), и формирует команды управления рулями в связанной с вращающейся ракетой системе координат. Отклонения рулей вызывают соответствующие ускорения ракеты и возвращают ее к оси луча.

Недостатком этого способа является отсутствие каких-либо мер, направленных на уменьшение чувствительности к расфазировкам в системе.

Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения, заключающийся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, преобразовании сигналов рассогласования в сигналы управления в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов (Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). М., "Высшая школа", 1976, с.236-238, рис.7.16).

Функциональная схема СН, реализующей этот способ, представлена на фиг.1.

СН работает следующим образом. Формирователи сигналов рассогласования (ФСР) в вертикальном и горизонтальном каналах управления (включающие источник излучения 1 на пусковой установке, приемник излучения 2 на ракете, блок выработки вертикальной координаты 3, блок выработки горизонтальной координаты 4) формируют электрические сигналы, пропорциональные линейным рассогласованиям в вертикальной h₁ (в источнике информации h₂) и горизонтальной h₂ (в источнике информации h₁) плоскостях. Эти сигналы подводятся к роторам двух синусно-косинусных вращающихся трансформаторов (СКВТ) 6. Роторы СКВТ механически связаны с осью наружной рамки гироскопического датчика угла крена (ГДУК) 5, направленной по продольной оси ракеты. Угол поворота статора относительно ротора СКВТ равен углу крена γ ракеты, отсчитываемого от вертикального направления. Оси однофазных обмоток, уложенных на роторах, взаимно перпендикулярны. Напротив, соответственные обмотки статоров параллельны. Таким образом, осуществляется модуляция сигналов линейных рассогласований гармоническими сигналами частотой вращения ракеты по крену, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, т.е.:

u₁=kh₁cosγ+kh₂sinγ;

u₂=kh₂cosγ-kh₁sinγ,

где k - коэффициент пропорциональности ФСР.

Указанная модуляция преобразует сигналы управления из измерительной системы координат, связанной с лучом, во вращающуюся, связанную с ракетой, систему координат. Полученные сигналы u_1,2 поступают на обмотки управления приводов рулевых органов (ПРО) 7, 8. Отклонения рулей ПРО δ_1,2 возвращают ракету 9 (как объект управления) к оси луча при наличии рассогласований.

Недостатком этого способа также является отсутствие каких-либо мер, направленных на уменьшение чувствительности к расфазировкам в системе. Постоянное фазовое запаздывание ПРО, среднее значение которого априорно известно, может быть скомпенсировано, например, разворотом на постоянный угол γ₀ осей обмоток статора относительно осей вращения рулей (Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). М., "Высшая школа", 1976, с.246). При этом компенсируется расфазировка только определенной величины и одного знака.

В процессе работы СП действует ряд факторов, понижающих ее расчетную устойчивость и приводящих к возникновению расфазировок:

- разброс параметров ПРО, вызывающий разброс времени его срабатывания;

- уход наружной рамки ГДУК в процессе полета ракеты;

- разброс частоты вращения ракеты по крену относительно номинального значения из-за наличия допусков на элементы конструкции ракеты;

- изменение углового положения измерительной системы координат при стрельбе с движущегося носителя.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение чувствительности СН к возникающим в процессе полета знакопеременным расфазировкам Δ.

Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом, заключающимся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, преобразовании сигналов рассогласования в сигналы в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов, сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиливают с коэффициентом k₁, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабляют с коэффициентом k₂, которые устанавливают по зависимостям:

где

τ - текущее значение времени запаздывания привода рулевого органа;

τ₀ - номинальное значение времени запаздывания привода рулевого органа;

- текущее значение частоты вращения ракеты по крену;

- номинальное значение частоты вращения ракеты по крену,

причем диапазон изменения величины Δ ограничивают в пределах ±20°.

Для определения потребных коэффициентов передачи ФСР k₁ и k₂ рассматривается структурная схема СН ракеты с использованием передаточных функций (ПФ) ее элементов. Она представлена на фиг.2, где приняты следующие обозначения:

W_ФСР(р), W_ПРО(р), W_РКЗ(р) - ПФ ФСР, ПРО, ракеты кинематического звена соответственно;

- оператор дифференцирования по времени;

х_1,2 - входные сигналы СН (координаты положения оси луча) соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

y_1,2 - выходные сигналы СН (координаты ракеты) соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

- номинальное (априорно известное) значение фазового запаздывания ПРО.

ПФ разомкнутой СН в которой , для случая описания динамики ПРО звеном чистого запаздывания (W_ПРО(p)=е^-τр) имеет вид:

где W₀(p)=W_ФСР(p)W_ПРО(p)W_РКЗ(р) - ПФ СН, не содержащая комплексных коэффициентов;

Δ - величина фазовой связи (расфазировка), обусловленная разбросом параметров ПРО и частоты вращения ракеты:

Приведенная структурная схема СН согласно (1) с учетом несимметрии коэффициентов передачи в вертикальной и горизонтальной плоскостях (соответственно k₁ и k₂) представлена на фиг.3.

Устойчивость СН определяется ее характеристическим уравнением (Бесекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. "Наука", М., 1972, с.106, 107, 135), поскольку от его корней зависит характер переходного процесса в системе. Характеристическое уравнение рассматриваемой системы D(p)=0 запишем в виде:

Для системы с идентичными каналами (k_1,2=1) при отсутствии расфазировки (Δ=0) характеристическое уравнение (3) принимает вид:

Очевидно, что при выполнении условий

система с неидентичными за счет различных коэффициентов передачи каналами при наличии фазовой связи каналов Δ будет иметь характеристическое уравнение вида (4) и степень устойчивости системы с неидентичными каналами и фазовой связью между ними останется такой же, как и для системы с идентичными каналами при отсутствии фазовой связи, т.е. исключается влияние расфазировки на устойчивость системы. Условие (5) определяет требование к среднему арифметическому значению коэффициентов по каналам а условие (6) - к их среднему геометрическому Совместное решение уравнений (5) и (6) позволяет найти значения коэффициентов k₁ и k₂, обеспечивающих точную компенсацию фазовой связи величиной Δ любого знака

Например, при необходимости компенсации фазовой связи величиной как +8°, так и -8° значения коэффициентов должны устанавливаться равными 1,15 и 0,87.

Реализация различных по каналам коэффициентов передачи согласно (7) позволяет осуществлять компенсацию знакопеременной постоянной по величине фазовой связи каналов независимо от того, в каком канале управления (вертикальном или горизонтальном) устанавливается больший, а в каком - меньший коэффициент. Исходя из условий обеспечения наилучших показателей качества на участке переходного процесса в СН (участке встреливания ракеты в луч и ее вывода на линию визирования) в предлагаемом способе усиливают сигнал вертикального канала (как наиболее "нагруженного" вследствие действия ускорения силы тяжести) и ослабляют сигнал горизонтального канала.

Наиболее простым вариантом реализации в СН предлагаемого способа является введение в бортовую аппаратуру ракеты различных по каналам коэффициентов передачи (постоянных или переменных по полету) согласно (7) при априорном определении величины компенсируемой расфазировки Δ по (2) на основании прогнозируемых значений времени запаздывания ПРО и частоты вращения по крену с учетом их максимальных разбросов относительно номинальных значений. При наличии на борту ракеты устройств измерения времени запаздывания ПРО и частоты вращения по крену возможны непрерывное определение в полете сигналов k₁, k₂ и модуляция ими сигналов рассогласования соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Кроме того, априорно могут быть учтены другие факторы, вызывающие расфазировку, например уход наружной рамки ГДУК в процессе полета ракеты.

Ограничение величины компенсируемой расфазировки Δ (а соответственно, и величин коэффициентов k₁, k₂) в пределах ±20° определяется необходимостью обеспечения коэффициента передачи по одному из каналов не менее 0,7, что не позволяет существенно увеличить динамические ошибки в этом канале.

Введение в предлагаемом способе дополнительных операций усиления сигнала по одному из каналов и ослабления сигнала по другому каналу не приводит к ухудшению качества процессов наведения в СН при появлении расфазировок величиной больше или меньше выбранной для компенсации (в том числе, и при отсутствии расфазировок вообще) по сравнению с известным способом.

Применение предлагаемого способа наведения вращающейся по углу крена ракеты позволяет повысить точность наведения в условиях наличия расфазировок в СН любого знака, независимо от причин их возникновения.

Способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, преобразовании сигналов рассогласования в сигналы в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов, отличающийся тем, что сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиливают с коэффициентом k₁, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабляют с коэффициентом k₂, которые устанавливают по зависимостям:

где - знакопеременная величина расфазировки, обусловленная разбросом параметров приводов рулевых органов и частоты вращения ракеты по крену в процессе полета;

τ - текущее значение времени запаздывания привода рулевого органа;

τ₀ - номинальное значение времени запаздывания привода рулевого органа;

- текущее значение частоты вращения ракеты по крену;

- номинальное значение частоты вращения ракеты по крену, причем диапазон изменения величины Δ ограничивают в пределах ±20°.