ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Наземный комплекс ракет-носителей из "Основы техники ракетного полета " Вернемся к интеграторам кажущегося ускорения в системе управления дальностью. Таких интеграторов у нас два. Один выдает текущее значение кажущейся скорости для системы РКС, а второй принадлежит автомату управления дальностью и определяет точное значение кажущейся скорости, соответствующей моменту выключения двигателя. [c.431] Установка интегратора РКС вдоль оси ракеты представляется оправданной по сути. Надо контролировать тягу двигателя. А номинальная тяга как раз и имеет такое направление. Но вот что касается ориентации интегратора АУД по продольной оси ракеты, то над этим вопросом стоит задуматься. [c.431] Для того чтобы точно попасть в цель, достаточно в принципе проследить за движением ракеты как материальной точки. Измерение же кажущейся скорости в связанной системе координат, как это видно из выражения (8.13), загружает интегрируемую функцию слагаемыми, содержащими номинальные значения углов ориентации ракеты, что приводит к увеличению методических ошибок. И это неизбежно, пока ось чувствительности интегратора жестко скреплена с корпусом. [c.431] Но степень влияния Аул на дальность зависит и от направления этого вектора. [c.432] К определению Л оси. [c.432] Понятно, что под контроль надо брать в первую очередь то, что влечет за собой нежелательные последствия, и поэтому интегратор И следует установить на гиростабилизированной платформе ГСП параллельно оси Л (рис. 8.39). Все остальное ясно. Номинальная кажущаяся скорость по этой оси вычисляется заранее, и соответственно ей производится установка интегратора на заданную дальность. [c.432] Степень влияния отклонения каждого из четырех параметров на отклонение по дальности определяется частной производной от Ь по соответствующему параметру. Эти производные в данном случае могут быть без особого труда определены аналитически методами I/ баллистики по номинальным характеристикам траектории. Когда же аналитического выражения функции пет и она определяется только численно, для вычисления производной по какому-либо параметру достаточно на вводе в программу расчета L изменить значение этого параметра на малую величину, определить численно новую дальность, а затем полученную разность дальностей разделить на принятое прп расчете изменение параметра. [c.433] отклонение в дальности зависит от точности реализации в полете значений четырех параметров. И мы, естественно, стремимся построить систему управления так, чтобы свести к нулю отклонение каждого параметра от номинала. Но выражение (8.16) показывает, что это вовсе не обязательно. Двигатель можно выключать по условию AL = 0. Но для того чтобы реализовать эту принципиально во можную процедуру, на борту ракеты надо иметь систему датчиков, позволяющих определить четыре параметра, и иметь устройство, с помощью которого можно было бы непрерывио в режиме полета вычислять величину AL. [c.433] Вопрос, однако, заключается в том, насколько ощутимые преимущества, уже не в принципе, а реально, дает такой подход по сравнению с другими, существующими и освоенными алгоритмами управления дальностью. Параметры /д и h, влияют на дальность (в порядковой оценке) настолько же, насколько сами отличаются от номинала. Система же РКС их уже косвенно контролирует и удерживает вблизи номинала. -Таки.м образом, особых бед здесь ожидать не следует. Система же повторного интегрирования, существенно усложняющая управление дальностью и не обладающая высокой точностью, создает дополнительные заботы, не принося ощутимого выигрыша. Поэтому от нее реально можно и отказаться. [c.434] Отклонения в величине угла дл влияют на дальность, казалось бы, в столь же сильной степени, что и отклонения в скорости Ava. Но представим себе, что программа выведения ракеты по тангажу была выбрана по условию максимальной дальности свободного полета. Это означает, что коэффициент dL/d A в выражении (8.16) равен нулю. Следовательно, в линейном приближении ошибка в величине угла дл на дальность вообн1,е не влияет. В итоге остается только один параметр va, для контроля за которым достаточно интегрирования кажущегося ускорения только ио одной оси, и мы приходим к только что описанной системе с одним интегратором, производящим однократное интегрирование по оси Л. [c.434] Оставаясь в рамках однократного интегрирования кажущихся ускорений, методические ошибки можно дополнительно снизить, установив на платформе два интегратора по осям Л и М (см. рис. 8.40). Поскольку двукратное интегрирование не производится, углы I и i уже не отвечают тем их значениям, при которых по теории полностью определяется вектор состоя1Н1я. Выбор этих углов, а также выбор функции выключения, представляет собой предмет оптимизации по условию минимального рассеивания ио дальности. [c.434] Как видим, поиск наиболее совершенных и целесообразных алгоритмов управления баллистической ракетой открывает широкое поле для творческой деятельности. Но возможности такого творчества ио-настоящему раскрываются и в неизмеримой мере расширяются в связи с ирнменением на баллистических ракетах портовых цифровых вычислительных мащцн. [c.434] Мы уже не раз вскользь упоминали о цифровых вычислительных машинах и, в первую очередь, в связи с проведением баллистических расчетов. И действительно, электронные цифровые машины вошли в свое время в ракетную технику через двери баллистических отделов, но очень быстро завладели всеми видами проводимых в конструкторских бюро вычислительных работ. В начале бО-х годов первые электронно-цифровые машины ступили и на борт ракет, получив название бортовых цифровых вычислительных машин БЦВМ). [c.435] Естественно, чтобы заслужить право именоваться бортовой, вычислительная машина должна удовлетворять необходимым требованиям обладать высокой надежностью, иметь малый вес, занимать относительно небольшой объем и быть в состоянии выполнять определенный круг вычислительных операций, что в свою очередь накладывает требования на постоянную н оперативную память и на быстродействие. [c.435] Конечно, первый вопрос заключается в том, что же может и что должна делать цифровая вычислительная машина на борту ракеты. Вычисление только что упомянутых элементарных функций выключения, понятно, не в счет. С такими задачами справляются и простые счетно-решающие устройства, применявшиеся еще до рождения электронно-цифровой техники. Начнем (нока только для наглядности) с управления дальностью твердотопливных баллистических ракет. Этот вопрос мы до спх пор обходили молчанием, и не случайно. Отклонение тяги твердотопливного двигателя от номинала существенно больше, чем у жидкостного. Тут бы в самый раз и применить систему РКС. Однако тяга твердотопливного двигателя регулированию в полете пока не поддается. Следовательно, из описанной в историческом аспекте последовательности создания различных технических средств управления дальностью выпадает важнейшее звено — регулирование кажущейся скорости. Остается компенсация ошибки по времени работы двигателя, а затем идет применение гироплатформы, измерение боковой и поперечной составляющих кажущейся скорости, и, наконец, другие усовершенствования, о которых мы уже говорили. [c.436] Однако среди параметров, определяюпшх дальность, у нас в запасе имеется еще один — даже не параметр, а функция, которой не коснулись пока средства регулирования. Это — сама программа выведения по тангажу. Во всех, до сих пор рассмотренных логических схемах наведения предполагалось, что программа определена заранее, твердо задана, а если возникают какие-то от нее отклонения, то их необходимо тотчас же ликвидировать. Такого рода программу мы уже называли жесткой. [c.436] В отличие от жесткой можно предложить гибкую программу, основанную на изменении закона выведения но тангажу в зависимости от сложившихся обстоятельств. Это — уже нечто отличное от всего рассмотренного ранее. Отклонение тяги от номинала ничем не комненсируется, а воспринимается как нечто естественное, но в связи с этим изменяются нормы поведения системы иаведения на остающемся участке управляемого полета. [c.436] Вернуться к основной статье