АВТОПИЛОТ ДЛЯ СИММЕТРИЧНОЙ ЗЕНИТНОЙ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ С ВЕРТИКАЛЬНЫМ СТАРТОМ

Полезная модель относится к управлению летательными аппаратами, в частности к автопилотам зенитных управляемых ракет (ЗУР), и может быть использована в ЗУР симметричной аэродинамической компоновки с вертикальным стартом.
Процесс наведения на цель ЗУР с вертикальным стартом состоит из двух этапов: автономного участка полета после выхода из транспортно-пускового контейнера (ТПК) и полета в режиме сопровождения радиолокационной станцией (РЛС) наведения. В уровне техники заявитель не обнаружил сведений об автопилотах, управляющих ЗУР с вертикальным стартом на автономном участке полета.
Известно, что запуск баллистических ракет симметричной компоновки производится в вертикальном направлении, чтобы сократить активный участок полета в плотных слоях атмосферы. Когда ракета, в частности, малой дальности приобретает заданную скорость, ее система управления обеспечивает поворот вектора скорости в плоскости стрельбы (склонение продольной оси ракеты) на определенный угол к горизонту. Несмотря на то, что автопилот симметричной баллистической ракеты с вертикальным стартом управляет движением ракеты на активном участке полета, он может быть принят в качестве ближайшего аналога заявленной полезной модели.
Известный автопилот симметричной баллистической ракеты с вертикальным стартом включает в себя программный механизм, содержащий задатчик потребного угла тангажа, выход которого подключен к гироскопическому устройству с датчиками углов тангажа, курса и крена, электрические выходы которых подключены к трехканальному счетно-решающему устройству, первый выход которого соединен с первым входом рулевых трактов второго и четвертого рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов первого и третьего рулей, а третий выход - со вторым входом рулевых трактов второго и третьего рулей. Второй и четвертый рули расположены в плоскости, перпендикулярной плоскости стрельбы, и управляют углом тангажа, а первый и третий рули расположены в плоскости стрельбы и работают как элевоны: при их отклонении в одну сторону они управляют углом рысканья ракеты, а при отклонении в разные стороны - стабилизируют угол крена. Стабилизация ракеты в пространстве осуществляется по сигналам гироскопического устройства, содержащего гировертикаль и курсовой гироскоп. Для получения нужной траектории значение угла тангажа ракеты изменяется по заранее рассчитанной программе по сигналам программного механизма [1].
Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при использовании известного автопилота, является то, что в процессе склонения продольной оси ракеты по тангажу отсутствует возможность управляемого разворота ее по крену.
Сущность полезной модели заключается в следующем.
Задачей полезной модели является разработка и создание автопилота, обеспечивающего такое управление ЗУР с вертикальным стартом в течение ее кратковременного автономного полета, при котором бортовая приемно-передающая антенна ракеты оказывается направленной на антенну РЛС наведения. Технический результат при осуществлении полезной модели выражается в повышении надежности захвата ЗУР с вертикальным стартом на сопровождение РЛС наведения за счет обеспечения автопилотом на автономном участке полета быстрого разворота ракеты по крену на заданный угол одновременно со склонением ее продольной оси по тангажу в заданной плоскости.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном автопилоте ракеты с вертикальным стартом, содержащем программный механизм с задатчиком потребного угла тангажа, выход которого подключен к первому входу гироскопического устройства, электрические выходы которых подключены к трехканальному счетно-решающему устройству, первый выход которого соединен с первым входом рулевых трактов второго и четвертого рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов первого и третьего рулей, а третий выход - со вторым входом рулевых трактов второго и третьего рулей, согласно полезной модели в качестве задатчика потребного угла тангажа использован приемник-преобразователь цифровой информации о потребном угле склонения продольной оси ракеты по тангажу, программный механизм дополнительно снабжен приемником-преобразователем цифровой информации о потребном угле разворота ракеты по крену, выход которого соединен со вторым входом гироскопического устройства, которое выполнено в виде одноосной стабилизированной гироплатформы, на оси стабилизации которой установлен преобразователь координат, а третий выход трехканального счетно-решающего устройства дополнительно инверсно подключен ко второму входу рулевых трактов первого и четвертого рулей.
Полезная модель поясняется чертежами, на которых представлены: фиг.1 - структурная схема автопилота для симметричной ЗУР с вертикальным стартом; фиг.2 - схема гироскопического устройства; фиг.3 - схема расположения рулей и бортовой приемно-передающей антенны ракеты.
Автопилот для симметричной ЗУР с вертикальным стартом (фиг.1) содержит программный механизм 1, гироскопическое устройство 2, трехканальное счетно-решающее устройство 3, исполнительный механизм 4. Программный механизм 1 предназначен
n
n
для одновременного программного изменения углов склонения продольной оси ракеты по тангажу и ее разворота по крену на автономном участке полета, преобразования и передачи этой информации на входы гироскопического устройства 2. Программный механизм 1 включает в себя приемник-преобразователь 5 цифровой информации о потребном угле склонения продольной оси ракеты по тангажу υ и приемник-преобразователь 6 цифровой информации о потребном угле разворота ракеты по крену γ. Приемники-преобразователи 5, 6 могут быть выполнены, например, в виде идентичных устройств, содержащих сдвигающий регистр, на вход которого поступает импульсная информация в виде последовательного кода с импульсами записи, и цифро-аналоговый преобразователь на основе резисторной матрицы типа R-2R, разряды которой подключены к выходам сдвигающего регистра [2]. До старта ракеты входы приемников-преобразователей 5, 6 связаны с наземной аппаратурой зенитного ракетного комплекса.
n
Гироскопическое устройство 2 выполнено в виде одноосной стабилизированной гироплатформы 7, на оси стабилизации которой установлен преобразователь координат 8. Он предназначен для преобразования сигналов гироскопов тангажа и курса из стартовой системы координат (Хсв, Уст, Zcт) в систему координат, связанную с рулями ракеты (Хсв, OI, OII), повернутую на 45° относительно связанных с корпусом ракеты осей Хсв, Ycв, Zcв, и может быть выполнен в виде, например, синусно-косинусного трансформатора. Одноосная стабилизированная гироплатформа 7 (фиг.2) выполнена по известным правилам и содержит установленные на ней во взаимно-перпендикулярных плоскостях два трехстепенных гироскопа, являющихся, соответственно, чувствительным элементом гироплатформы, датчиками угла курса ψ и угла тангажа υ. На оси стабилизации гироплатформы 7, которая ориентирована параллельно продольной оси ракеты 15, установлен датчик угла крена у (на схеме не показан). На наружной оси карданного подвеса первого гироскопа 16, которая параллельна оси стабилизации гироплатформы 7, установлен датчик угла гироплатформы, а на его внутренней оси - датчик курса ψ (на схеме не показаны). Наружная ось карданного подвеса второго гироскопа 17, на которой установлен датчик угла тангажа υ (на схеме не показан), перпендикулярна плоскости наружной рамки первого гироскопа и, соответственно, продольной оси ракеты 15. Внутренние оси карданных подвесов обоих гироскопов параллельны друг другу. В качестве указанных датчиков углов использованы синусно-косинусные трансформаторы. К первому входу гироплатформы 7 - датчику угла тангажа υ - подключен выход приемника-преобразователя 5 цифровой информации о потребном угле склонения по тангажу υ, а ко второму входу - датчику угла крена у - выход
з
приемника-преобразователя 6 цифровой информации о потребном угле разворота по крену γ. Выход по углу тангажа υ и выход по углу курса ψ гироплатформы 7 через преобразователь координат 8 связаны соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства 3, к третьему входу которого напрямую подключен выход гироплатформы 7 по углу крена γ.
4,2
2
4
3,1
1
3
3
Трехканальное счетно-решающее устройство 3 предназначено для формирования сигналов управления рулевыми трактами 9-12 исполнительного механизма 4, обеспечивающих оптимальную отработку сигналов по трем координатам с выхода гироскопического устройства 2. Исполнительный механизм 4 содержит рулевые тракты 9 и 10 соответственно второго и четвертого рулей, рулевые тракты 11 и 12 соответственно третьего и первого рулей. Каждый рулевой тракт включает в себя согласующие устройства и рулевую машину, связанную механически с рулем 18. Последний состоит из двух, жестко связанных между собой частей: аэродинамического руля, установленного на корпусе ракеты 15, и газодинамического руля, выполненного в виде графитовой пластины и расположенного внутри сопла двигателя ракеты (фиг.3). Первый выход U трехканального счетно-решающего устройства 4 соединен с первым входом рулевых трактов 9 и 10 соответственно второго 18 и четвертого 18 рулей, второй выход U - с первым входом рулевых трактов 11 и 12 соответственно первого 18 и третьего 18 рулей, а третий выход U (по углу крена γ) - со вторым входом рулевых трактов 9-12, причем с 10-ым и 12-ым инверсно. Для наглядности на фиг.1 третий выход трехканального счетно-решающего устройства 4 соединен со вторым входом первого 12 и четвертого 10 рулевых трактов через инверторы 13, 14, однако конструктивно эти инверторы могут входить как в состав счетно-решающего устройства, так и в состав рулевых трактов.
Приемно-передающая антенна 19 радиооборудования ЗУР установлена на поверхности обшивки цилиндрического корпуса ракеты 15 в бисекторной плоскости относительно плоскостей расположения двух пар аэродинамических рулей 18 (фиг.3).
n
n
n
Автопилот для симметричной ЗУР с вертикальным стартом работает следующим образом. Обнаружив воздушную цель, наземная система управления зенитного ракетного комплекса с учетом информации о параметрах движения цели и местоположении точки старта ЗУР рассчитывает координаты точки встречи ЗУР с целью и вырабатывает сигналы, пропорциональные потребному углу склонения продольной оси ракеты по тангажу υ в соответствующей плоскости и потребному углу разворота ракеты по крену γ. Величина и знак угла γ определяются азимутальным направлением движения цели, поэтому в результате разворота по крену в ту или иную сторону на углы в
n
n
n
n
n
n
пределах до 180° бортовая приемно-передающая антенна 19 ракеты должна оказаться в поле зрения РЛС наведения 20. Эта предстартовая информация в виде пачек кодовых импульсных посылок, сопровождаемых импульсами записи, поступает в программный механизм 1 автопилота, соответственно, на приемник-преобразователь 5 цифровой информации о потребном угле склонения продольной оси ракеты по тангажу υ и приемник-преобразователь 6 цифровой информации о потребном угле разворота ракеты по крену γ. Здесь эти кодовые посылки преобразуются в аналоговые сигналы и подаются в гироскопическое устройство 2 для выставки одноосной стабилизированной гироплатформы 7 в предстартовое положение по углу разворота по крену γ и углу склонения ракеты по тангажу υ. При этом информация по углу склонения ракеты по тангажу υ содержится в последней пачке информационных импульсов, поступившей в приемник-преобразователь 5 непосредственно перед стартом ЗУР. Аналоговые сигналы, пропорциональные потребным углам склонения по тангажу υ и разворота по крену γ поступают на статорные обмотки синусно-косинусных трансформаторов датчиков углов гироплатформы, тангажа и крена, работающих в режиме построения координат. С синусной обмотки ротора датчика угла крена у сигнал подается на усилитель привода гироплатформы 7 (на схеме не показано) и разворачивает ее в требуемую плоскость склонения по тангажу υ. При этом гироплатформа 7 с заарретированными трехстепенными гироскопами 16, 17 - датчиками углов тангажа υ и курса ψ, также устанавливается относительно своей оси на угол, соответствующий потребному углу крена γ. Таким образом, предстартовое положение гироплатформы 7 автопилота задает систему пространственных координат, относительно которых осуществляется программное управление траекторией автономного полета симметричной ЗУР с вертикальным стартом от момента выхода из ТПК до момента захвата ее на сопровождение РЛС наведения 20.
n
n
I
II
III
В момент старта первый 16 и второй 17 гироскопы разарретируются и с точностью до инструментальных погрешностей в течение автономного полета служат базой для определения углового положения ракеты в стартовой системе координат. Съем сигналов, определяющих угловое положение ракеты, осуществляется с датчиков углов, установленных соответственно на внутренней оси карданного подвеса первого гироскопа 16, наружной оси карданного подвеса второго гироскопа 17 и оси стабилизации гироплатформы 7. В полете введенные а автопилот значения потребных углов тангажа υ и крена γ сравниваются с текущими значениями и соответствующие сигналы рассогласования U, U, U с выхода гироскопического устройства 2 подаются на входы трехканального счетно-решающего устройства 3. Причем сигналы гироскопов тангажа
Δυ
Δψ
I
II
U и курса U в стартовой системе координат (Хст, Yct, Zct) в преобразователе координат 8 преобразуются в сигналы управления U, U в системе координат, связанной с корпусом ракеты (Хсв, Ycв, Zcв) согласно соотношению:
n
где Δυ=υ-υ,
υ - текущее значение угла тангажа,
n
υ - потребный угол тангажа,
III
4,2
4
2
4
2
3,1
3
1
3
1
3
1
4
и подаются, соответственно, на первый и второй входы трехканального счетно-решающего устройства 3, на третий вход которого поступает сигнал управления U по углу крена γ с выхода усилителя привода гироплатформы 7. В счетно-решающем устройстве 3 осуществляется формирование оптимальных сигналов управления рулевыми трактами 9-12 исполнительного механизма 4. С первого выхода сигнал U поступает на первый вход соответственно четвертого и второго рулевых трактов и управляет рулями 18 и 18 для отклонения их на углы δ, δ, а со второго выхода сигнал U поступает на первый вход соответственно третьего и первого рулевых трактов и управляет рулями 18 и 18 для их отклонения на углы δ, δ. С третьего выхода сигнал U поступает на второй вход всех четырех рулевых трактов и управляет рулями 18-18, под действием которых ракета склоняется в вертикальной плоскости (по углу тангажа υ) и одновременно разворачивается относительно своей продольной оси (по углу крена γ). При этом движение ракеты по крену определяется эквивалентным элероном
следствием чего является участие в развороте ракеты по крену всех четырех рулей. На начальном этапе, когда скорость невелика, ракетой управляют газовые элементы рулей, задавая требуемое направление полета. В процессе увеличения скорости газовые элементы сгорают, а эффективность аэродинамических поверхностей рулей резко возрастает.
Таким образом, на автономном участке полета в процессе склонения ракеты по тангажу, развороте ее по крену и стабилизации по каждой угловой координате участвуют все четыре руля, что в условиях затенения рулей корпусом ракеты на больших углах атаки существенно (до 1,4 раза) увеличивает эффективность эквивалентного элерона. Это позволяет осуществить разворот ракеты по крену значительно быстрее, чем ее склонение по тангажу, в результате чего к концу автономного участка полета бортовая приемно-передающая антенна 19 ракеты оказывается в поле зрения РЛС наведения
20, что обеспечивает высокую надежность захвата ракеты на сопровождение и управления ею при полете к цели.
Источники информации:
1. Ю.П.Доброленский, В.И.Иванова, Г.С.Поспелов. Автоматика управляемых снарядов. М., Оборонгиз, 1963, стр. 22-23, 286-287, фиг.9.9, 9.10.
2. Справочник по цифровой вычислительной технике. Под ред. Б.Н.Малиновского. Киев, «Наукова думка», 1974, стр. 162, рис.4.6, стр. 393, рис. 8.14.