УСТРОЙСТВО ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛОВ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ СИММЕТРИЧНОЙ РАКЕТЫ

Полезная модель относится к управлению летательными аппаратами и может быть использована в системах стабилизации полета симметричных зенитных управляемых ракет (ЗУР) с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей.
Управление современными скоростными ЗУР осуществляется с помощью бортовых систем стабилизации, которые в общем случае выполняются в виде трехканальной системы автоматического регулирования - относительно поперечных осей (каналы поперечного управления в плоскостях расположения двух пар аэродинамических рулей) и продольной оси (канал крена) ракеты. Наиболее распространенной и используемой для стабилизации ЗУР является система стабилизации с обратными связями по угловой скорости и линейному ускорению.
Известно устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракетой, содержащее два идентичных канала поперечного управления, каждый из которых включает в себя формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению, содержащий датчик линейного ускорения, выход которого соединен с первым входом сумматора, второй вход которого подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления ракетой, а выход соединен с входом первого масштабирующего усилителя, выход которого является выходом этого формирователя; формирователь сигнала управления приводом пары рулей, находящихся в одной плоскости, содержащий последовательно включенные датчик угловой скорости, инвертор и второй масштабирующий усилитель, выход которого является выходом этого формирователя. Данные формирователи образуют в контуре управления обратные связи, соответственно, по линейному ускорению и угловой скорости [Проектирование зенитных управляемых ракет. Под ред. И.С.Голубева и В.Г. Светлова. М. Изд. МАИ, 1999, стр.404-405].
Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при осуществлении известного устройства формирования сигналов управления симметричной ракетой, является недостаточная точность управления ракетой из-за наличия систематической статической ошибки между значениями заданной команды управления и бокового линейного ускорения, отрабатываемого ракетой. Это обусловлено тем, что передаточная функция замкнутой системы стабилизации определяется такими параметрами, как динамический коэффициент статической устойчивости, эффективность аэродинамических рулей,
скорость полета, нормальная сила, создаваемая за счет угла атаки ракеты, передаточные числа автопилота по боковому линейному ускорению. Поскольку в известном устройстве отсутствует обратная связь по углу атаки ракеты, передаточная функция системы в принципе не может быть равна единице, что и обуславливает недостаточную точность управления ракетой.
Задачей полезной модели является разработка устройства, обеспечивающего астатическое формирование сигналов управления симметричной ракетой, при котором в установившемся режиме ее полета достигается равенство отрабатываемого линейного бокового ускорения соответствующей команде управления. Технический результат при осуществлении полезной модели выражается в повышении точности управления симметричной ракетой.
Это достигается тем, что в известное устройство формирования сигналов управления симметричной ракетой с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей, содержащее два идентичных канала поперечного управления, каждый из которых включает в себя формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению, содержащий датчик линейного ускорения, выход которого соединен с первым входом первого сумматора, второй вход которого подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления ракетой, первый масштабирующий усилитель, выход которого является выходом этого формирователя; формирователь сигнала управления приводом пары рулей, находящихся в одной плоскости, содержащий последовательно включенные датчик угловой скорости, первый инвертор и третий масштабирующий усилитель, выход которого является выходом этого формирователя, согласно полезной модели первый сумматор, первый инвертор, первый и второй масштабирующие усилители выполнены цифровыми, в качестве датчиков линейного ускорения и угловой скорости использованы соответствующие датчики с цифровым выходом, в формирователь сигнала ошибки введены цифровой интегратор, второй сумматор, второй цифровой масштабирующий усилитель, в каждый из упомянутых каналов управления введены блок цифро-аналоговых преобразователей (ЦАП) и цифровой формирователь сигнала, пропорционального углу атаки ракеты; при этом в формирователе сигнала ошибки вход цифрового интегратора соединен с выходом первого цифрового сумматора, а выход - с первым входом второго цифрового сумматора, выход которого соединен с входом первого цифрового масштабирующего усилителя, а второй вход - выходом второго цифрового масштабирующего усилителя, вход которого соединен с первым входом первого сумматора; цифровой формирователь сигнала, пропорционального углу атаки ракеты содержит последовательно включенные вычислитель плотности воздуха и скорости звука, делитель, вычислитель коэффициента подъемной силы ракеты, первый, второй и третий умножители, вычислитель угла атаки ракеты, второй инвертор и четвертый масштабирующий усилитель, выход которого является выходом формирователя, при этом первый и второй входы вычислителя
плотности воздуха и скорости звука подключены к бортовому оборудованию, соответственно, к выходу измерителя высоты и выходу измерителя скорости ракеты, к которому также подключены вторые входы делителя и второго умножителя; второй выход вычислителя плотности воздуха и скорости звука соединен со вторым входом первого умножителя, второй вход третьего умножителя соединен с источником сигнала, пропорционального отношению миделя ракеты к ее массе, ко второму входу вычислителя угла атаки ракеты подключен выход датчика угловой скорости вращения ракеты, а выходы первого, третьего и четвертого цифровых масштабирующих усилителей соединены с входами ЦАП, выход которого является выходом канала поперечного управления.
Введение интегратора в обратную связь по боковому линейному ускорению обеспечивает астатизм замкнутой системы стабилизации. Включение второго масштабирующего усилителя параллельно первому сумматору и интегратору образует интегро-дифференцирующее звено, благодаря чему возникает эффект дифференцирования сигналов в цепи прохождения команд радиоуправления. Введение вычислителя угла атаки является новым и обеспечивает позиционную обратную связь по углу атаки. Выполнение устройства формирования сигналов управления на элементах цифровой техники позволяет увеличить собственную частоту замкнутой системы стабилизации до 50-100 Гц, что принципиально невозможно при аналоговом выполнении устройства. Все это обеспечивает повышение точности управления ракетой.
Полезная модель поясняется чертежами, на которых представлены: фиг.1 - структурная схема канала поперечного управления устройства формирования сигналов управления симметричной ракетой; фиг.2 - график зависимости скорости звука от высоты; фиг.3 - график зависимости массовой плотности воздуха от высоты.
Устройство формирования сигналов управления симметричной ракетой с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей состоит из двух идентичных каналов поперечного управления соответствующей парой этих рулей. Каждый из каналов (фиг.1) содержит цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению, цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости и цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты. Цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению содержит датчик бокового линейного ускорения 1, последовательно включенные первый цифровой сумматор 2, цифровой интегратор 3, второй цифровой сумматор 4 и первый цифровой масштабирующий усилитель 5, выход которого подключен к первому входу блока ЦАП 6. Первый вход цифрового сумматора 2, являясь входом канала, подключен к соответствующему цифровому выходу бортовой системы управления ракетой (на схеме не показано), к которому также подключен вход второго цифрового
масштабирующего усилителя 7, выход которого соединен с вторым входом второго цифрового сумматора 4. Второй вход первого цифрового сумматора 2 соединен с цифровым выходом датчика линейного ускорения 1.
Цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости вращения ракеты содержит датчик угловой скорости 8 с цифровым выходом, с которым последовательно соединены первый цифровой инвертор 9 и третий цифровой масштабирующий усилитель 10, выход которого подключен ко второму входу блока ЦАП 6.
Цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты содержит последовательно включенные цифровые вычислитель плотности воздуха и скорости звука 11, делитель 12, вычислитель коэффициента подъемной силы ракеты 13, первый 14, второй 15 и третий 16 умножители, вычислитель угла атаки ракеты 17, второй инвертор 18 и четвертый масштабирующий усилитель 19, выход которого подключен к третьему входу блока ЦАП 6. Первый и второй входы вычислителя плотности воздуха и скорости звука 11 подключены к бортовому оборудованию, соответственно, к выходу измерителя высоты Н и выходу измерителя скорости V ракеты (на схеме не показаны). Ко второму входу вычислителя плотности воздуха и скорости звука 11 также подключены вторые входы делителя 12 и второго умножителя 15, а ко второму выходу - второй вход первого умножителя 14. Второй вход третьего умножителя 16 соединен с источником сигнала, пропорционального отношению миделя ракеты к ее массе (на схеме не показан). Второй вход вычислителя угла атаки ракеты 17 соединен с цифровым выходом датчика угловой скорости 8. Вторые входы первого 5, второго 7, третьего 10 и четвертого 19 масштабирующих усилителей подключены к соответствующим выходам автопилота ракеты (на схеме не показано). Выходы блока ЦАП 6 являются выходами канала поперечного управления, которые связаны с рулевым приводом соответствующей пары аэродинамических рулей ракеты (на схеме не показано). В качестве перечисленных элементов схемы устройства, за исключением датчиков 1 и 8, могут быть использованы типовые элементы бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) ракеты.
Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей работает следующим образом. При отработке ракетой команд радиоуправления λ в поперечных плоскостях связанной системы координат возникают боковые линейные ускорения W и угловые скорости вращения ω относительно ее поперечных осей, измеряемые в каждом канале поперечного управления, соответственно, датчиком боковых линейных ускорений 1 и датчиком угловой скорости 8. В цифровом формирователе управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению сигнал, пропорциональный значению команды радиоуправления λ, поступает на первый вход первого сумматора 2, на второй вход которого подается цифровой
∂
∂
1
инвертированный сигнал, пропорциональный величине бокового линейного ускорения W, с выхода датчика бокового линейного ускорения 1. На выходе первого сумматора 2 выделяется сигнал ошибки, пропорциональный разности сигнала радиоуправления λ и сигнала, пропорционального W. Этот сигнал интегрируется (3) и подается на первый вход второго масштабирующего усилителя 4, на второй вход которого подается с выхода второго масштабирующего усилителя 7 сигнал радиоуправления 2, масштабированный передаточным числом автопилота Т. За счет этого в передаточной функции замкнутой системы стабилизации появляется интегро-дифференцирующее звено (1+рТ), с эффектом дифференцирования, позволяющим скомпенсировать запаздывание от инерционного звена (1+рT) и тем самым расширить полосу пропускания системы стабилизации. Выходной сигнал второго сумматора 4 масштабируется (5) передаточным числом автопилота, преобразуется в аналоговую форму в блоке ЦАП 6 и в качестве управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению подается в рулевой привод соответствующей пары аэродинамических рулей ракеты.
В цифровом формирователе управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости вращения ракеты формируемый датчиком угловой скорости 8 сигнал, пропорциональный величине угловой скорости ω, инвертируется (9), масштабируется (10) передаточным числом автопилота, преобразуется в аналоговую форму в блоке ЦАП бив качестве управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости подается в рулевой привод этой же пары аэродинамических рулей ракеты.
4
Формирование управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты осуществляется следующим образом. Угол атаки ракеты α может быть определен по приведенной выше формуле, в которой динамический коэффициент подъемной силы ракеты a, создаваемой аэродинамическим способом за счет угла атаки, определяется известным выражением [Проектирование зенитных управляемых ракет. Под ред. И.С.Голубева и В.Г. Светлова. М. Изд. МАИ, 1999, стр.404-405]:
,
где  - коэффициент подъемной силы ракеты;
- скоростной напор;
S - мидель ракеты;
m - вес ракеты;
V - скорость полета ракеты.
4
Из бортовой аппаратуры ракеты, например, от цифровой инерциальной системы наведения, цифровые сигналы, пропорциональные текущим значениям высоты  и скорости полета  поступают, соответственно, на первый и второй входы вычислителя 11, в памяти которого хранится таблица параметров стандартной атмосферы [Таблица стандартной атмосферы. ГОСТ 4401-64, 1964]. На основании показателей  и  методом интерполяции табличных значений (фиг.2, фиг.3) определяются массовая плотность воздуха ρ и скорость звука a и формируются цифровые сигналы, пропорциональные текущим значениям  и . Цифровые сигналы, пропорциональные , поступают также на второй вход делителя 12, на первый вход которого подаются цифровые сигналы, пропорциональные текущим значениям скорости звука . Путем деления цифрового сигнала  на цифровой сигнал  формируется цифровой сигнал, пропорциональный текущему значению числа Маха (), который поступает в вычислитель 13, в памяти которого хранится априорная зависимость коэффициента подъемной силы ракеты  в функции числа Маха. На основании текущего значения  методом интерполяции табличных значений определяется текущее значение и формируется пропорциональный ему цифровой сигнал, который в первом умножителе 14 перемножается с цифровым сигналом, пропорциональным массовой плотности воздуха , поступающим со второго выхода вычислителя 11. Далее цифровой сигнал, пропорциональный произведению (·), во втором умножителе 15 перемножается с цифровым сигналом, пропорциональным текущей скорости полета ракеты , поступающим на его второй вход. Результатом обработки этих сигналов является цифровой сигнал, пропорциональный произведению коэффициента подъемной силы ракеты  на скоростной напор q, который поступает в третий умножитель 16. На его второй вход из БЦВМ ракеты поступают цифровые сигналы, пропорциональные постоянной величине отношения миделя S к весу m ракеты. Результатом обработки этих сигналов является цифровой сигнал, пропорциональный значению динамического коэффициента подъемной силы ракеты a, который поступает на первый вход вычислителя угла атаки 17, на второй вход которого поступает цифровой сигнал, пропорциональный угловой скорости ω с выхода датчика угловой скорости 8. С выхода вычислителя 17 снимается цифровой сигнал, пропорциональный текущему значению угла атаки ракеты , который инвертируется (18), масштабируется (19) передаточным числом автопилота, преобразуется в аналоговую форму в блоке ЦАП 6 и в качестве управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки подается в рулевой привод этой же пары аэродинамических рулей ракеты.