Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 61
Текст из файла (страница 61)
306 :. ЗЛ Н дар апар аястрпчсскос сспсйс с во про грачи угла гангааса В дополнение к ранее рассмотренноксу параметру 0~ здесь вводится рамстр 0, — угол тангажа в момент с„непосредственно предшествуюсй разделению ступеней, после чего угол тангажа остается постоянным. шзменность угла тангажа на участке разделения ступеней уменьшает змущеиия и облегчает разделение ступеней. В момент гз заканчивается веток гравитационного разворота вектора скорости и последующий лет происходит с монотонно возрастающим углом атаки.
Зто 'сгоятельство не приводит к возрастанию аэродинамических нагрузок, к как полет второй ступени происходит за пределами атмосферы. зухпараметрическое семейство программ тангажа имеет дополнительчо степень свободы по сравнению с однопараметрическим, поэтому аволяетдостичьбольшуюдальпость пуска при сохранениидопустимоуровня нагрузок на ракету и обеспечение безопасного разделения упеней.
Трехпарамесрическое семейство программ таигажа применяется на сух- и трехступенчатых ракетах. Зто семейство показано на рис. 3.12. лвум первым паралсетрам управления 0з и 0з здесь лобавляется третий сраметр — угол тангажа 0з в момент сз. Зтот момент выоирается так, :обы скачок по углу таигажа с 0, до 0з начинался через несколько куид после разделения первой и второй ступеней, а вращение ракеты :ушествлялось с допустимой угловой скоростью 0~, величина которой зределяется прочностью ракеты и обычно ие превышает 10-20 грал/с. аличие трех оптилшзируемых параметров позволяет увеличить гльность пуска по сравнению с двухпараметрическими программами ри выполнении ограничений на параметры движения. 307 Рне. Эиэ.
Треапарамеернееекое семейство программ угла тангаиа Программа угла таигажа максимальной дальности применяется при пусках на предельную дальность, величина которой зависит от широты и азимута пуска. При пусках на промежуточную дальность появляющийся избыток энергетики люжет быть использован лиоо для увеличения полезной напэузки путем оснащения ракеты более тяжелой ГЧ, либо для уменьшения рассеивания ГЧ. В связи с этим для заланных условий пуска или для заданного диапазона дальностей может быть определена программа угла тангажа минимального рассеивания.
Структура программы минимального рассеивания остается в цшюм идентичной структурерассмотренных программ максимальиойдальностн. Основное отличие состоит в том, что программы минимального рассеивания формируют более крутые траектории полета ВР н ГЧ, характеризуемые большикш углами бросания в момент окончания АУТ и большими углалш входа ГЧ в атмосферу. 3.3.5.
Гибкие(параметрические) программы угла тангажа Рассмотренные программы угла тангажа выражаются в виде функций времени, поэтому они носят название временных или жестких программ. Термин жесткая программа отражает то обстоятельство, что закон изменения некоторого параметра, формируемый соответствующей временной программой, остается в реальных условиях полета тем же самым вне зависиаюсти от состава и уровня возмущений. Гибкиаш являются програмлеы, в которых закон изменения во времени запрограммированного параметра видоизменяется в зависимости от реальных условий полета. Данное свойство программы достигается тем, 308 с.3.13.
Связь меесц времеппба и парамсзрпческоа праграмчамн угла з апгака о в югчсстве независимой переменной в таких программах используется время, а один из параметров движения, монотонно возрастающий в еоцессе полета ракеты. В качестве такого параметра чаще всего пользуется либо проекшзя кажущейся скорости ракеты на ее продоль'ю ось. либо составляющая кажущейся скорости в проекции иа ртикачьнуео ось стартовой системы координат. Подобные программы злучили название параметрических.
Связь гаежду временной и соответствующей ей параьгетрической юграммами тангажа иллюстрируется графиками иа рис. 3.! 3. Эти графики показывают, что, располагая временной программой .игажа в,(0 (кривая А) и программой изменения кажущейся скорости ',. (кривая В). нетрудно выразить программу тангажа в виде функции ~Рал~етйа гГ'у(кРивап С), Соответствие, котоРое необходимо Установить :жду точказги названных кривых, показано на рис. 3.13 стрелками.
При еработке параметрической программы в полете формирование текущего свчения угла таигажа осуществляется по текущим измеренным ючениале параметра йк . >' Для номинальных условий полета оое программы тождественны и июю'г один и тот жс закон изменения угла тангажа во времени. В, :ловцах реального полета параметрическая программа видоизменяет >кон изменения угла тангажа во времени под влиянием возмущений.
,ействительно, предположим, что вследствие повышснной тяги ДУ сальный закон излсенеиия кажущейся скорости (Е', отличен от г 309 А' номинального (кривая В' на А рис. 3.13). В этих условиях параметрическая программа формирует отличный от номинального закон изменения угла ,гГ ~Р тангажа во времени 1кривая ,гГ А'). При этом вследствие более интенсивного разворота ракеты по углу тангажа реальная Р траектория полетаотклоняется от номинальной траектории в меньшей степени, чем при исЕс пользовании временной про- граммы. В случае пониженной Рнс.
Зла.трубка возмущенных траенгорна БР тяги ду параметрическая пронрн временная н нарамагрннооноя нрограммамн грамма обеспечивает соответугла тангама ственно менее интенсивный разворот ракеты по углу тангажа. При этом реальная траектория полета, как и в предыдущем случае, отклоняется от номинальной траектории в меньшей степени, чем при использовании временнбй программы. В целом параметрические программы угла тангажа изменяют конфигурацию трубки возмущенных траекторий ракеты в окрестности расчетного момента отделения ГЧ таким образом, как зто показано на рис. 3.14. Здесь буквой А обозначена область возможных параметров движения при временной программе, а буквой А ' — область возможных параметров движения при параметрической программе угла тангажа. Как видим, при параметрической программе поперечные размеры трубки возмущенных траекторий уменьшаются, а отклонения параметров продольного движения в окрестности расчетного момента г„' отделения ГЧ увеличиваются.
Гибкие программы таигажа получили практическое применение на твердотопливных ракетах с нерегулируемой тягой двигательных установок. Описанный вышехарактердеформациитрубки возмущенных траекторий позволяет при прочих равных условиях уменьшить методические ошибки наведения. Гпава 3.4 УПРАВЛЕНИЕ ОТДЕЛЕНИЕМ ГЧ В ФУНКЦИОНАЛЬНОМ (П АНИЧНОМ) МЕТОДЕ НАВЕДЕНИЯ 3.4.1. Содержание задачи управления и подходы к ее решению В методе наведения по предварительно заданным программам управления предполагается, что все программы определены до пуска ракеты и информация об этих программах введена в составе данных полетного задания в бортовую систему управления.
На ракетах с аналоговой СУ данная информация используется для настройки соответствующих программно-временных механизмов, а на ракетах с цифровой СУ вводится в виде цифровых кодов непосредственно в устройства памяти бортовои ЦВМ. Ввиду того, что все программы управления определены до пуска, функция бортовой системы наведения сводится к выработке разовой команды на отделение ГЧ. Точность расчета и исполнения данной команды непосредственно влияет на основную характеристику боевой эффективности ракеты- точность попадания ГЧ в цель.
Рассмотрим содержаниезадачи формирования команды на отделение ГЧ из условия последующего ее попадания в заданную точку прицеливания. Как отмечалось в п. 3.2.), условием попадания в точку прицеливания является выполнение концевых условий наведения (3.37) и (3.38), чем обеспечивается нулевой промах ГЧ по дальности, А2. = О, и в боковом направлении, АВ = О. Дополнительные требования к попадающей траектории, определяющие полное время полета ГЧ и угол входа в атмосферу, будут рассматриваться в главах 3.5 н З.б, с)ь=р Данная задача наведения проиллюстрирована на рис. 3.)5.
я Здесь показана гиперповерхность ри концевого условия А2, = О, а также л кривая А, представляющая сабои пересечение гиперповерхностей концевых условий А2, = О и АВ = В ~l = О. Сама гиперповерхность концевого условия АВ = О для упрощения рис. 3.!5 не показана (ср.
с рис. 3.6). Рис. ЗЛ5. Ноиинввьнсн и вознтснснные фсзовыс траектории В р 3)! Фазовая траектория! представляет собой номинальную (расчетную) траекторщо движения ракеты, заканчивающуюся на кривой Л в точке в„'. соответствующей расчетному моменту времени <„' отделения ГЧ. Реальные траектории ракеты всегда отличаются от номинальной траектории вследствие действия комплекса случайных возмущений и погрешностей системы стабилизации движения, отрабатывающей заданные програлы<ы управления.
Текил< образом, задача системы наведения заключается в том, чтобы в процессе полета ракеты по любой из возмоя<ных возмущенных траекторий (кривые 2 на рис. 3.!5) определить момент <к выполнения условий ЬЕ = О и ЬВ = О. который и является моментом выдачи команды на отделение ГЧ. Важнейшей особенностью данной задачи, которая становится ясной непосредственно из анализа рис. 3, (5, является то, что в общем случае траектории возмущенного полета при наведении по разомкнутым программам управления не пересекают кривую.4, соответствующую одновременному выполнению условий ЬЕ = О и ЬВ = О.
Вследствие этого общую задачу наведения пр<гходигся разделять падве частные задачи— задачу реализации условия ЬЬ = О, называемую задачей управления дальностью и<стен<а, и задачу реализации условия ьВ = О, называемую задачей уираввения боковлли оа<клонениеж. Соответственно, систему наведения принято полразделять на два каната — канал управления дальнос<ью полета и канал управления боковым откпонениел<, называемый также каналом управления нанравлениех< новелла. Порядок решения названных частных задач может быть выбран различныл<, при этом необходимо учитывать существенно различный характер изменения величины ожидаемого текущего промаха по дальности и в боковом направлении в процессе полета ракеты.
Ожидаемый текущий промах по дальности при любых условиях полета является монотонно возрастающей функцией времени в окрестности расчетного момента времени <,' при движении как по ноли<нальной, так и по любой воэл<ущенной траектории (рис. 3. (б). Характер изменения ожидаемого текущего прол<аха в боковом направлении существенно иной (ел<. рис. 3.
(7). В номинальных условиях движения промах ЬВ также является монотонной функцией времени в окрестности расчетного момента времени <„', при этом в зависимости от азил<ута и дальности пуска величина ЬВ л<ожет быть как возрастающей, так и уоывающей функцией времени, что определяется влиянием на величину бокового промаха вращения Земли. В воэмущеш< ых условиях с.э.тб.опкиасчыйтекушийпронахио Рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
