Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 53
Текст из файла (страница 53)
Действительно, явление потери устойчивости ракеты в полете выражается в факте неконтролируемого изменения ее пространственной ориентации, вследствие чего возможно опрокидывание ракеты и последующее разрушение. Следовательно,для обеспечения устойчивого полета в условиях действия различных возмущающих моментов (в том числе аэродинамического опрокидывающего момента, вызванного статической неустойчивостью ракеты, динамических моментов, порожденных упругими колебаниями корпуса ракеты и подвижностью ее жидкого наполнения, моментов от эксцентриситетов тяги ДУ и т.д.) необходимо осуществлять контроль и коррекцию ориентации ракеты 264 в пространстве с целью удержания угловых параметров движения в допустимых пределах. Однако прн использовании программ управления вида (3.6) угловые параметры движения ракеты будут определяться только требованием парирования силового возмущающего воздействия, оказывающего влияние на движение центра масс ракеты, причем в силу случайного характера этого воздействия потребные значения углов тангажа и рыскания, скорости изменения этих углов и угловые ускорения также будут изменяться случайным образом вне зависимости от характера действия возмущающих моментов.
В этих условиях устойчнвый полет ракеты невозможен. В свете нзложенного программы управления, заданные в угловых величинах, нмеют неоспоримое преимущество перед программамн вида (3,4), (3,Я и (Зле), так как обеспечнвают решение обеих основных задач управления — наведения и стабилизации движения. Полученный нами вывод может быть обобщен и сформулирован в виде следующего принципиального положения: при решеиии задач наведения в число программ управления, задающих закон движения ракеты на АУТ, во всех случаях должны быть включены программные функции, определяющие требуемую пространственную ориентацию ракеты, что необходимо для обеспечения ее устойчивого полета.
Данный вывод относится не только к баллистическим ракетам, но и к ЛА других типов, обладающим статической неустойчивостью и сложной динамикой колебательных процессов. На баллистических ракетах с платформеннымн ИНС в качестве параметров ориентации наиболее удобны углы тангажа и рыскания, так как именно этн параметры поддаются непосредственным измерениям в узлах подвеса ГСП, благодаря чему отработка программ тангажа и рьюкання осуществляется в контуре системы стабнлнзацнн путем сведения к нулю рассогласования между измеренными значениями этих углов и нх программнымн значениями.
По сравненню с угламн тангажа и рыскания углы атаки и скольжения менее удобны для программнровання движения БР, так как онн не поддаются непосредственным измерениям и могут быть определены только расчетным путем по текущей навигационной информации, Кроме того, этн углы завнсят не только от ориентации ракеты, но н направления ее вектора скорости, вследствие чего возмущення скорости полета ракеты могли бы оказывать влияние на устойчивость ее полета.
К программам изменения углов тангажа и рыскания должна быть добавлена также программа движения ракеты по углу крена. Угол крена не входит в явном виде в уравнение движения центра масс ракеты, обладающей осевой симметрней, и поэтому не оказывает непосредственного влияния на формнрованне управляющих снл. Однако поддержание Рнс Эл. Сопроаокааюш на срсн гран ннн троса. торна аннженна заданного значения угла крена необходимо по другиы причинаы, в частности, лля обеспечения требуеиой схемы ориентации органов управления ракеты в полете (например, крестообразной илн иксообразной). Поскольку на большей части траектории полета БР угол крена постоянен, в дальнейшем для простоты будем полагать его равныы нулю Таким образом, в общем случаев состав программ управления движением БР должны быть включены програмыы углов тангажа, рыскания и крена: (3.7) В соответствии с этим при полете БР на АУТ должна обеспечиваться ее угловая стабилизация не только по углам тангажа и рыскания, но и по углу крена.
Програмиы (3.7) образуют полную совокупность управлявших связей, определяющих вращательное движение обьекта управления, однако, как слазано выше, неполностью стесняют свободу поступательного движения, вследствие чего в реальных условиях полет ракеты происходит в трубке возмущенных траекторий. При наведении БР по предварительно заданным программам весьма желательно уменьшить размеры трубки возмущенных траекторий в интересах повышения точности стрельбы. С этой целью программы (3.7) дополняются програмынымн функциями, непосредственно определяющими закон лвижения центра масс ракеты.
Проанализируем возможный состав и форму задания дополнительных программ управления, В качестве таких программ могут быть использованы рассмотренные выше функции (3.4), (3.5) или (3.6), которыми описываются изменения радиус-вектора центра масс ракеты, вектора ее скорости и вектора ускорения. Форму выражения данных функций можно упростить, если спроектировать векторы с.
р и а на оси скоростной системы координат, определяемой сопроваждасощим трехгранником траектории движения. Сопровожласоццсй трехгранник показан на рис. 3.1 единичными векторами с. н, Ь, направленными ютветственно по касательной к траектории, по главной нормали и >нормали. Поскольку при предварительном программировании шжеиия программная траектория ракеты выбирается обычно в виде >ивой, лежащей в плоскости пуска, то векторы ч и л также лежат в юскосги пуска, а вектор Ь ей перпендикулярен, Заметим, что вектор ч >впадает по направлению с вектором скорости О. Спроелп>руек> велторы г, ч и а на оси сопровождающего трехгранник, приняв во внимание, что при плоской программной траектории роекции этих векторов на бинормаль равны нулю, и, кроме того, роекция вектора скорости на главную нормаль также равна нулю: (З.В) О ч(г): ч,'ч (>), ъ'ч(>) ч О, >Р~в (г) е О, (3.9) а'г(~): а,'в(>), а~(с)„аз~(с) = О.
(3.!О) Связи между данныкш функциями описываются следующими ифференциальными выражениями: 267 де Оч - угол скоростного тангажа, Эти выражения нетрудно получить, ели учесть, что сопровождающий трехгранник вращается вокруг >ннормали с угловой скоростью Ь, и воспользоваться известной )орк>улой механики, выражающей полную производную вектора в виде уммы локальной и вращательной производных. Функции (3.3) — (3. рй) залают один и тотже закон движения. Позтому кобая из этих совокупностей функций может быть использована в качестве программ управления. На практике предпочтение отдается чункцияк> (3.9), выражающим програик>ы управления в скоростных >арак>страх движения.
Достоинствол> атой совокупности функций >вляется наибольшая простота хранения в памят» бортовой СУ, так как зве функции тождественно равны нулю, Обьединяя программы управления вращательным движениек> ракеты с программакш управления движением ее центра к>асс, полу- чаем совокупность программ„реализующих полный состав управляющих связей: В данном случае программные значения угла рыскания равны нулю, что определяется условием программирования движения ракеты в плоскости пуска.
Отметим, что при данном составе программ управления бортовая СУ должна включать полную шестиканальную систему стабилизации, состоящую нз системы угловой стабилизации (образованной каналами стабилизации движения по углам тангажа, рыскания и крена) и системы стабилизации движения центра масс (образованную каналами стабилизации продольной, нормальной и боковой скорости). Именно этому варианту программирования движения ракегы,в наибольшеи степейи соответствует термин "наведенйе по жесткой траектории", так как совместная работа шести каналов стабйлизации обеспечивает удержание ракеты вблизи расчетной траектории в реальных условиях полста при действии возмущений.
Программы управления движением центра масс ракеты могут быть выражены и в кажущихся параметрах. Это обстоятельство упрощает алгоритмы системы стабилизации, так как в данном случае не требуется определять действительные параметры движения ракеты путем решения основного уравнения инерциальной навигации и сигналы обратной связи в соответствующих каналах стабилизации могут формироваться непосредственно по показаниям инерциальных измерителей- ньютонометров и импульсометров. В частности, программы управления могут быть заданы в виде программ изменения кажущейся скорости ракеты в проекциях на оси связанной системы координат.
В этом случае полный состав управляющих связей выражается следующими программами управления (см. [9)): в',э(г), 4~(!) = О, т",(г) = О, (3.!2) И ~ (Ф) И у (ю) О Б (г) О На ракетах с РДП' вследствие невозможности регулирования тяги ДУ программа продольной скорости не применяется. С целью частичной компенсации отсутствия управляющей связи по продольному движению и некоторого уменьшения отклонений реальной траектории от 268 змнияльной, вызванных таким возмущаюшим фактором. как разброс ~ги твердотопливной ДУ, применяется гараметрнческая программа ипажа. В результате образуется следующий (неполный) состав ~равляюших связей: (И~.), ф~ (ф а О, у~~(~) я О, В» В) а О, В',~(О ~ О.
(3.13) рассмотренные варианты залания программ управления характерны зя наведения по принципу предварительного программирования вижения, т е, по разомкнугым программам. Как будет показано в гл. 3 4, етодические ошибки наведения по разомкнутым программам пределяются видом управлявшей функции. с помошью которой ырабатывается разовая функциональная команда иа отделение ГЧ. а акже размерами трубки возмтшенных траекторий движения ракеты на УТ, которые зависят от состава программ управления и точности истемы стабилизации, П ослелнее обстоятельство объясняет стремление асшнрить состав управляющих связей при наведении по разомкнутым рограмчам за счет использования программ управления движением ;витра масс ракеты.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
