Локк А.С. Управление снарядами (1957) (1242424), страница 134
Текст из файла (страница 134)
Передаточная функция кинематнческого элемента определяется уравнением (18.2), которое мы здесь повторяем: (18. 2) Параметр в„являющийся главным в этой передаточной функции, полосА пвопусклния зо>>тояого ковтуна '1гл. 18 изменяется обратно пропорционально расстоянию: (18.8) После окончания разгона (в момент начала функционирования системы управления) расстояние до цели равно 115 600 футов ( 35 000 м), а скорость снаряда 2627 фут/еек ( 790 м/еек), откуда 2627 >е> = — — = 0,023 рад/сек. 115 600 По мере уменьшения расстояния до цели угловая скорость линии снаряд в цель, вызываемая движением снаряда, увеличивается; это выражается в увеличении м>. На расстоянии 3290 футов (ж 1000 м) м, достигает значения 0,8 рад/сек.
На этом расстоянии общий сдвиг фазы, вызываемый совместным действием кинематического элемента и автопилотного контура, достигает — 180'! вследствие этого появляется неустойчивость. Таким образом, на расстоянии 3290 футов от цели контур управления должен быть разомкнут и автопилот должен быть использован для того, чтобы выдерживать прямолинейный полет снаряда. Это происходит всего за 2 секунды до встречи с целью, так что ошибка будет невелика.
В главе 12, $12.2 было вычислено потребное нормальное ускорение для случая чистого преследования. За 2 секунды до встречи с целью ускорение начинает быстро возрастать. За этой точкой управление снарядом вообще незозмо>кно вследствие его ограниченной маневренности. Для полета по желаемой траектории на расстоянии 1000 футов от цели требуется нормальное ускорение 38. Если в это время снаряд будет иметь максимальное ускорение, которое он вообще способен дать, и притом неверно направленное, то даже это не даст существенного увеличения промаха.
Отсюда ясно, что ширина полосы контура системы управления в 0,8 рад/сек обеспечивает удовлетворительное управление. !8.5. Переходные процессы при старте Допустим, что гипотетический снаряд стартует с расчетом на полет максимальной проектной дальности; система управления начинает функционировать, когда цель находится на расстоянии 1!5000 футов ( 34500 м). Вследствие ошибок при старте и аэродинамической асимметрии снаряда в момент начала управления будет существовать некоторая ошибка е. Когда система управления включится, ошибка в будет действовать, как скачкообразная входная функция. На рис. 18.12 показан отклик системы на этот вход, если снаряд находится на указанной выше дальности.
Отметим, чт>ь угловая ошибка самонаведения за 0,4 сек уменьшается до 38% своего начального значения. Добавок, который вносит вращение линии снаряд— 18.6) 687 гпгавлвния казнам цель, очень мал вследствие большой дальности. Характеристики управления снарядом в этом случае зависят в первую очередь от характеристик автопилотного контура. Усиление этого контура таково, что ошибка в = 1' вызывает изменение угла тангажа со скоростью 2,5 град(сек. Тактическое задание, приведенное в главе 17, требует, чтобы минимальная дальность цели в момент старта была 20 000 ярдов ~н /Л7 ф Л7 Ю ы // чт яг имя /жФ/ Рис. 18.12.
Переходный процесс при старте. (ж 18000 м). В конце разгона расстояние между снарядом и целью будет 67800 футов ( !7400 ге). Для этого случая получаем: 2627 рад м, = 67866 — — 0,045 —. На этой дальности добавок, происходящий от вращения линии снаряд — цель, также будет мал, поэтому главную роль в управлении будет играть автопилотный контур. Таким образом, переходный процесс, изображенный на рис. 18.12, будет пригоден и для этого случая. 18.6. Управление креном Для того чтобы управляющие сигналы по тангажу не перепутывались сигналами по рысканью и наоборот, нужно ограничить угловую скорость снаряда по крену.
Если частота колебаний снаряда по крену не будет значительно выше частоты колебаний цо тангажу и рысканью, между этими последними каналами появится перекрестная связь. Нет необходимости в течение всего времени поддерживать угол крена равным нулю. Хотя даже медленное изменение крена вызовет перекрестную связь между каналами тангажа и рысканья, но эта связь не обязательно повлечет за собой значительную ошибку, если частота колебаний по крену будет выше частоты, на которую движения рысканья и тангажа в состоянии отвечать. В реаультате использования поперечного прецессионного гироскопа, а также Вследствие различных неуравновешенностей в цепях, с ним связанных, 688 ПОЛОСА ПРОПУСКАНИЯ БОРТОВОГО КОНТУРА [гл.
18 может получиться медленное вращение корпуса снаряда относительно продольной оси. Однако довольно простыми средствами можно поддерживать частоту колебаний снаряда по крену более высокой, чем по тангажу и рысканью. Рис. 18.13. Автопилотвый контур лля крепа. На рис. 18.13 показан типичный контур ограничения угловой скорости крена.
Выходом этого контура являются всевозможные возмущения по крену, которые вызывают отклик прецессионного гироскопа. Этот отклик используется лля того, чтобы при помощи рулевой машинки отклонять элероны, которые вывывают аэродинамический момент, компенсирующий входное возмущение. Полоса этого Зпейпнный пптенепптетй Рис, 18.14. Рулевой контур для элероиов. контура должна быть шире, чем у каналов тангажа и рысканья, т.
е. шире 2 рад/сек. Удобным запасом частот для этого контура является одна декада, т. е. следует принять, что полоса для канала крена должна быть 20 рад/сек. Гироскоп должен иметь резонансную частоту равной 80 рад/сек и иметь коэффициент затухания 0,6. В этом случае он не даст заметных фазовых сдвигов. На рис. 18.14 показана схема рулевого контура для элеронов. Управляющий сигнал подводится к усилителю. После усиления он поступает в рулевую машинку, отклоняющую элероны.
Отклонение элеронов измеряется при помощи потенциометра, и соответствующий сиГнал после прохождения через компенсационную цепь, показанную УПРАВЛЕНИЕ КРЕНОМ 18.61 689 на схеме, используется в качестве сигнала обратной связи и, таким образом, вамыкает контур. Частотные характеристики элеронного ку ,ь 'дг ф зз ,ф ф -ка м % сп лат Рис. 18.15.
Отклик угла крена иа входное возмущение. контура приведены на рис, 18.16. Компенсационная цепь в ветви обратной связи имеет следующую характеристику: (!8.9) Передаточная функция корпуса снаряда но крену есть Передаточная функция прецессионного гироскопа есть (18. 10) "'х 3 Е, 44 Зак. 2222, А. С. Лакк. где оа = 20 рад/сек. При помощи этих передаточных функций получаем частотные характеристики, приведенные на рис. 18.!б. 690 Следует отметить, что мы избрали такую модификацию переходных характеристик снаряда, которая стремится увеличить сопрягающую частоту (т.
е. частоту, при которой наклон — ! изменяется на наклон — 2). Это обеспечивает переходный процесс снаряда по крену, приведенный на рис. 18.16. Если появляется какое- нибудь возмущение по крену, то через '/ю сел угловая скорость крена составит 38в7в своей начальной величины. 18.7. Промах, вызываемый ограниченной маневрен- ностью оао суоеоя Ать/ Рис. 18.16, Переходный процесс по угло- Траектория снаряда при чивой скорости крена, вызвзнный начальным етом преследовании рассмотвозмущением.
рена в главе 12; там же указаны ограничения, вытекаю1цие из этого метода. Если в момент встречи, по условиям задачи, оказывается необходимой бесконечно большая угловая скорость, то должен появиться промах, поскольку угловая .скорость для каждого снаряда я1 дг до х у Расппояиое йо цели /втыс. ~руто4 ограничена. Отсюда следует, что система управления может перестать действовать за некоторое время перед встречей снаряда с целью.
Это, конечно, вызовет промах снаряда. но промах все равно неизбежен. На рис. 18.17 показана величина промаха, который получается в некоторой частной задаче. Если система управления выклю- 1 чена за 8,6 сел до встречи [на расстоянии 9600 футов (ж2860 м)[, до фй ч| ч~ь,вл чй ыч полоса пгопясклния вовтового контувл [гл.
18 ф ч 1 4 3 ф Рис. 18Л7. Величина промаха. вызываемая выключе- нием системы управления. 691 18.8! злмзчлнйя то получится промах в 800 футов (ж 240 м). Если выключение произойдет на расстоянии 1000 футов ( 300 м) от цели, т. е. за '/я сек до встречи, то промах будет равен 300 футов (ж 90 м). Поскольку неустойчивость появляется на расстоянии в 3290 футов ( 1000 м), система управления должна быть выключена на этом расстоянии; в результате получится промах 500 футов (ж 150 м).
Ошибка, фактически вызываемая недостаточностью полосы пропускания системы, отличается от только что указанной вследствие нижеследующей причины. действительная система всегда работает в присутствии шумов и при наличии систематической ошибки сопровождения.
Оценка промаха, вызываемого этими причинами, требует более глубокого изучения, чем то, которым мы можем заняться в этой книге. Однако очевидно, что при промахе в 500 футов, вызываемом только особенностями метода управления, требование, чтобы общий промах был не более 800 футов, может быть выполнено. Поэтому наше первое приближение дает хорошую отправную точку для более трудоемких вычислений.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
