Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 26
Текст из файла (страница 26)
которыми однозначно определяется направление отвеса (т.е. направление вектора силы тяжесп<) в точке пуска, Данные о направлении отвеса совместно с данными от системы прицеливания позволяют задавать начальную ориентацию измерительного базиса ИНС. Данные о координатах точки пуска используются для расчета полетного задания и при решении навигационнойиой задачи в полете. Зияние величины ускорения силы тяжести необходимо для осуществления калибровок измерителей ИНС. Для ракет стационарного базирования залача подготовки исходных геодезических данных решается заблаговременно до постановки ракет на боевое дежурс<во средствами ас<рономо-геодезического обеспечения пусков ракет путем проведения соответствую<цих астрогеодезических и гравия<етрических измерений.
Для ракет мобильного базирования данная задача возлагается на систему наземной навигации подвижного ракетного комплекса (на ракетных комплексах морского базирования — на систему л<орской навигации). рассмотрим содержание задачи прицеливания. В зависнлюсти от варианта построения ИНС эта задача заключается либо в определении предстартовой ориентации осей инерциальиого измерительного блока лля последующего учета полученной иифорл<ации в алгоритмах решения навигационной задачи, либо в осуществлении физической выставки ииерциалыюго измерительного блока в заданное угловое положение.
На ракетах первых поколений задача прицеливания решалась путем вертикапизацин ракеты и разворота ее по азимуту в направлении пуска. На ракетах, где инерциальиый измерительный блок разл<ещеи иа гиростабилнзироваиной платформе (ГСГ!), задача предстартовоГ< выставки измерительного блока решается путем горизонтирования ГСГ1, что осуществляется с помощью измерительных приборов, входящих в 121 состав самого инерциального измерительного блока. и путем последую. шсго разворота ГСП в заданное азььльутальное направление по ььььфорльа. ции от автономной измерительной системы, которая и называется системой прицеливания.
Основная задача системы прицеливания состоит в определении исходной азимутальной ориентации инерциального измерительного блока относительно некоторого базового направления., ориентация которого на земной поверхности известя с высокой точностью. В системах прицеливания стационарных РК базовые направления задаются на стартовой позиции парами геодезических вех и материализуются осями оптических внзириых устройств. В сис ьсмах прицеливания мобильных РК базовые направления материализуются осями автокьатических гирокомпасов (АГК).
В перспективных ИНС возможно применение самоориеитирующихся гиростабилизаторов гнрокомпасного типа, что позволит осуществлять азикьугальное ориентирование инерциального измерительного блока без применения автономных систем прицеливания. В этом случае фуикция начальной выставки измерителей ИНС,т е. функция прицеливания, будет целиком возложена иа систему управления ракеты. Как видно из вышеизложенного, функции, возлагаемые иа СУ современных ракет, и решаемых ими задачи весьма многочисленны по составу и разнообразны по содержанию. Этим определяется то обстоятельство, что современныс СУ представляют собой достаточно сложные управляющие комплексы, имеющие разветвленную иерархическую структуру и включающие в свой состав большое число различных устройств. приборов и агрегатов.
В целом сььстельа управления ракетного комплекса содержит две основные функциональные компонснтььбьорьььоеуьо чагть СУ(называемую бортовой системой управлення) и иаьеьььь>ю часьььь СУ.До люмента пуска обе названньье кольпоиситы СУ фуикционируьот квк единый информационно-управляющий комплекс, решаьощий всезадачи управления и контроля,связанные с обеспечением боевого дежурства, подготовки и проведения пуска.
Бортовая сисгельа управления функционирует в полете как полностью независикьая часть систсмы управления, обеспечивая решение задач управления движением ракеты и функциоььььрованььель ее бортовых систем. Главной функциональной подсистемой бортовой системы управления является система управления движением, к более подробному анализу которой мы и ььереььдель. 1.3.3, Принципы построения систем управления движением БР Прььььцььпьь построения систем управления движеььььем баллььстььческих ракет вытекают из общих принципов управления движением летательных аппаратов, сформулированных выше в главе 1.1. В соответствии 122 с принципом образной связи, предусматривающим наличие в контуре яправления средств получения измерительной информации о состоянии обьелт«упрссалсння, а также принципом управления по схеме 'навсдесисс-стабилизация", на систему управления движением БР возлагаются сс рп главных с2с) сскпип- функция получения навигационно-измерительной ссссфорхсацисс, функция наведения и функция стабилизации двссжения.
Этим фусскцияьс системы управления соответствусот три функциональные подсистемы СУЛ, называемые навигационно-измерительной системой (НИС], снссемой наведения (СН) и системой стабилизации двикеения (ССД). Следует отметить, что хотя перечисленные функции системы управления имеют четкое и однозначное содержание.
подраздессеиие обшей системы управления движением ракеты иа названные выше подсистемы несколько условно, так как некоторые приборы н агрегаты СУ участвуют в выполнеш|и нескольких ее функцссй. Одним из таких приборов является бортовая ЦВМ, которая реализует алгоритмы решения всех основных залач СУ, в том числе алгоритмы обработки навигационно-измерительной информации, алгоритмы наведения и стабсслссзацсссс.
Тем не менее подразделение СУ ракеты на указанные полснстеьсьс удобно в методическом плане и является в настоящее время обсцеприиятым прнмеиителыю к разнообразным типам Лс1. Влальнсйшем под функциональной подсистемой СУ будем понимать совокупность тек приборов и агрегатов обшей СУ ракеты, которые учасгвусот в выполнении данной конкретной функции.
Прн зтом не исключается, что отдельные приборы или агрегаты могут входить в состав нескольких функциоиальссьсх подсистем СУ. Пере Гсдем к анализу названных подсистем СУД и частных принципов их поссроесссся, оссределяеьсьсл функциональным предназначением БР как средства доставки боевого заряда к цели на поверхности Земли, а также особешюстя и и БР как объекта управления. Ооновцы с нз зги х особенностей рассмотрены выше в главе 1.2 и состоят в следующем. 1. Неподвижность гочки цели на поверхности Земли. 2, Налично двух фаз полета- фазы активного полета БР с работакнцей да Гпттелысой установкой и фазы пассивного полета ГЧ (или неуправляемых боевых блоков РГЧ) к цели. 3.
Относительно коротюш интервал времени управляемого полета (до 3-4 мии прн выведении моноблочной ГЧ или до 15-20 мин с учетом участка разведения боевых блоков РГЧ). 4. Формирование требуемого силового управляющего аоздеГсствня.
необходимого для изменения траектории полета БР, путем изменения пространственной ориентации корпуса ракеты по углам тангажа и рыскания, чем достигается требуемое направление вектора тяги двигательной установки. 5. Обеспечение требуемой угловой ориентации корпуса ракеты с помощью управляющих моментов, формируемых путем отклонения органов управления ракеты по каналам тангажа, рыскания и вра|цения. 6. Возможность изменения (регулирования) тяги маршевых двигательных установок только на ракетах с ЖРД, широкое применение твердотопливных ДУ нсрсгулирусмой тяги.
7. Неполная управляемость твердотопливных ракет по параметрам продольного движения. 3. Высокий уровень внешних и внутренних возмущающих воздействий, приводящих к существенному отклонению массово. инерционных и динамических характеристик ракеты, а также действующих сил л моментов от их номинальных значений. 9. Изгибныедеформацнн корпуса БР колебательного характера, что в сочетании с явлением "плсскания" компонентов топлива в баках ракет с ЖРД оказывает существенное влияние на устойчивость полета БР. ! О. Статическая неустойчивость БР. Рассмотрим в свете этих особенностей перечисленные выше функциональньш подсистемы СУД и принципы их построения.
Нлвигпционно-измерсипельнпя систеляг и принципы ее посгпроення Назначение информационно-измерительной системы состоит в получении информации о движении объекта управления, достаточной для успешного функционирования системы управления и достижения поставленной цели управления. На ракетах, предназначенных для стрельбы по подвижной цели, навигационно-измерительная система должна обеспечить получение информации не только о движении самой ракеты, ио и о движении цели или информации о параметрах относительного движения ракеты н цели. Именно такого рода информация используется в радиокомандных системах наведения зенитных ракет, а также в системах самонаведения ракет на подвижные цели. В рассматриваемом случае точка цели, назначенная для поражения баллистической ракетой. неподвижна иа поверхности земли, а ее координаты известны с высокой точностью, поэтому для решения поставленной задачи управления достаточно информации только о параметрах движения самой ракеты.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
