СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ УГЛОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
CONTROL OVER SPACESHIP ANGULAR MOTION

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения (РКН).
В ракетной технике известны способы управления угловым движением ракет космического назначения, основанные на использовании газодинамических органов управления (поворотных маршевых и рулевых двигателей, газоструйных рулей и др.), а также аэродинамических органов управления и органов управления положением центра масс ([1], стр.65-75).
1
2
3
4
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является выбранный в качестве прототипа способ управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающийся в выработке трех командных сигналов , ,  по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ, δ, δ, δ на отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируется как алгебраическая сумма углов , ,  ([1], стр.67, 70).
i
max
i
max
max
Недостатком известного способа является то обстоятельство, что при превышении абсолютной величиной управляющего сигнала |δ| своего максимально допустимого значения δ (т.е. при выходе сигнала δ «на упор» δ или -δ) командные сигналы , ,  реализуются с ошибками, что ухудшает характеристики устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении. При этом возможности двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения используются не полностью.
i
max
i
max
max
Задачей предложенного изобретения является разработка способа управления угловым движением РКН, обеспечивающего повышение точности реализации командных сигналов , ,  при превышении абсолютной величиной одного из управляющих сигналов |δ| своего максимально допустимого значения δ (т.е. при выходе сигнала δ «на упор» δ или -δ).
Техническим результатом предлагаемого изобретения является улучшение характеристик устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения.
1
2
3
4
i
max
Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающемся в выработке трех командных сигналов , ,  по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ, δ, δ, δна отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируют как алгебраическую сумму углов , , , в соответствии с изобретением в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δ своего максимально допустимого значения δ производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону:
; ; j≠i,
где знак «+» используют, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется чертежами.
Фиг.1 - Схема расположения камер двигателя.
*
Фиг.2 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой σ=0° и σ=0°.
*
Фиг.3 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой σ<0,5° и σ<0,5°.
max
На фиг.1 показано расположение по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерного двигателя. Предполагается, что камеры могут отклоняться от нейтрального положения в обе стороны в тангенциальном направлении, причем абсолютная величина отклонения каждой камеры не может превосходить максимального значения δ. На фиг.1 указаны также принятые в данном изобретении положительные направления отклонения камер.
2
4
Z
2
4
Z
2
4
ϑ
Z
ϑ
Для создания момента тангажа (момента относительно связанной оси OZ) необходимо отклонять камеры, установленные в полуплоскостях II и IV. При отклонении этих камер на углы δ и δ соответственно на РКН подействует момент тангажа относительно центра масс (ЦМ) РКН M=Pl(sinδ-sinδ), где Р - сила тяги, создаваемая одной камерой, l - расстояние от ЦМ РКН до плоскости, проходящей через центры качания камер. Углы отклонения камер обычно малы, поэтому M≈Pl(δ-δ). Для создания этого же момента потребуется отклонение двух камер на одинаковый угол δ: M=2Plδ. Следовательно, выражение для угла отклонения обобщенного органа управления в канале тангажа имеет вид
.
Аналогично можно получить формулы для углов отклонения обобщенных органов управления в каналах рыскания и вращения:
В способе-прототипе система управления вырабатывает командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления , , . В идеале фактические углы отклонения обобщенных органов должны совпасть с командными:
Для этого в способе-прототипе управляющие сигналы на отклонение камер сгорания формируются как алгебраические суммы углов , , , т.е. суммы, в которые слагаемые могут входить со знаками «+» или «-». Учитывая, что камеры расположены симметрично относительно плоскостей симметрии и продольной оси РКН и, кроме того, что камеры, расположенные в плоскости I-III, не создают при своем отклонении момента тангажа, а камеры, расположенные в плоскости II-IV, не создают при своем отклонении момента рыскания, получим, что указанные алгебраические суммы имеют вид
max
i
max
max
max
1
2
3
4
ϑ
Ψ
φ
Если абсолютная величина отклонения ни одной из камер не превосходит максимального значения δ, то при использовании алгебраических сумм (5) условия (4) точно выполняются, т.е. способ-прототип обеспечивает точную реализацию командных сигналов , , . Однако, если хотя бы один из управляющих сигналов δ выходит «на упор» δ или -δ, точность реализации командных сигналов нарушается. Приведем численный пример. Предположим, что командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления равны ; , а максимальное значение абсолютной величины угла отклонения камеры составляет δ=4°. По формулам (5) определим необходимые углы отклонения камер: δ=1°; δ=-0,9°; δ=3°; δ=4,9°. Однако из-за наличия ограничения на максимальный угол отклонения камеры фактический угол отклонения камеры, расположенной в IV полуплоскости, составит не 4,9°, а 4°. При этом, как это следует из формул (1)-(3), реализованные углы обобщенных органов управления составят: δ=2,45°; δ=1°; δ=1,775°. Ошибка в реализации командного сигнала тангажа составляет 0,45°, ошибка реализации командного сигнала вращения 0,225°.
i
max
В соответствии с данным изобретением в случае в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δ своего максимально допустимого значения δ производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону
4
max
где знак «+» используется, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны. Например, если |δ|>δ, т.е. i=4, то управляющие сигналы перераспределяются следующим образом:
;
;
;
.
При этом если , i=1, 2, 3, то точно реализуются все 3 командных угла на отклонение обобщенных органов управления в каналах тангажа, рыскания и вращения:
.
1
2
3
4
4
max
В частности, в рассмотренном выше примере ; , δ=1°; δ=-0,9°; δ=3°; δ=4,9°. Угол δ превысил максимально допустимое значение δ=4°. После перераспределения управляющих сигналов получим ; ; ; . При этом ; ; , т.е. командные сигналы на обобщенные органы управления реализовались точно.
i
*
∗
Если после перераспределения управляющих сигналов (δ в ) условия  выполняются не всех значении i, то командные сигналы , ,  реализуются с ошибками, суммарную величину которых можно оценить выражением . В идеале при точной реализации σ=0. Расчеты показали, что при использовании предлагаемого в изобретении способа управления ошибка реализации σ меньше или равна, чем соответствующая ошибка σ, реализуемая способом-прототипом. Это утверждение иллюстрируется фиг.2 и фиг.3, на которых в плоскости командных сигналов ,  (командный сигнал  фиксирован и для примера равен 2°) показаны области командных сигналов, которые реализуются с ошибкой 0 (фиг.2) и с ошибкой не более 0,5°, как при использовании способа-прототипа (область обозначена точками), так и при использовании предлагаемого способа (дополнительная к возможностям прототипа область обозначена штриховкой). Из сравнения этих областей видно, что предлагаемый способ позволяет повысить точность отработки командных сигналов и тем самым улучшает характеристики устойчивости и управляемости движения РКН за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов.
Источники информации
1. Г.Н.Разоренов, Э.А.Бахрамов, Ю.Ф. Титов. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями). М.: Машиностроение, 2003 г.