Краткая характеристика способов управления     полетом

 

 

                         Принципы рулевого управления

 

Управление полетом аппарата осуществляется изменением  его

скорости V т. е. сообщением аппарату ускорения W (рис. 1.4).

 

 

При этом изменение модуля скорости V осуществляется созданием

касательного   ускорения W_z ,а измене­ние направления вектора скорости 

созданием поперечного ускорения W _п.Поперечное ускоре­ние в декартовой

системе координат определяется своими составляющими W_x и W_y,ав полярной

системе координат модулем W _п и полярным углом θ. Управление величиной и

направлением ускорения Wосуществляется при помощи рулевых органов. Так

как

                                                    W = F  / m ,

                  

 

где F — результирующая си­ла, приложенная к аппарату, имеющему массу m , то   

управ­ление ускорением W  дости­гается изменением результирующей силы F .

Изменение силы F  осуществляется путем изменения силы тяги Т (создавае­мой реактивным или каким-либо иным двигателем) и (или) результирующей

аэродинамической силы R (создаваемой воздушным потоком, обтекающим

 

аппарат). Рулевые органы, управляющие силой R , называются воздушными рулями и позволяют получить эффективное управление лишь при полете с достаточной скоростью вдостаточно плотных слоях атмосферы.   

В некоторых случаях управление величиной скорости аппарата на основном участке его траектории не тре­буется и осуществляется управление лишь направлением полета. При этом достаточно иметь рулевые органы,

 

управляющие лишь поперечным ускорением W _п .

Рулевое управление может быть декартовым, полярным или смешанным. При декартовом управлении рули высоты, поворота и "разгона — торможения"

управляют соответст­венно составляющими W_x , W_y  и W_z  полного ускорения W в декартовой системе координат (рис. 1.4). При полярном рулевом управлении один из рулевых органов управляет мо­дулем ускорения W (в некоторых системах этот рулевой орган может, кроме того, изменять направление вектора

W на противоположное). Остальные рулевые органы обеспечи­вают требуемое

направление вектора W .

Примеры воздушного рулевого управления приведены на рис. 1.5 и 1.7.        

              
На рис. 1.5 приведена схема полярного рулевого управления. При от­клонении руля  глубины РГ вверх (на рис. 1.6 по часовой стрелке) набегающий на руль воздушный поток создает момент Мрг, поворачивающий корпус летательного аппара­та вокруг оси yp против часовой стрелки (рис.1.6).

 

 

   

Поворот корпуса вокруг оси y_p прекращается, когда вращающий момент, создаваемый воздушным потоком, обтекающим корпус (и действующий в данном случае по часовой стрелке), уравновешивает вращающий момент Мрг, создаваемый рулем глубины. При этом установив­шееся значение угла αa

между продольной осью ракеты и вектором ее скорости V_v (называемого углом атаки) оказывается примерно пропорциональным углу поворота руля δ (при небольших значениях углов).

  

Результирующая "аэродинамическая сила R , создавае­мая набегающим на корпус летательного аппарата воздуш­ным потоком, может быть разложена на

составляющие Y и Q. При этом величина нормальной составляющей Y , на­зываемой подъемной силой, пропорциональна углу  αa (при малых углах αa ).

Подъемная сила Y создает поперечное ускорение W _п , пропорциональное этой силе. Следовательно, отклонение руля глубины РГ на некоторый угол δ создает

в установившемся режиме поперечное ускорение W _п , модуль которого пропорционален углу отклонения руля. Если руль глубины повернется на такой же угол δ , но в противоположном направлении (т. е. против ча­совой стрелки), то корпус аппарата повернется также в противополож­ном направлении (по

 

часовой стрелке), и подъемная сила Y , а следо­вательно, и ускорение W _п изменят свое направление на противополож­ное. При этом, если ось у_р, жест­ко связанная

с крылом аппара­та, горизонтальна, то ускорение W_n всегда будет расположено в верти­кальной плоскости.

Если требуется создать ускорение W_n в другой плоскости, то корпус аппарата поворачивается вокруг своей продольной оси z_p на некоторый угол, называемый уг­лом крена и создаваемый рулем крена РК. (При повороте руля крена набегающий на лопасти PK этого руля воздушный поток соз­дает вращающий момент, повора­чивающий корпус вокруг оси z_Р.)

Например, если с помощью рулей крена установится угол крена, равный 90°, то

отклонение руля глубины будет создавать ускорение W _п уже не в вертикальной, а в го­ризонтальной плоскости. Таким образом с помощью ру­лей глубины и крена может быть получено требуемое значение величины и направления

поперечного ускорения W _п аппарата.

На рис. 1.7 приведена схема симметричного декартового рулевого управления. При этом составляющие поперечного ускорения в вертикальной и

горизонтальной плоскостях, W_x и W_y , создаются соответственно с помощью руля высоты РВ и руля поворота РП. Принцип действия каж­дого из этих рулей аналогичен описанному выше прин­ципу действия руля глубины. При отклонении руля высо­ты корпус аппарата поворачивается вокруг оси y_р и создается подъемная сила, а следовательно, и поперечное ускорение в вертикальной плоскости. Отклонение руля поворота РП вызывает поворот корпуса аппарата вокруг оси x_Ри создание подъемной силы и поперечного ускоре­ния в горизонтальной плоскости.

При декартовом управлении руль крена выполняет лишь вспомогательную функцию—стабилизацию крена аппарата. При появлении какого-либо возмущающего момента, вызывающего крен аппарата (т. е. поворот его корпуса вокруг оси z_Р), руль крена создает противопо­ложный момент, возвращающий корпус в исходное по­ложение. Конструктивно руль крена может быть при этом совмещен с рулем высоты или рулем поворота.

При смешанном рулевом управлении, применяемом, например, в самолетах, в создании поперечного ускоре­ния участвуют не два рулевых органа, а три — рули вы­соты, поворота и крена.

При отсутствии атмосферы или малой ее плотности (а также при малой скорости полета) управление поле­том осуществляется изменением силы тяги двигателя (двигателей). Применяемые при этом схемы рулевого управления весьма разнообразны . Рассмотрим кратко наиболее типичную из них. В такой схеме модуль W тре­буемого ускорения создается одним двигателем, жестко связанным летательного аппарата и назы­ваемым главным или маршевым

 

двигателем. Придание вектору W требуемого направления осуществляется пу­тем соответствующей ориентации корпуса аппарата. При управлении баллистическими ракетами дальнего действия и ракетами-носителями космических аппаратов маршевый двигатель обычно работает в течение несколь­ких минут непрерывно, а затем выключается и сбрасы­вается. При этом в течение работы двигателя управле­ние ориентацией может осуществляться с помощью га­зовых рулей. Эти рули изготавливаются из жаропрочных материалов и устанавливаются в струе газов, вытекаю­щих из сопла маршевого двигателя (рис. 1.8).                  

         

 

При повороте руля на некоторый угол δ , газовая струя создает

газодинамическую силу Yp, поворачивающую корпус ракеты вокруг ее центра масс.                                                                                                                                                                                                                                                    

При управлении космиче­скими аппаратами с целью экономии топлива управление  полетом осуществляется обычно путем всего нескольких сравнительно кратковре­менных включений маршевого двигателя. При этом для упрощения двигателя величина его силы тяги обычно не имеет плавной регулировки, т. е. двигатель может рабо­тать только в режиме «включено—выключено». В этом случае управление полетом осуществляется не путем

регулирования величины ускорения W , апутем (включе­ния и выключения двигателя в соответствующие момен­ты времени, например, в следующей последовательности. На основании данных информационно-измерительного устройства ИИУ (см. рис. 1.1) управляющее устройство УУ

определяет требуемое изменение ∆V_тр вектора скорости аппарата. Затем корпус аппарата поворачивается вокруг центра масс таким образом, чтобы

 

после включения маршевого двигателя сила его тяги Т совпадала по

направле­нию с вектором ∆V_тр. Затем включается маршевый двига­тель, создающий постоянное ускорение W , и происходит изменение вектора скорости аппарата по закону    ∆V=W t .                                         

Когда это изменение достигает требуемой величины ∆V_тр , маршевый двигатель выключается. Поскольку раз­вороты корпуса происходят при выключенном маршевом двигателе, они осуществляются с помощью дополнитель­ных малогабаритных двигателей, называемых двигате­лями ориентации. В качестве таких двигателей приме­няются малогабаритные реактивные двигатели, вектор тяги которых не проходит через центр масс аппарата, или маховики (вращающиеся массы).

 

           

                   Основные виды управления полетом

                       

Различают следующие основные виды управления полетом:

1)автономное управление

2) самонаведение

3)телеуправление

Деление систем управления на автономные и неавто­номные возможно по двум признакам — аппаратурному и информационному. При делении по аппаратурному при­знаку автономными считаются такие системы, в которых вся аппаратура, предназначенная для управления поле­том летательного аппарата, расположена на борту этого аппарата. При делении по информационному признаку к автономным относятся такие системы, в которых после пуска (старта) летательного аппарата никакая дополни­тельная информация о положений или параметрах дви­жения цели (пункта назначения) и КП не учитывается при образовании команд управления.

Автономное управление вследствие его информацион­ной автономности непригодно для наведения на цели, расположение или параметры движения которых изве­стны до пуска аппарата недостаточно точно или могут после пуска существенно измениться. Например, авто­номное управление не может обеспечить наведение сна­ряда на самолет противника, но пригодно для наведения баллистической ракеты на наземную цель, геоцентриче­ские координаты которой до пуска снаряда известны

Автономное управление может быть программным или самонастраивающимся. При программном управле­нии летательный аппарат должен двигаться по программной (номинальной) траектории, т. е. траектории, выбранной до пуска аппарата и зафиксированной соот­ветствующим программным механизмом, установленным на его борту. При этом задача управления сводится к измерению отклонений аппарата от номинальной тра­ектории и ликвидации этих отклонений. Однако про­граммное управление в общем случае не является опти­мальным. Типичная функциональная схема системы автономного программного управления изображена на рис. 1.10.

 

 

 

 

Автопи­лот, состоящий из усилителя-преобразователя УП, исполнительного механизма (рулевых машин) ИМ и датчиков обратных связей Д 1и Д 2,

 

вырабатывает требуемые откло­нения δ  рулевых органов на основе

поступающих на входы усилителя-преобразователя данных u 1 , u 2,    u 3  и  u 4 .

 

Здесь   u 1 — совокупность данных, поступающих от про­граммного механизма и задающих требуемый закон движе­ния аппарата.

u 2 — совокупность данных, определяющих фактический закон движения центра масс (координаты, скорость, уско­рение) аппарата. Устройство, вырабатывающее эти данные, называется координатором.

u 3 — совокупность данных о поворотах корпуса аппарата вокруг его центра масс (углах поворота и их производ­ных). Эти данные вырабатываются датчиками Д 1угло­вых поворотов корпуса аппарата—свободными и прецессионными гироскопами.

u 4 —совокупность данных о движении рулевых орга­нов (например, об углах поворота рулей и производных этих углов), вырабатываемых датчиками Д₂.

В ряде случаев в усилитель-преобразователь вводят­ся также данные о текущем времени, скоростном напоре и др. В усилителе-преобразователе входные данные уси­ливаются и преобразуются в команды управления таким образом, чтобы обеспечить достаточный запас устойчи­вости и высокое качество регулирования. Закон преоб­разования данных может быть достаточно сложным и требовать применения в блоке УП электронной вычисли­тельной машины.

В зависимости от типа координатора автономные си­стемы управления делятся на инерциальные, астронави­гационные, радиотехнические и другие.

В инерциальных системах данные о законе движения центра масс аппарата

получают путем измерения и ин­тегрирования ускорения W , осуществляемого акселеро­метрами (измерителями ускорений) и интеграторами ускорений.

Астронавигационные системы основаны на определе­нии положения центра масс аппарата с помощью пелен­гации излучения небесных тел, осуществляемой специ­альными приборами-секстантами, установленными на борту аппарата.

Координаторы радиотехнических автономных систем весьма разнообразны и обычно основаны на применении радиовысотомеров и допплеровских измерителей путе­вой скорости или на приеме на борту управляемого аппа­рата радиоизлучения различных ориентиров, располо­женных вне КП и цели (пункта назначения). При этом ориентирами могут служить в принципе любые источни­ки достаточно интенсивного радиоизлучения, положение и параметры движения которых в фиксированной систе­ме координат (например, в географической, геоцентри­ческой или гелиоцентрической) известны априори с до­статочной точностью и могут поэтому вводиться в авто­пилот непосредственно, т. е. без применения дополни­тельных измерителей. В частности, может использовать­ся радиоизлучение Солнца и некоторых «радиозвезд» или излучение радиопередающих устройств, установлен­ных на ИСЗ или на Земле. При этом, если радиопередающие устройства устанавливаются специально для управления (навигации), а не для решения других за­дач, то система управления, оставаясь автономной в ин­формационном отношении, теряет свою аппаратурную автономность. Для повышения точности автономных си­стем часто применяется комбинирование (комплексирование) различных типов координаторов. Например, в астроинерциальных системах инерциальные координа­торы комплексируются с астронавигационными, а в радиоинерциальных — с радиотехническими.

Самонаведением называется наведение аппа­рата на цель (пункт назначения) на основе приема энер­гии, излучаемой или отражаемой целью.

В зависимости от характера используемой энергии самонаведение может быть радиотехническим, тепловым, световым, акустическим. Возможно также применение комбинированных систем самонаведения, использующих, например, комбинацию радиотехнических и тепловых ко­ординаторов.

В зависимости от места расположения первичного источника энергии системы самонаведения могут быть активными, полуактивными или пассивными. В активных системах источник первичной энергии устанавливается на борту летательного аппарата, а в полуактивных — вне борта аппарата (например, на КП). В пассивных си­стемах используется излученная или отраженная энергия естественных источников (Солнца, Луны и т. п.) или энергия источников, созданных человеком, но не для обеспечения самонаведения, а для других задач. Поэто­му к пассивным относят и радиотехнические головки самонаведения, устанавливаемые на снарядах, уничто­жающих радиолокаторы противника и принимающие излучение этих радиолокаторов.

Очевидно, активные системы самонаведения являют­ся в аппаратурном отношении автономными. Однако в информационном отношении они не автономны и в этом заключается их принципиальное отличие от авто­номных систем управления. Действительно, энергия, идущая от цели (пункта назначения), используется в си­стемах самонаведения для получения в процессе полета информации о положении и характере движения аппара­та относительно цели и учета этой информации при образовании команд управления. Благодаря наличию та­кого информационного канала — канала контроля цели— самонаведение имеет по сравнению с автономным управ­лением как весьма важное преимущество, так и серьез­ный недостаток. Преимуществом является возможность наведения аппарата на цели, положение или параметры движения которых априори известны с недостаточной точностью, например на самолеты противника. Недо­статок состоит в возможности создания противником эффективных помех, действующих на канал контроля цели.

Функциональная схема активной или пассивной си­стемы самонаведения приведена на рис. 1.11,а, соответ­ствующая ей структурная схема —                      на рис. 1.11,6.

 

 

 

В этой схеме РГС — радиотехническая головка самонаведения (координатор), измеряющая параметр рассогласования ,характеризующий величину и направление отклонения аппарата (ракеты) от правильного полета на цель Ц.

  

 Таким параметром может служить, например, производ­ная ε= dθ / dt , где θ —угол

отклонения направления ра­кета — цель r  в стабилизированной (невращающейся) си­стеме координат  x y z . Кинематическое звено учитывает

 

кинематические соотношения, связывающие параметр рас­согласования ε с

координатами центров масс A ц ( t ) и A p ( t ) цели и ракеты, а динамическое звено—

 

связь координат центра масс аппарата (ракеты) A p ( t )   с отклонением рулей

δ( t ). Из рисунка видно, что в системе самонаведения ра­диосредства (РГС) играют роль измерительного элемента (координатора) исходят в состав замкнутого контура управ­ления в качестве одного из его звеньев, называемого ра­диозвеном.

Телеуправлением называется управление, при котором с командного пункта можно изменить траекто­рию управляемого аппарата.

В зависимости от способа образования команд раз­личают командное, телеуправление и телеуправление по радиозоне. В первом случае команды формируются на КП и передаются на борт аппарата по радиолинии, на­зываемой командной радиолинией. Во втором случае на КП формируется соответствующей аппаратурой специ­альная управляющая радиозона — равносигнальная зо­на, вдоль которой должен лететь управляемый аппарат. При этом отклонение аппарата от равносигнальной зоны обнаруживается приборами, установленными на борту этого аппарата, и сводится к нулю путем соответствую­щего воздействия на его рулевые органы. В большинстве случаев требуемая равносигнальная зона имеет вид пря­мой или плоскости, т. е. является равносигнальной осью или плоскостью. В тех случаях, когда требуемая равно-сигнальная зона имеет вид прямой, радиозону называют радиолучом, а соответствующий вид телеуправления — лучевым.

Телеуправление может применяться для наведения аппарата на цель (пункт назначения) или в район цели, выведения аппарата на заданную орбиту, приведения аппарата на КП (или в район КП) из пункта, удаленно­го от этого КП, и т. д. В случае наведения на цель раз­личают, в зависимости от способа контроля цели, теле­управление первого вида (ТУ-1) и телеуправление вто­рого вида (ТУ-2). При ТУ-1 контроль за целью осуще­ствляется непосредственно с командного пункта, а при ТУ-2 устройство контроля правильности полета аппарата к цели устанавливается на борту этого аппарата, и дан­ные контроля передаются с борта аппарата на КП по соответствующему радиоканалу.

Линии передачи информации, входящие в состав систем телеуправления, как правило, делаются радиотехническими, а устройства извлечения информации могут быть как радиотехниче­скими, так и других типов (например, телевизионными или тепловыми).

Для повышения качества управления часто приме­няются также различные комбинации автономного управления, самонаведения и телеуправления. Напри­мер, при наведении зенитной ракеты на цель на первом участке траектории ракеты может применяться автоном­ное инерциальное управление, на втором участке — ТУ-1, а на третьем (последнем)— самонаведение.

 

  

 

 

                                                 Литература

 

1) Л.С. Гуткин, В.Б. Пестряков, В.Н.Теплугин. Радиоуправление. 1970

2) Л.С. Гуткин, Ю.П. Борисов и др. Радиоуправление реактивными снарядами и космическими аппаратами. 1968

3) Данные с сайта www.space-academy.net

 

 

---

Дата добавления: 2019-07-15; просмотров: 141; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:

---

---

Мы поможем в написании ваших работ!