Назначение, структурная схема и принципы работы системы стабилизации движения ракеты

1. Назначение, структурная схема и принципы работы системы стабилизации движения ракеты.

На предыдущем занятии указывалось, что с по­мощью акселеромеров, измерительно-преобразовательные головки ко­торых установлены на платформе ТГС, в БВУ АСУр поступает инфор­мация о проекциях , , - текущего вектора кажущегося ус­корения движения центра масс ракеты на фиксированные в инерциальном пространстве направления. Датчики команд, установленные по осям платформы и рам карданова подвеса ТГС, обеспечивают БВУ АСУр информацией о текущих углах тангажа, рыскания ракеты u, y и j.

В АСУр эта информация необходима для решения двух задач:

- стабилизации движения ракеты относительно расчетной траек­тории;

- формирования и (или) коррекции расчетной траектории и выбо­ра моментов выключения двигателей последней ступени ракеты, от­деления ГЧ и боевых элементов, обеспечивающих их неуправляемое движение по попадающим траекториям (задача наведения ракеты на цель).

Первая задача решается системой стабилизации движения ракеты. При использовании параметрической программы угла тангажа («гибкого» наведения) система стабилизации движения ракеты на участке вы­ведения предназначена для устойчивой отработки программ углового движения и сведения к минимуму отклонения центра масс ракеты в боковом направлении.

Система стабилизации движения ракеты состоит из объекта управ­ления (ракеты) ОУ-р и автомата стабилизации АС (рис.1). Она имеет большой (внешний) контур - систему боковой стабилизации (СБС) - и малый (внутренний) контур (СУС). Оба контура связаны между собой через общие элементы - рулевые приводы с управляющими органами ракеты.

Рис.1. Структурная схема системы стабилизации движения

ОУ-р условно можно представить двумя блоками - блоком углово­го движения с параметрами на выходе u, y и j и блоком движения центра масс в боковой плоскости с выходной величиной , которую приближенно можно считать равной действительному ускорению движения центра масс ракеты в направлении оси Z стартовой СК или оси z геоцентрической инерциальной СК (составляющая вектора g на ось Z или z пренебрежимо мала).

Система стабилизации представляет собой совокупность ТГС с датчиками команд ДКu, ДКy, ДКj и акселерометром Аg, бортового вычислительного уст­ройства БВУ и рулевых приводов РПР, РПТ с управляющими органами У0Р и УОТ.

Рис.2. Программа угла вращения.

Система стабилизации работает следующим образом. Углы u, y и j , а также боковое ускорение , измеряются соответственно датчи­ками команд ДКu, ДКy, ДКj и акселерометром Аg. Электрические сиг­налы с этих измерительных устройств поступают в БВУ.

БВУ обеспе­чивает формирование управляющих сигналов на рулевые приводы раке­ты. Процесс формирования сигналов управления в БВУ можно предста­вить состоящим из трех основных этапов.

На первом этапе формируются программные значения углов танга­жа (uПР), рыскания (yПР) и вращения (jПР), что входит в задачу системы наведения ракеты. Программный угол тангажа может формиро­ваться, например, в функции проекции кажущейся скорости на одну из осей геоцентрической инерциальной системы координат на основе результатов прогноза точки падения или как функция вре­мени. Программный угол вращения обычно задается в функции времени (рис.2) для вертикального участка траектории ракеты с целью от­работки начального значения этого угла j0, соответствующего азимутальному развороту платформы ТГС перед пуском ракеты. После от­работки программы угла вращения основная плос­кость симметрии ракеты, как правило, находит­ся в плоскости стрельбы, что обес­печивает наклон траектории движения ракеты в сторону цели, а программное значение угла вращения становится рав­ным нулю. Кроме того, на первом этапе в БВУ формируются рассогла­сования Du=u-uПР; Dy = y-yПР; Dj = j-jПР между измеряемыми и прог­раммными значениями углов тангажа, рыскания и вращения, а также осуществляется двойное интегрирование сигнала с акселерометра AZ с целью получения информации о боковой скорости ракеты и боковом отклонении .

На втором этапе в соответствии с алгоритмами угловой и боковой стабилизации, использующими информацию о Du, Dy и Dj, и , фор­мируются управляющие сигналы в боковой плоскости (sр), плоскости стрельбы (sт) и управляющий сигнал (sв) для стабилизации угла вра­щения (не показанный на рис.1).

На третьем этапе осуществляется распределение управляющих сиг­налов sр, sт и sв по рулевым приводам, расположенным обычно в ос­новной и боковой плоскостях симметрии ракеты (проводится операция преобразования координат - ПК). Необходимость проведения операции преобразования координат объясняется несовпадением основной и бо­ковой плоскости симметрии ракеты с плоскостями XOCY и XOCZ старто­вой СК (или плоскостями z0h и z0x геоцентрической инерциальной СК) при отработке программного угла вращения jПР на начальном участке траектории движения ракеты (рис.3.).

Рис.3. Преобразование координат.

Принцип преобразования координат разъясняется студентам в случае наличия резерва времени на занятии либо слабой общетехнической подготовкой.

Принцип формирования алго­ритмов преобразования координат поясним для простейшего случая, когда продольная ось ракеты совпадает с осью x геоцентри­ческой СК, начало которой перенесено в центр масс ракеты, а основная плоскость симметрии ракеты развернута относитель­но плоскости стрельбы z0h на угол jПР. Поскольку управляющие сигналы sр и sт пропорциональны моментам стабилизирую­щих сил, предназначенным для ликвидации угловых отклонений ракеты соответственно по углам рыскания и тангажа, то они могут быть изображены в виде векторов, направленных по осям h и z. Из рис.3 видно, что для создания требуемых моментов стаби­лизирующих сил по осям Y1 и Z1 с помощью управляющих органов ракеты, расположенных по осям Y, и Z, связанной СК, необходимо спроекти­ровать векторы sр и sт на оси Y, и Z, и сложить алгебраически по одноименным осям полученные проекции. В результате получаются уп­равляющие сигналы sI-III и sII-IV в соответствии с выражениями:

являющимися простейшими алгоритмами преобразования координат. В БВУ систем управления штатных ракет, учитывая, во-первых, несовпа­дение направлений осей системы координат, связанной с осями карданова подвеса ТГС, геоцентрической инерциальной СК 0zhx и свя­занной СК OX1Y1Z1, во-вторых, необходимость проведения достаточ­но сложных программных угловых маневров по углам тангажа и рыска­ния (особенно на участке разведения боевых элементов) и создания момента стабилизирующих сил по углу вращения, применяют более сложные алгоритмы ПК.

__________________________________________________________________

2. Организация взаимодействия СБС и СУС.

Сформированные в БВУ управляющие сигналы sI-III и sII-IV подаются на рулевые приводы РПР и РПТ, расположенные обычно в основной и боковой плоскостях симметрии ракеты. С помощью рулевых приводов приводятся в действие управляющие органы ракеты, создающие момен­ты стабилизирующих сил относительно корпуса ракеты, например, пу­тем отклонений на углы dI-III и dII-IV у поворотных камер рулевого двига­теля ракеты. В качестве управляющих органов могут также применяться аэродинимаческие и газодинамические рули, форсунки вдува газа в закритическую часть сопла маршевого двигателя, рулевые сопла и т. д.

Моменты стабилизирующих сил, создаваемые управляющими органа­ми ракеты, обеспечивают не только ликвидацию угловых рассогласо­ваний Du, Dy и Dj, но и стабилизацию движения центра масс ракеты относительно плоскости стрельбы. Это происходит следующим образом (рис.4).

Рис.4. Взаимодействие СУС и СБС

Предположим, что порывом ветра (сила FB) ракету снесло от плоскости стрельбы на расстояние Z. Необходимо вернуть ее на рас­четную траекторию. С этой целью к корпусу ракеты должна быть при­ложена сила, противоположная по направлению силе ветра. В идеаль­ном случае эта сила может воздействовать на корпус таким образом, чтобы ракета возвращалась в плоскость стрельбы без разворота вок­руг центра масс. Для этого можно, например, расположить по оси Z, связанной СК реактивное сопло, создающее силу тяги, направленную в сторону, противоположную действию силы ветра. Однако такой спо­соб управления движением центра масс не нашел применения из-за многочисленных трудностей, связанных с его технической реализа­цией. Поэтому на всех ракетах движением центра масс управляют путем изменения углового положения ракеты. Сигнал на изменение углового положения sz вырабатывается в БВУ на основе информации с боковой скорости и боковой координате , полученной в резуль­тате двойного интегрирования выходных сигналов акселерометра Аg Под действием сигнала sz управляющий орган ракеты (поворотная камера маршевого двигателя на рис.4) отклоняется на определенный угол, вызывая изменение направления силы тяги Р относительно кор­пуса ракеты. Под действием созданного таким способом момента уп­равляющих сил ракета начинает разворачиваться вокруг центра масс в направлении плоскости стрельбы. Ее продольная ось занимает но­вое положение, обозначенное пунктирной линией на рис.4. В ре­зультате разворота ракеты на угол y, во-первых, появляется боко­вая составляющая сила тяги Рбok, под действием которой начинает уменьшаться расстояние Z, во-вторых, БВУ начинает формировать (на основе информации, поступающей с датчика команд ДКy) дополнитель­ный сигнал управления sy, который стремится повернуть управляющий орган ракеты в направлении, обеспечивающем уменьшение угла рыска­ния y, т. е. в обратную сторону. Таким образом, в процессе возвра­та ракеты в плоскость стрельбы управляющий орган перемещается под действием разностного сигнала

.

В точке 2 сигналы sy и sz могут быть равны, т. е. управляющие орга­ны ракеты находятся в нейтральном положении, но так как вектор си­лы тяги уже развернут вместе с корпусом ракеты, то она продолжает двигаться к плоскости стрельбы.

При дальнейшем движении ракеты рассогласование z уменьшается, что приводит к уменьшению составляющей сигнала управления sz. Следовательно, угол y, являющийся для большого контура системы стабилизации управляющим воздействием, также уменьшается, что при­водит к уменьшению величины боковой составляющей силы тяжести Рбok. Одновременно из-за уменьшения угла y становится меньше и состав­ляющая управляющего сигнала sy в малом контуре, что приводит к дополнительному уменьшению угла рыскания y. В результате такого взаимодействия внутреннего и внешнего контуров системы стабилиза­ции ракета возвращается в плоскость стрельбы по пологой траекто­рии. Таким образом, взаимодействие внутреннего и внешнего контуров обеспечивает стабилизацию движения центра масс ракеты в боковой плоскости, причем малый контур (СУС) выполняет роль управляющего органа в большом контуре (СБС).

3. Цифровой автомат угловой стабилизации ракеты.

По традиции, оставшейся от той поры, когда системы, входящие в состав АСУр, состояли из отдельных приборов, выполняющих определенные функции в составе только одной системы, автомат стабили­зации как управляющее устройство системы стабилизации движения современной РСН часто представляют состоящим из автомата угловой стабилизации (АУС) и автомата боковой стабилизации (АБС).

Автоматом угловой стабилизации называют совокупность ТГС с дат­чиками команд, бортового вычислительного устройства и рулевых при­водов с управляющими органами. АУС, в котором в качестве БВУ при­меняется БЦВМ с необходимыми дополнительными устройствами, назы­вают цифровым автоматом угловой стабилизации (ЦАУС). ЦАУС обеспе­чивает устойчивую отработку программ углового движения ракеты.

Рис. 5. Структурная схема ЦАУС

ТГС с датчиками команд (рис.5) является измерительным уст­ройством ЦАУС. В качестве датчиков в современных АСУр применяются различные типы индукционных функциональных преобразователей, на­пример, индукционный редуктосин (ИР). Конструкция ИР содержит зуб­чатый ротор и статор, на котором находятся обмотка возбуждения, запитываемая переменным синусоидальным напряжением стабильной час­тоты (обычно около 1000 Гц) и две выходные обмотки - синусная и косинусная.

Например, в процессе работы ЦАУС сигналы в выходных обмотках ДКy могут быть представлены в виде:

где us, uc - мгновенные значения напряжений в синусной и косинус­ной обмотках; k - коэффициент трансформации ИР; р- коэффициент электрической редукции; - круговая частота питающего напряже­ния; - огибающие выходных сигналов.

Коэффициент электрической редукции р равен числу зубцов в рото­ре ИР и показывает, сколько периодов изменения огибающей выходно­го сигнала содержится в полном обороте ротора ИР относительно ста­тора. Применение электрической редукции позволяет измерять угловое положение с ошиб­кой не более 30".

Таким образом, информация об угловом положении ракеты содер­жится в огибающих сигналов переменного синусоидального тока, про­порциональных синусам и косинусам измеряемых углов (с учетом элект­рической редукции), формирующихся в выходных обмотках датчиков команд.

Информация с датчиков команд поступает в фазовые преобразо­ватели углов (ФПУ).

ФПУ обеспечивает в каждом цикле преобразова­ния формирование интервалов времени, пропорциональных измеренно­му углу.

В БУО старт-импульсом открывается вход двоичного счетчика, ко­торый заполняется импульсами высокой и стабильной частоты от квар­цевого генератора. Стоп-импульс прекращает заполне­ние счетчика. Сформированный таким способом цифровой двоичный код, пропорциональный измеренному углу, по сигналу опроса с БЦВМ пере­писывается в ячейку ОЗУ для использования в алгоритмах стабилиза­ции.

Совокупность датчиков команд, ФПУ и элементов БУО, участвую­щих в преобразовании информации с ФПУ в двоичный код, называют обычно преобразователем "угол – фаза - временной интервал - код" или просто "угол-код".

БЦВМ в составе ЦАУС предназначена для реализации алгоритмов угловой стабилизации и преобразования координат на основе информа­ции, получаемой от датчиков команд и сформированной алгоритмами системы наведения ракеты. В состав алгоритмов угловой стабилиза­ции входят алгоритмы формирования рассогласований Du, Dy и Dj, а также алгоритмы формирования управляющих сигналов sр, sт и sв.

Необходимо заметить, что при проектировании ЦАУС проблема вы­бора структуры и параметров алгоритмов формирования управляющих сигналов sр, sт и sв представленных в виде дискретных разностных уравнений, яв­ляется одной из центральных, поскольку неудачное решение этой проблемы может привести к потере ракетой устойчивости в ее угло­вом движении и невыполнению боевой задачи.

Период дискретности T0 обычно является кратным базовому циклу БЦВМ и определяет частоту повторяемости вычислений по алгоритму ЦАУС.

Код управляющего сигнала по углу рыскания, сформированный в соответствии с алгоритмом ЦАУС, алгебраически суммируется с ко­дом сигнала управления СБС, после чего произ­водится обработка кодов управляющих сигналов sр, sт и sв алгорит­мами преобразования координат. Окончательно сформированные коды sI-III и sII-IV сигналов управления рулевыми приводами поступают на выходные преобразователи БУО. В БУО коды сигналов управления мо­гут преобразовываться либо в одинаковые по высоте импульсы тока, ширина которых соответствует значению кода сигнала управления в очередном цикле преобразования, либо в импульсы малой длительности (унитарный код), число которых за цикл преобразовакия соответствует значению кода сигнала управления

ПУРП (прибор управления рулевыми приводами) является согласую­щим устройством между БЦВМ с ВУО и РП. При использовании в составе ЦАУС непрерывных РП с внешней ООС ПУРП обеспечивает дополнительное преобразо­вание сигналов управления из БЦВМ в форму, удобную для РП, а также усиле­ние этих сигналов по мощности.

РП предназначен для преобразования сигнала управления в пере­мещение управляющего органа ракеты. В качестве РП используется следящая система, основными элементами которой явля­ются усилитель мощности (УМ), рулевая машина (РМ) и элементы от­рицательной обратной связи (ООС).

РМ является основным силовым элементом РП, обеспечивающим пре­образование маломощного электрического сигнала в перемещение управ­ляющего органа ракеты. В зависимости от способа преобразования электрической энергии в механическую, различают гидравлические, электрогидравлические и электрические РМ.

4. Цифровой автомат боковой стабилизации ракеты.

Совокупность ТГС с акселерометрами по g - направлению, БВУ и РП с УО называют иногда автоматом боковой стабилизации ракеты. АБС, где в качестве БВУ применяется БЦВМ с необходимыми вспомогатель­ными устройствами, называют цифровым автоматом боковой стабилиза­ции (ЦАБС). ЦАБС обеспечивает сведение к минимуму отклонения цент­ра масс ракеты в боковом направлении.

Рис.6. Структурно-алгоритмическая схема ЦАБС

Акселерометр Аg, состоящий из ИПГ и преобразователя "напряже­ние-частота импульсов" (рис.6), формирует в процессе работы ЦАБС импульсы, частота следования которых fa пропорциональна кажущемуся ускорению ракеты в g - направлении, которое с точ­ностью до ошибок выставки платформы ТГС в исходное положение перед пуском ракеты и удержания ее в этом положении во время полета на АУТ может совпадать с направлением оси z геоцентрической инерци-альной СК Oxhz (или направлением оси Z стартовой СК в момент пус­ка ракеты), т. е. .

В БУО с помощью преобразователя "частота-код" (Ч-К) на основе двоичного счетчика формируются двоичные числа, пропор­циональные приращениям кажущейся скорости движения ракеты DWg за цикл преобразования. Суммирование этих приращений в БЦВМ позволя­ет получать информацию о текущем значении скорости ракеты в боко­вом направлении Wg @ (при допущении о малости проекции вектора g на ось z).

БЦВМ в составе ЦАБС формирует двоичный код sz* управляющего сигнала из двоичных кодов значений боковой координаты и боковой скорости ра­кеты.

Выбор вида алгоритмов определяется требуемой точ­ностью получения информации о боковом отклонении ракеты.

Вычисляемый управ­ляющий сигнал ЦАБС sz складывается в БЦВМ алгебраически с управля­ющим сигналом sy канала рыскания СУС, и результирующий сигнал уп­равления sр обрабатывается алгоритмом ПК для правильного распре­деления по рулевым приводам ракеты.