УСТРОЙСТВО ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛОВ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ СИММЕТРИЧНОЙ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ВЕРТИКАЛЬНЫМ СТАРТОМ НА АВТОНОМНОМ УЧАСТКЕ ЕЕ ПОЛЕТА

Полезная модель относится к управлению летательными аппаратами, в частности к автопилотам зенитных управляемых ракет (ЗУР).
Процесс наведения на цель ЗУР с вертикальным стартом состоит из двух этапов: автономного участка полета после выхода из транспортно-пускового контейнера (ТПК) и поле-га с радиоуправлением в режиме сопровождения радиолокационной станцией (РЛС) наведения. На автономном участке полета с помощью автопилота решается задача склонения ракеты в вертикальной плоскости с одновременным разворотом ее по крену в положение, при котором в момент начала радиоуправления одна из приемо-передающих антенн, расположенных на корпусе ракеты, должна быть направлена на антенну РЛС наведения ракеты независимо от азимутальной направленности ее полета к цели.
Известен автопилот для симметричной зенитной управляемой ракеты с вертикальным стартом, содержащий программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство, исполнительный механизм в виде первого, второго, третьего и четвертого рулевых трактов, связанных механически с соответствующими рулями ракеты, при этом программный механизм выполнен в виде приемника-преобразователя цифровой информации о потребном угле склонения продольной оси ракеты по тангажу и приемника-преобразователя цифровой информации о потребном угле разворота ракеты по крену, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами гироскопического устройства, которое выполнено в виде одноосной стабилизированной гироплатформы, на оси стабилизации которой установлен преобразователь координат, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства, третий вход которого соединен с третьим выходом гироскопического устройства; первый выход трехканального счетно-решающего устройства соединен с первым входом рулевых трактов четвертого и второго рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов третьего и первого рулей, а третий выход - со вторыми входами первого-четвертого рулевых трактов, причем ко второму входу рулевых трактов первого и четвертого рулей - инверсно [1].
Причины, препятствующие достижению указанного ниже технического результата при пользовании известного автопилота, заключаются в следующем. Момент окончания автономного полета и начала радиоуправления ракетой определяется по предполетной и априорной информации параметрах движения цели и требуемом динамическом состоянии ракеты, введенной в автопилот непосредственно перед пуском. В отдельных случаях по своему динамическому состоянию ракета может быть готова к радиоуправлению ранее или позднее назначенного времени. Поэтому, при недостаточном объеме предполетной информации снижается точность определения системами РЛС введения действительного положения ракеты, вследствие чего в момент начала радиоуправления возникают колебательные движения ракеты, что приводит к снижению скорости ее полета к цели. Кроме того, в целях обеспечения живучести зенитно-ракетного комплекса пусковая установка должна быть расположена на значительном (порядка 1000 м) расстоянии от РЛС наведения и может находиться в момент пуска «за спиной» РЛС по отношению к цели, при этом вероятность захвата ракеты на сопровождение снижается из-за недостаточной информации о действительном положении центра тяжести ракеты в пространстве.
Сущность полезной модели заключается в следующем. Ее задачей является разработка и создание устройства формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета, обеспечивающего плавный переход ракетой с автономного на радиоуправляемый полет за счет оптимизации момента начала радиоуправления в зависимости от действительного динамического состояния ракеты и повышение надежности ее захвата на сопровождение при больших расстояниях между пусковой установкой и РЛС наведения.
Это достигается тем, что в известном устройстве автопилота для симметричной зенитной управляемой ракеты с вертикальным стартом, содержащем программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство, исполнительный механизм в виде первого, второго, третьего и четвертого рулевых трактов, связанных механически с соответствующими рулями ракеты, при этом первый и второй выходы преобразователя координат соединены соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства, первый выход которого связан с первым входом рулевых трактов четвертого и второго рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов третьего и первого рулей, а третий выход - со вторыми входами первого-четвертого рулевых трактов, причем ко второму входу рулевых трактов первого и четвертого рулей - инверсно, согласно полезной модели введен трехканальный блок цифро-аналоговых преобразователей, а программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство выполнены цифровыми и связаны между собой интерфейсными шинами; при этом программное устройство содержит блок обработки предполетной информации, вход которого по интерфейсной шине через бортовой разъем связан с аппаратурой стартовой автоматики пусковой установки, формирователь команды управления по крену, формирователь команды начала управления ракетой, формирователь команды управления по курсу, формирователь команды управления по тангажу, причем первый, второй и третий выходы блока обработки предполетной информации подключены соответственно к первому-третьему входам формирователя команды управления по крену, четвертый выход - к первому входу формирователя команды начала управления ракетой, пятый и шестой выходы - соответственно к первому и второму входам формирователя команды управления по тангажу, а седьмой и восьмой выходы - соответственно к четвертому и пятому входам формирователя команды управления по курсу; гироскопическое устройство выполнено в виде бескарданной инерциальной системы, первый-пятый выходы которой соединены соответственно с третьим-седьмым входами формирователя команды управления по тангажу, шестой выход подключен ко второму входу преобразователя координат, а седьмой и восьмой выходы соединены соответственно со вторым и третьим входами формирователя команды управления по курсу; выход формирователя команды управления по крену подключен к третьему входу трехканального счетно-решающего устройства, первый и второй выходы формирователя команды управления по тангажу соединены соответственно со вторым входом формирователя команды начала управления ракетой, выход которого связан с бортовой аппаратурой ракеты, и первым входом преобразователя координат, а третий выход подключен к первому входу формирователя команды управления по курсу, выход которого соединен с третьим входом преобразователя координат, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства, выходы которого связаны с указанными входами рулевых трактов исполнительного механизма через трехканальный блок цифро-аналоговых преобразователей.
Блок обработки предполетной информации содержит три сумматора, три формирователя тригонометрических функций, два умножителя, два делителя, первую схему извлечения квадратного корня, при этом первый и второй входы блока соединены соответственно с первым и вторым входами первого сумматора, третий и четвертый входы блока соединены соответственно с первым и вторым входами второго сумматора, выход первого сумматора соединен соответственно с первым входом третьего формирователя тригонометрической функции, выход которого является первым выходом блока, первым и вторым входами второго умножителя и первым входом второго делителя; выход второго сумматора соединен соответственно со вторым входом третьего формирователя тригонометрической функции, первым и вторым входами первого умножителя и первым входом первого делителя; выходы первого и второго умножителей подключены соответственно к первому и второму входам третьего сумматора, выход которого соединен с входом первой схемы извлечения квадратного корня, выход которого подключен соответственно к вторым входам первого и второго делителей, выходы которых являются соответственно четвертым и пятым выходами блока; пятый и шестой входы блока соединены с его вторым и третьим выходами, седьмой вход блока соединен с его восьмым выходом, а также с входами первого и второго формирователей тригонометрических функций, выходы которых являются соответственно шестым и седьмым выходами блока.
Формирователь команды управления по крепу содержит последовательно соединенные трехвходовый сумматор, инвертор и формирователь сигнала, пропорциональною потребному углу крена, причем первый-третий входы трехвходового сумматора соединены соответственно с первым-третьим выходами блока обработки предполетной информации, а выход формирователя сигнала, пропорционального потребному углу крена, является выходом формирователя команды управления по крепу, который подключен к третьему входу трехканального счетно-решающею устройства.
Формирователь команды начала управления ракетой выполнен в виде схемы сравнения, первый вход которой соединен с восьмым выходом блока обработки предполетной информации, второй вход - с четвертым выходом формирователя команды управления по тангажу, а выход схемы сравнения подключен к бортовому оборудованию ракеты.
Формирователь команды управления по курсу содержит третий и четвертый умножители, четвертый сумматор, третий делитель и вторую схему извлечения квадратного корня, при этом первый вход третьего умножителя является первым входом формирователя и подключен к третьему выходу формирователя команды управления по тангажу, второй вход третьего умножителя является вторым входом формирователя и подключен к седьмому выходу гироскопического устройства, первый вход четвертою умножителя является третьим входом формирователя и подключен к восьмому выходу гироскопического устройства, второй вход четвертого умножителя является четвертым входом формирователя и подключен к седьмому выходу блока обработки предполетной информации, второй вход третьего делителя является пятым входом формирователя и подключен к восьмому выходу блока обработки предполетной информации; выходы третьего и четвертого умножителей подключены соответственно к первому и второму входам четвертого сумматора, выход которого соединен с первым входом третьего делителя, выход которого соединен с входом второй схемы извлечения квадратного корня, выход которой является выходом формирователя, который подключен к третьему входу преобразователя координат.
Формирователь команды управления по тангажу содержит пятый-семнадцатый умножители, пятый-десятый сумматоры, четвертый-пятый делители, четвертый формирователь тригонометрической функции, третью схему извлечения квадратного корня, масштабирующий усилитель, при этом первый и второй входы пятого умножителя объединены и, являясь третьим входом формирователя, соединены с первым выходом гироскопического устройства; первый и второй входы шестого умножителя объединены и, являясь четвертым входом формирователя, соединены со вторым выходом гироскопического устройства; выход пятого и выход шестого Умножителей подключены соответственно к первому и второму входам пятого сумматора, к выходу которого подключен вход третьей схемы извлечения квадратного корня, выход которой, являясь четвертым выходом формирователя, соединен с первым входом четвертого делителя, второй вход которого объединен с первым входом пятого делителя и, являясь пятым входом формирователя, подключен к третьему выходу гироскопического устройства, а второй вход пятого делителя, являясь шестым входом и третьим выходом формирователя, подключен к четвертому выходу гироскопического устройства; выход четвертого делителя соединен с первыми входами седьмого и восьмого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя, выход пятого делителя соединен с первым входом девятого и вторым входом десятого умножителей, второй и первый входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя; выход седьмого умножителя соединен с первым входом седьмого сумматора, второй вход которого подключен к выходу десятого умножителя, выход восьмого умножителя соединен со вторым входом шестого сумматора, первый вход которого подключен к выходу девятого умножителя; первый и второй входы одиннадцатого умножителя объединены и являясь седьмым входом формирователя, подключены к пятому выходу гироскопического устройства, выход этого умножителя соединен с входом четвертой схемы извлечения квадратного корня, выход которой, являясь вторым выходом формирователя, соединен со вторым входом двенадцатого и первым входом тринадцатого умножителей, первый и второй входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя, к которым также подключены первые входы четырнадцатого и пятнадцатого умножителей, вторые входы которых соединены с седьмым входом формирователя; выход двенадцатого умножителя соединен с первым входом восьмого сумматора, второй вход которого подключен к выходу четырнадцатого умножителя, выход тринадцатого умножителя соединен с первым входом девятого сумматора, второй вход которого подключен к выходу пятнадцатого умножителя; выходы восьмого и девятого сумматоров соединены со вторыми входами соответственно шестнадцатого и семнадцатого умножителей, первые входы которых подключены к выходам соответственно шестого и седьмого сумматоров; выходы шестнадцатого и семнадцатого умножителей соединены соответственно с первым и вторым входами десятого сумматора, к выходу которого подключен масштабирующий усилитель, выход которого является первым выходом формирователя команды управления по тангажу.
Гироскопическое устройство выполнено в виде бескарданной инерциальной системы, содержащей три датчика линейных ускорений, жестко связанных с корпусом ракеты по измерительным осям, направленными вдоль осей связанной системы координат, три датчика угловых скоростей, жестко связанных с корпусом ракеты по укачанным измерительным осям, вычислительное устройство, включающее взаимно связанные блок навигации и блок ориентации, при этом выходы датчиков линейных ускорений соединены с входами блока навигации, выходы которого являются первым-четвертым выходами устройства, а выходы датчиков угловых скоростей соединены с входами блока ориентации, выходы которого являются шестым-восьмым выходами устройства, пятым выходом которого является выход датчика линейных ускорений, связанный с продольной осью ракеты.
Полезная модель поясняется чертежами, на которых представлены: фиг, 1 - структурная схема устройства формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета; фиг.2 структурная схема блока обработки предполетной информации; фиг.3 структурная схема формирователя команд управления по крену; фиг.4 - структурная схема формирователя команды управления по курсу; фиг.5 - структурная схема формирователя команд управления по тангажу; фиг.6 - структурная схема гироскопического устройства (бескарданной инерпиальной системы); фиг.7 - график изменения угла тангажа при склонении ракеты.
Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета (фиг.1) включает в себя связанные между собой - интерфейсными шинами цифровое программное устройство (ПУ) 1, цифровое гироскопическое устройство (ГУ) 2. последовательно включенные цифровой преобразователь координат (ПК) 3. цифровое трехканальное счетно-решающее устройство (СчРУ) 4, трехканальный цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП) 5, аналоговый исполнительный механизма управления рулями ракеты (ИМ) 6.
Программное устройство ПУ 1 (фиг.1) содержит цифровой блок обработки предполетной информации (БОПИ) 7, вход которого по интерфейсной шине через бортовой разъем связан с аппаратурой стартовой автоматики пусковой установки, цифровой формирователь команды управления по крену (ФКУкр) 8, цифровой формирователь команды начала управления ракетой (ФКНУ) 9, цифровой формирователь команды управления по курсу (ФКУкур) 10. цифровой формирователь команды управления по тангажу (ФКУтнг) 11. Первый, второй и третий выходы БОПИ 7 подключены соответственно к первому-третьему входам ФКУкр 8, четвертый выход - к первому входу ФКНУ 9, пятый и шестой выходы - соответственно к первому и второму входам ФКУтнг 11, а седьмой и восьмой выходы - соответственно к четвертому и пятому входам ФКУкур 10.
Блок обработки предполетной информации БОПИ 7 (фиг.2) содержит первый 12, второй 13 и третий 21 сумматоры, первый 14, второй 15 и третий 16 формирователи тригонометрических функций, первый 17 и второй 18 умножители, первый 20 и второй 19 делители, первую схему извлечения квадратного корня 22. Первый и второй входы БОПИ 7 соединены соответственно с первым и вторым входами первою сумматора 12, третий и четвертый входы БОПИ 7 соединены соответственно с первым и вторым входами второго сумматора 13. Выход первого сумматора 12 соединен соответственно с первым входом третьего формирователя тригонометрической функции 16. выход которого является первым выходом БОПИ 7, первым и вторым входами второго умножителя 18 и первым входом второго делителя 19. Выход второго сумматора 13 соединен соответственно со вторым входом третьего формирователя тригонометрической функции 16, первым и вторым входами первого умножителя 17 и первым входом первого делителя 20. Выходы первого 17 и второго 18 умножителей подключены соответственно к первому и второму входам третьего сумматора 21, выход которого соединен с входом первой схемы извлечения квадратного корня 22, выход которого подключен соответственно к вторым входам первого 19 и второго делителей 20, выходы которых являются соответственно четвертым и пятым выходами БОПИ 7. Его пятый и шестой входы соединены с его же вторым и третьим выходами, седьмой вход БОПИ 7 соединен с его же восьмью! выходом, а также с входами первого 14 и второго 15 формирователей тригонометрических функций, выходы которых являются соответственно шестым и седьмым выходами БОПИ 7.
Формирователь команды управления по крену ФКУкр 8 (фиг.3) содержит последовательно соединенные трехвходовый сумматор 23. инвертор 24 и формирователь 25 сигнала, пропорционального потребному углу крепа, причем первый-третий входы трехвходового сумматора 23 соединены соответственно с первым-третьим выходами БОПИ 7, а выход формирователя 25 сигнала, пропорционального потребному углу крена, является выходом ФКУкр 8. который подключен к третьему входу трехканального счетно-решающего устройства 4. Формирователь команды начала управления ракетой ФКНУ 9 выполнен в виде схемы сравнения, первый вход которой соединен с четвертым выходом БОПИ 7. второй вход - с первым выходом ФКУтнг 11. а выход схемы сравнения, являющийся выходом ФКНУ 9. подключен к бортовому оборудованию ракеты.
Формирователь команды управления по курсу ФКУкур 10 (фиг.4) содержит третий 26 и четвертый 27 умножители, четвертый сумматор 28. третий делитель 29 и вторую схему извлечения квадратного корпя 30. Первый вход третьего умножителя 26 является первым входом формирователя и подключен к третьему выходу ФКУтнг 11, второй вход третьего умножителя 26 является вторым входом формирователя и подключен к седьмому выходу гироскопического устройства ГУ 2. первый вход четвертого умножителя 27 является третьим входом формирователя и подключен к восьмому выходу ГУ 2, второй вход четвертого умножителя 27 является четвертым входом формирователя и подключен к седьмому выходу Б01 [И 7, с восьмым выходом которого соединен второй вход третьего делителя 29, являющийся пятым входом формирователя. Выходы третьего 26 и четвертого 27 умножителей подключены соответственно к первому и второму входам четвертого сумматора 28, выход которого соединен с первым входом третьего делителя 29, выход которого соединен с входом второй схемы извлечения квадратного корня 30, выход которой является выходом ФКУкур 10, который подключен к третьему входу преобразователя координат ПК 3.
Формирователь команды управления по тангажу ФКУтнг 11 (фиг.5) содержит пятый-семнадцатый умножители, пятый-десятый сумматоры, четвертый-пятый делители, тригонометрический преобразователь, масштабирующий усилитель. Первый и второй входы пятого умножителя 31 объединены и, являясь третьим входом формирователя, соединены с первым выходом гироскопического устройства ГУ 2. Первый и второй входы шестого умножителя 32 объединены и, являясь четвертым входом формирователя, соединены со вторым выходом ГУ 2. Выход пятого 31 и выход шестого 32 умножителей подключены соответственно к первому и второму входам пятого сумматора 33. к выходу которого подключен вход третьей схемы извлечения квадратного корня 34, выход которой, являясь четвертым выходом формирователя, также соединен с первым входом четвертого делителя 35, второй вход которого объединен с первым входом пятого делителя 36 и, являясь пятым входом формирователя, подключен к третьему выходу гироскопического устройства ГУ 2, к четвертому выходу которого подключен второй вход пятого делителя 36. который соединен с третьим выходом формирователя. Выход четвертого делителя 35 соединен с первыми входами седьмого 37 и восьмого 38 умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя. Выход пятого делителя 36 соединен с первым входом девятого 39 и вторым входом десятого 40 умножителей, второй и первый входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя. Выход седьмого умножителя 37 соединен с первым входом седьмого сумматора 42. второй вход которого подключен к выходу десятого умножителя 40, выход восьмого умножителя 38 соединен со вторым входом шестого сумматора 41, первый вход которого подключен к выходу девятого умножителя 39. Первый и второй входы одиннадцатого умножителя 47 объединены и. являясь седьмым входом формирователя, подключены к пятому выходу гироскопического устройства, выход этого умножителя соединен с входом тригонометрического преобразователя 48, выход которой, являясь вторым выходом формирователя, соединен со вторым входом двенадцатого 43 и первым входом тринадцатого 44 умножителей, первый и второй входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя, к которым также подключены первые входы четырнадцатого 45 и пятнадцатого 46 умножителей, вторые входы которых соединены с седьмым входом формирователя. Выход двенадцатого умножителя 43 соединен с первым входом восьмого сумматора 49. второй вход которого подключен к выходу четырнадцатого умножителя 45. Выход тринадцатого умножителя 44 соединен с первым входом девятого сумматора 50. второй вход которого подключен к выходу пятнадцатого умножителя 46. Выходы восьмого 49 и девятого 50 сумматоров соединены со вторыми входами соответственно шестнадцатого 51 и семнадцатого 52 умножителей, первые входы которых подключены к выходам соответственно шестого 41 и седьмого 42 сумматоров. Выходы шестнадцатого 51 и семнадцатого 52 умножителей соединены соответственно с первым и вторым входами десятого сумматора 53. к выходу которого подключен масштабирующий усилитель 54, выход которого является первым выходом ФКУтнг 11.
Гироскопическое устройство ГУ 2 (фиг.6) выполнено в виде бескарданной инерциальной системы, содержащей первый 55. второй 56 и третий 57 датчики угловых скоростей с цифровым выходом, жестко связанных с корпусом ракеты по измерительным осям, направленными вдоль осей связанной системы координат OXYZ, первый 58, второй 59 и третий 60 датчики линейных ускорений с цифровым выходом, жестко связанных с корпусом ракеты по указанным измерительным осям, вычислительное устройство 61, включающее взаимно связанные блок навигации 62 и блок ориентации 63. Выходы датчиков линейных ускорений 58, 59, 60 соединены с входами блока навигации 62, выходы которого являются первым-четвертым выходами ГУ 2. а выходы датчиков угловых скоростей 58-60 соединены с входами блока ориентации 63. выходы которого являются шестым - n-ым выходами ГУ 2. Его пятым выходом является выход первого датчика угловой скорости 55, связанного с продольной осью ракеты X. Первый-пятый выходы ГУ 2 соединены соответственно с третьим-седьмым входами формирователя команды управления по тангажу ФКУтнг 11, шестой выход подключен ко второму входу преобразователя координат ПК 3, а седьмой и восьмой выходы соединены соответственно со вторым и третьим входами формирователя команды управления по курсу ФКУ кур 10. Вычисления в блоке навигации 62 и блоке ориентации 63, взаимные связи между этими блоками могут быть выполнены по известным правилам [2. 3].
Преобразователь координат ПК 3 предназначен для перевода команд ФКУтан и ФКУ кур, формируемых в базовой системе координат (ось 0Хб лежит в горизонтальной плоскости и направлена на Север, ось ОУб направлена на Восток, ось OZ6 направлена вертикально вверх) в связанную систему координат (ось ОХсв направлена по продольной оси ракеты, оси ОУсв и OZca ориентированы по плоскости рулей, образуя правую систему координат). Выходные сигналы ПК 3 поступают на первый и второй входы трехканального СчРУ4, на третий вход которого поступает выходной сигнал ФКУкр.
Функциональное построение такого преобразователя является известным и в аналоговом виде применено в {1}.
Трехканальное СчРУ 4 предназначено для формирования сигналов управления рулевыми трактами исполнительного механизма ИМ 6, обеспечивающих оптимальную отработку сигналов по трем координатам с выхода программного устройства ПУ 1 гироскопического устройства ГУ 2. Выход СчРУ 4 интерфейсной шиной соединен с ЦАП 5, первый выход которого соединен с первым входом рулевых трактов соответственно второго и четвертого рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов соответственно первого и третьего рулей, а третий выход (по углу крена γ) - со вторым входом первого-четвертого рулевых трактов, причем ко второму входу рулевых трактов первого и четвертого рулей - инверсно [1].
Все блоки описанного устройства кроме ИМ 6 могут быть выполнены по известным правилам па типовых элементах цифровой вычислительной техники или реализованы алгоритмически в БЦВМ ракеты.
Приемно-передающая антенна бортового радиооборудования симметричной ракеты с вертикальным стартом установлена на поверхности обшивки цилиндрического корпуса ракеты в бисекторной плоскости относительно плоскостей расположения двух пар аэродинамических рулей. Управление ракетой на автономном участке ее полета должно обеспечить такое ее пространственное положение, чтобы диаграмма направленности приемно-передающей антенны была направлена в сторону антенны РЛС наведения ракеты. Для этого устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета работает следующим образом.
Перед стартом ракеты в программное устройство ПУ 1 по 7-ми входам БОПИ 7 из аппаратуры стартовой автоматики пусковой установки (ПУ) вводятся цифровые сигналы, содержащие 1 информацию о следующих 7-ми расчетных параметрах:
Хуво, Zтво - координаты точки встречи ракеты с цепью в базовой системе координат (БСК), жестко связанной с Землей. В ней ось OY6 направлена вверх по местной вертикали и проходит через центр масс ракеты в момент ее старта: ось ОХ6 перпендикулярна оси ОУб и направлена на Север, ось 076 дополняет систему координат до правой и направлено на Восток:
Хпу, Zпу - координаты ПУ в БСК;
βпу, βк - углы, соответственно, заезда ПУ на место старта и ориентации ракеты в пусковом контейнере;
θо - потребный угол наклона вектора скорости ракеты в БСК на момент начала радиоуправления.
ТВ
ТВо
пу
ТВ
ТВо
пу
В БОПИ 7 (фиг.2) сигналы Хтво и Zтво на сумматорах 12 и 13 суммируются с сигналами Хпу и Zпу. Результирующие сигналы Х=Х+Х и Z=Z+Z подаются, соответственно, на первый и второй входы третьего формирователя тригонометрической функции 16, где формируется сигнал, пропорциональный углу ориентации плоскости склонения
ТВ
TB
ТВ
∗
ψ=-arctg(Z, Х)57.3,
который подается на первый вход сумматора 23 в формирователе команды управления по крену ФКУкр 8, на второй и третий входы которого поступают транзитом из БОПИ 7 сигналы βпу и βк. На выходе сумматора 23 формируется сигнал
ТВ
σγ=ψ+βпу+βк,
который проходит через инвертор 24 и поступает на вход формирователя 25 сигнала, пропорционального потребному углу крена:
III
U=-σγ.
III
III
III
III
Если |U| больше 180°, то U=U-Sign(360°, U);
III
III
III
III
если |U| больше 90°, то U=U-Sign(180°, U),
Этот выходной сигнал ФКУкр 8 подается на третий вход счетно-решающего устройства СчРУ 4
ТВ
ТВ
Сигналы Х и Z одновременно поступают на первый и второй входы соответственно умножителей 17 и 18 (фиг.2) и на первые входы делителей 20 и 19; выходные сигналы умножителей 17 и 18 подаются на первый и второй входы сумматора 21, выходной сигнал которого, проходя через схему 22 извлечения квадратного корня, преобразуется в сигнал, пропорциональный горизонтальной дальности до точки встречи ракеты с целью
.
ТВ
Этот сигнал поступает на вторые входы делителей 19 и 20, на выходе которых формируются сигналы, пропорциональные тригонометрическим функциям от угла ориентации плоскости склонения ψ:
ТВ
ТВ
г
ТВ
ТВ
г
Sin ψ=-Z/Д; Cos ψ=-Х/Д;
которые с четвертого и пятого выходов БОПИ 7 через четвертый и пятый входы формирователя команды управления по курсу ФКУкур 10 поступают на вторые входы умножителей 27 и 29 (фиг.4).
о
o
o
На входы первого 14 и второго 15 формирователей тригонометрических функций в БОПИ 7 поступает сигнал, пропорциональный углу θ, с их выхода снимаются сигналы, пропорциональные соответственно Sinθ и Cosθ, которые через шестой и седьмой выходы БОПИ 7 поступают на первый и второй входы формирователя команды управления по тангажу ФКУтнг 11.
x
y
z
x
z
y
Описанные выше операции совершаются до физического старта ракеты, после которого начинается функционирование ГУ 2 и устройства в целом. С первого-четвертого выходов ГУ 2 (фиг.6) снимаются сигналы, пропорциональные скорости полета ракеты V и ее составляющих V, V, V на оси связанной системы координат. На первые и вторые входы умножителей 31 и 32 в ФКУтнг 11 (фиг.5) поступают соответствующие сигналы, пропорциональные V и V, на второй вход делителя 35 и первый вход делителя 36 - сигнал, пропорциональный V, а на его второй вход - сигнал, пропорциональный V. Выходные сигналы умножителей 31 и 32 суммируются на сумматоре 33 и после прохождения суммарного сигнала через схему извлечения квадратного корня 34 формируется сигнал, пропорциональный текущему значению горизонтальной скорости ракеты
,
o
R
1
o
Y
который поступает на первый вход делителя 35. С его выхода снимается сигнал, пропорциональный косинусу текущего значения угла наклона вектора скорости Cosθ=V/V, а с выхода делителя 36 - сигнал, пропорциональный синусу текущего значения угла наклона вектора скорости Sinθ=V/v. В умножителях 37-40 с двумя входами каждый, формируются соответственно произведения сигналов:
∗
∗
o
o
CosθCosθ; CosθSinθ;
∗
∗
o
o
SinθCosθ; SinθCosθ,
которые с помощью сумматоров 41 и 42 преобразуются в сигналы
∗
∗
o
o
o
SinθCosθ-CosθSinθ=Sin(θ-θ)
∗
∗
o
o
o
CosθCosθ-SinθSinθ=Cos(θ-θ).
Сигнал, поступивший с шестого выхода ГУ 2 на первый и второй входы умножителя 47 и на вторые входы умножителей 45 и 46 пропорционален [2] элементу U(1, 2)=Sinυ матрицы
,
где υ - угол тангажа.
∗
∗
∗
∗
o
o
o
o
о
В умножителе 47 и схеме извлечения квадратного корня 48 сигнал, пропорциональный синусу текущего значения угла тангажа, превращается в сигнал, пропорциональный косинусу текущего значения угла тангажа . С помощью умножителей 43-46 с двумя входами каждый формируются соответственно произведения вспомогательных сигналов: SinθCosθ; CosθSinθ; SinθSinθ; CosθCosθ, которые с помощью сумматоров 49 и 50 преобразуются в сигналы, пропорциональные тригонометрическим функциям от разности υ и θ:
∗
∗
o
o
о
SinυCosθ-CosυSinθ=Sin(υ-θ)
∗
∗
o
o
о
SinυSinθ-CosυCosθ=Cos(υ-θ).
Результирующий сигнал управления по тангажу с помощью умножителей 51 и 52 формируется в виде двух составляющих:
υ1
о
о
∗
U=Sin(υ-θ)Sin(υ-θ)
υ2
о
∗
U=Cos(υ-θ)Cos(υ-θ),
которые суммируются на сумматоре 53, выходной сигнал которого масштабируется в усилителе 54 и является командой управления по тангажу, который поступает на первый вход преобразователя координат ПК 3.
υ1
υ2
υ
υ1
υ2
о
На фиг.7 приведены графики изменения команд U (штрихпунктирная линия), U (пунктирная линия), U (сплошная линия) по времени. Видно, что составляющая команды U обеспечивает быстрое склонение ракеты по тангажу, а вторая составляющая U «дотягивает» текущее значение угла наклона вектора скорости θ к потребному значению θ, задаваемому аппаратурой стартовой автоматики ПУ.
ТВ
11
13
В ФКУкур 10 формирование команды управления по курсу осуществляется перемножением сигналов с выходов 7 и 8 БОПИ 7, пропорциональных тригонометрическим функциям от угла ориентации плоскости склонения ψ и сигналов с шестого и восьмого выходов ГУ 2, пропорциональных элементам U и U матрицы связи БСК и связанной с ракетой системы координат
где: υ - угол тангажа;
Ψ - угол курса,
масштабированием полученных сигналов и делением суммарного сигнала на сигнал с седьмого выхода ГУ 2, пропорциональный Cosυ:
∗
∗
∗
TB
11
TB
13
Uψ=Rψ[Sinψ U+Cosψ U]/Cosυ.
Сформированный сигнал поступает на третий вход преобразователя координат ПК 3. Он выполняет в предлагаемом устройстве ту же функцию, что и в известном устройстве: переводит команды управления по тангажу и курсу в систему координат, связанную с ракетой, согласно соотношениям:
I
∗
∗
Û=UυCos(γ+45°)-UψSin(γ+45°)
II
∗
∗
Û=UψCos(γ+45°)+UυSin(γ+45°),
где угол крена γ снимается с пятого выхода ГУ 2 и поступает на второй вход ПК 3.
о
В формирователе команды начала управления ракетой ФКНУ 9 осуществляется сравнение сигналов, пропорциональных заданному углу θ наклона вектора скорости и текущего угла наклона вектора скорости согласно условию:
к
о
Y
R
о
σ=1, если Т≥Т и arctg(V/V)≤(θ+Δ),
где Δ=(1÷2)°;
о
Т - время, необходимое для обеспечения готовности наземных средств системы управления к радиозахвату ракеты;
к
σ=1 - признак окончания автономного участка полета ракеты.
к
Признак σ в виде «0» или «1» с выхода ФКНУ 4 передается в бортовую аппаратуру ракеты, которая переключается на прием информации по линии связи ракета-РЛС и дальнейшее управление ракетой осуществляется по командам РЛС наведения.
Источники информации:
1. RU 44972 U, В64С 13/18, 2005.
2. Гироскопические системы, часть 1. Системы ориентации. Под ред. Д.С.Пельпора. М. Изд. Высшая школа, 1977, стр.28.
3. Теория инерциальных систем навигации. П.Б.Бромберг, М. Изд. Наука, 1979, стр.178-180.