Локк А.С. Управление снарядами (1957) (1242424), страница 122
Текст из файла (страница 122)
Чувствительные элементы этой системы используют непосредственно второй закон Ньютона '). В любой системе управления, где управляющая информация получается не путем преобразования энергии, переданцой из точки старта илн от цели, должна иметься возможность отнести движение цели и снаряда к одной и той же системе отсчета. Простейшая инерционная система может быть устроена следующим образом. По азимуту снаряд управляется гироскопом, заранее поставленным на некоторый курс.
Траектория снаряда в вертикальной плоскости предвычисляется в старте; она выбирается такой, чтобы полет снаряда заканчивался попаданием в цель. Угол тангажа снаряда управляется по некоторой программе прн помогцн гироскопа с двумя степенями свободы, прецессия которого заставляет снаряд лететь по желаемой траектории. Очевидно, что это †систе управления, примененная на Ч-2! более подробное ее описание можно найти в главе 2. Другим примером инерционной системы является снаряд, управляемый по высоте прн помощи высотомера, а по азимуту в при помощи гироскопа.
Дальность полета измеряется прн помощи простого счетчика (например, воздушного лага). Ось гироскопа заранее устанавливается вручную на желаемый курс и его выход используется для управления снарядом по курсу. Система управления, в которой заданная траектория снаряда осугцествляется при помо!ци чувствительного элемента, помещенного в снаряде и реагирующего на какое-нибудь свойство !поле), связанное с Землей, например магнитное или гравитационное поле, называется системой управления по земным ориентирам ').
Система управления, в которой управляющая информация получается нз гравитационного поля Земли и из ускорений, получающихся в соответствии со вторым законом Ньютона о!носи~ельца инерциальной сис!емы отсчета, называется инерционно-гравитационной системой управления, П рннцнп инерционно-гравитационной системы. В рассмотренных только что инерционных системах движение снаряда относительно Земли задается путем предварительной установки некоторых элементов в системе управления с учетом поправок на !) С»!ее»агу о! Ов!бел М!»»!!е Тегшз, 20 Бер!ещьег 1949, р. 51. з) Напомним еще раг, что в этой книге термнну «орнентир» приписано более шноокое значение, чем обычно принято з нашей литературе; см.
прим. перев. на стр. 77 н 555. (Прим. перев.) 1гл. 16 628 систвмы хпвлвлзния снлвядлмн ветер и гравитационных эффектов. Но когда снаряд, управляемый подобным методом, уже находится в полете, многие внешние факторы могут вызвать ошибку. Например, при больших дальностях может оказаться затруднительным предсказать ветер. Для системы управления снарядами дальнего действия нужно привязать движение снаряда к некоторой системе отсчета, которая в свою очередь свявана с целью. Направление силы веса в каждой точке поверхности Земли различно. Всюду в настоящем параграфе это направление мы будем называть вертикалью.
Поскольку вертикаль в каждой точке индивидуальна, то чувствительный элемент, который измеряет направление вертикали в точке, где в данный момент находится снаряд, и осе уеаои аравот сваре рстроооаогесйаа ыорото аеоо Яватор рстронаи гиооота ста ооаеот 1 Рис. 16.35. Геометрические соотношения в инерционно-гра- витационной системе управления. сравнивает его с направлением вертикали в точке, где находится цель, может быть испольвован для управления снарядом. Систему управления, которая использует этот метод, мы и называем инерционно-гравитациойной. Так, маятник можно использовать для определения направления вертикали в любой точке. Широта и долгота точки на поверхности Земли могут быть получены очень точно из астрономических наблюдений.
Геометрические соотношения в инерционно-грав и т а ц и о н н о й с и с т е м с. Применяя инерционно-гравитационную систему, мы сталкиваемся с двумя главными проблемами. Первая состоит в том, чтобы связать географическое положение двух точек: цели и места старта. Вторая состоит в измерении элементов движения снаряда относительно Земли. Предположим пока, что Земля есть неподвижный шар, причем сила веса всегда направлена к его центру.
На рис. 16.35 представлены основные геометрические соот. 16. 51 использование инеРции и ОРиентиРОЕ 629 ношения в задаче инерционно-гравитационного управления. Мы предположим, что снаряд имеет дальность в несколько тысяч миль. Выше было указано, что направление силы веса в каждой точке индивидуально, чем мы и пользуемся для определения географического места втой точки.
Из рассмотрения сферы на рис. 16.35 очевидно, что траектория полета снаряда (большой круг на этой сфере) может быть определена, если известны астрономические широты (углы между вертикалью и плоскостью экватора) и разность долгот двух точек. В действительности Земля вращается, а ее форма более близка не к сфере, как мы это выше предполагали, а к сплюснутому сфероиду. Представляет интерес определить ошибки и поправки, вытекающие из нашего упрощающего предположения.
На рис. 16.36 аееаееерар ага реаерар Гещенюриееееае араяа сорри я Рис. 16.36. Ошибка, вытекающая из предположения о сферичности Земли. Земля представлена в двух видах. Сплошная линия изображает введенную нами для упрощения сферу, а пунктирная представляет общепризнанную фигуру Земли. Вертикаль в точке А не проходит через центр Земли вследствие ее сплюснутос1и и влияния центробежной силы, вызываемой вращением.
Таким образом, если мы пользуемся нашей сферой, возникает ошибка по широте. Вследствие этой ошибки точки большого круга, проведенного между двумя пунктами на поверхности воображаемой сферической Земли, должны быть сдвинуты по направлению к экватору действительной Земли. Плоскость, определяющая большой круг на сферической Земле, на сплюснутом сфероиде окажется немного изогнутой.
Это.означает, что в действительности снаряд между точкой старта и целью полетит не по большому кругу. а по несколько искривленной траектории. Ошибки по широте равны произведению синуса удвоенной широты на относительное сжатие Земли. В главе 3 было указано, [гл. 16 630 систямы упялвлвния снАРядАми что относительное сжатие Земли составляет 0,339%. Искривление плоскости большого круга можег бы ь измерено при помощи некоторого радиуса, длина которого оказывается очень большой (приблизительно миллион миль); вызываемое этим обстоятельством ускорение оказываег лишь очень слабое влияние на направление вер икали, определяемое некоторым прибором, чувствительным к направлению силы веса.
Поэтому, если положение вертикали в точке старта может быть измерено точно, а разности астрономических широт и долгот точки старта и цели известны, то можно выработать траекторию наведения снаряда. берт у тегрс Лересегееее ересррсти сееисгсееея и ееестсрл Рис. 16.37. Опорные точки для инерционно-гравита- ционной системы. Вторая главная задача при разработке инерционно-гравитационной системы управления состоит в конструировании механизма, который мог бы связать движение снаряда с движением Земли.
Назовем плоскость, проходящую через обе вертикали (в точке старта и цели), плоскостью сближения; она пересекает Землю по большому кругу. Необходимо построить систему управления, которая вела бы снаряд по втой дуге большого круга. Предположим, что проблема управления снаряда решена и его центр инерции движется в плоскости сближения; тогда остается еще решить проблему определения расстояния, которое пролетел снаряд от точки старта. Каждое отклонение снаряда от желаемой траектории является сигмалом ошибки и подводится к автопилоту, вследствие чего вырабатывается соответствующая поправка в курс снаряда.
Необходимо выбрать подходящую систему координат, к которой и должна быть отнесена работа системы управления. Удобные для этого точки показаны на рис, 16.37. Нам известно направление 16.51 631 ИСПОЛЬЗОВАННЕ ИНЕРЦИИ И ОРИЕНТИРОВ аемной оси, вертикали в месте старта и вертикали в месте цели; можно определить вертикаль в точке пересечения экватора с плоскостью сближения и восставить перпендикуляр к этой последней.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
