Управление положением снаряда

Индикация положения снаряда. Управление положением снаряда удобно осуществлять относительно системы координат, связанной с притягивающей планетой. Были предложены следующие способы ориентации снаряда на круговой орбите. [c.700]

Управление положением снаряда. Чувствительные элементы, определяющие ориентацию снаряда, должны быть связаны с системой управления, которая должна корректировать ошибки положения ). Схема системы управления положения и стабилизации снаряда, показанная на рис. 24.10, предусматривает сообщение снаряду управляющих моментов посредством поворотных ракетных двигателей или вращений маховых масс. Необходимо небольшое вычислительное устройство, которое может учитывать динамическую реакцию твердого тела (снаряда) на действие моментов и вычислять релейные или пропорциональные команды на регулирующие органы. Должна использоваться также система обратной связи, действующая от акселерометров, измеряющих угловые ускорения снарядов, так как устройства, создающие моменты, не могут быть заранее точно проградуированы. В контурах таких систем должна предусматриваться зона нечувствительности, чтобы избежать непрерывной коррекции и уменьшить расходы энергии. Значения производных угловых отклонений требуются в периоды действия силы тяги, когда ориентация снаряда может быстро измениться вследствие рассогласования силы тяги. Значения производных могут быть непосредственно измерены скоростными гироскопами или вычислены дифференцированием сигналов угловой ориентации, если удовлетворены необходимые условия для отношения сигнала к помехе и сглаживания помех. [c.703]

Управление корректирующим импульсом. Величину корректирующего импульса можно наиболее эффективно регулировать на снаряде применением контура обычного интегрирующего акселерометра, показанного на рис. 24.11. Положение снаряда можно легко определить измерением углов между направлением на светило и осью тела снаряда тогда система управления положением снаряда со стандартной обратной связью, показанная на рис. 24.10, выполнит все остальное. [c.712]

В 1903 г. К. Э. Циолковский в статье Ракета в космическом пространстве впервые высказал идею самонаведения управляемых снарядов в технически приемлемой форме. Он писал Может быть, ручное управление движением снаряда окажется не только затруднительным, но и прямо практически невозможным. В таком случае следует прибегнуть к автоматическому управлению... Возможно употребить для этой цели магнитную систему или силу солнечных лучей, сосредоточенных с помощью двояковыпуклого стекла. Каждый раз, когда снаряд с трубой поворачивается, маленькое и яркое изображение солнца меняет относительное положение [c.383]

Инерциальное управление (навигация) основывается на измерении ускорения снаряда посредством приборов, установленных на снаряде. Достоинством этого метода управления является его автономность. Инерциальное управление не привязано к определенной линии прицеливания, не создает возмущений, обнаруживаемых при радиолокационном наведении, не зависит от состояния погоды, как при звездном визировании. Система не имеет необходимости в излучении к снаряду или от него. Недостатком способа инерциальной навигации является накопление при продолжительном полете ошибок в скорости и положении снаряда до довольно значительных величин. Идея метода основана на простых применениях законов Ньютона, однако только в последние 10 лет основные чувствительные приборы стали достаточно точными, и метод стал конкурентноспособным с другими методами управления. Много усовершенствований было сделано для систем военного вооружения, и ряд данных о конкретных системах, их характеристиках и элементах продолжает оставаться неопубликованным. Однако основные принципы инерциального управления не более секретны, чем принципы радиолокационной техники, теории систем автоматического управления и классической механики. [c.647]

С системой инерциального управления связаны исполнительные органы системы управления снарядом, которые физически управляют снарядом и поддерживают определенные величины углов тангажа, крена и рыскания при наличии внешних возмущений. Эти органы вызывают изменение направления вектора силы тяги снаряда (обычно путем изменения положения снаряда), когда получают сигнал от системы инерциального управления. Функциональные элементы этих систем управления часто бывают выполнены совместно друг с другом. [c.648]

В предшествующих главах рассматривались системы радиолокационного управления, в которых основная информация об управляющих сигналах обеспечивалась путем радиолокационного определения дальности и допплеровскими методами. В других главах обсуждались системы инерциального управления, в которых основной измеряемой величиной являлось ускорение, а скорость и положение снаряда определялись последовательным интегрированием. В настоящей главе будет рассматриваться система, в которой положение снаряда определяется наземным радиолокатором, а ускорение измеряется соответствующими приборами на борту снаряда. Эти две измеренные величины, скомбинированные определенным образом, дают необходимую информацию для системы управления. Особое внимание нужно обратить на получение правильной информации о скорости, так как измерения положения снаряда, осуществляемые радиолокатором, являются для большинства целей вполне удовлетворительными. [c.676]

Система управления на рассматриваемых участках траектории должна выполнять следующие функции а) индикация действительного положения или скорости снаряда, б) определение требуемого положения или скорости снаряда, в) определение наиболее эффективного корректирующего импульса, г) индикация и регулирование положения снаряда, д) регулирование корректирующего импульса. Эти функции рассматриваемой системы управления, вообще говоря, эквивалентны функциям управления моментом прекращения горения топлива баллистического снаряда, но значительно отличаются от последних в частностях. Снаряд, корректирующий свою траекторию в полете, предполагается значительно [c.695]

Трансцендентные уравнения и соотношения (24.25)—(24.31) очень неудобны для эффективных численных расчетов. Задача вычисления может быть в значительной степени упрощена, если эффекты воздействия корректирующих импульсов рассматривать в системе координат, перемещающейся вместе со снарядом ). Учитывая, что относительные перемещения в этой системе координат малы, мы можем составить первое, а возможно, и второе приближения, которые позволяют установить связь между промахом I и значениями имиульса (АУ, т). Так как величина импульса А7, без сомнения, мала по сравнению с орбитальной скоростью У, можно предполагать, что такой процесс удастся. Однако даже с такими упрощениями необходимо все же проводить в автономной системе большое количество вычислений. Если применяется слежение с Земли за положением снаряда, то кажется целесообразным выполнять эти вычисления на Земле, где имеются в достаточном количестве необходимое оборудование и мощность. Управляющие команды для системы управления могут быть тогда закодированы, переданы на снаряд и там преобразованы. Таким образом, в ранних системах можно очень удачно разрешить противоречие между величиной переносимого веса и потреблением энергии. [c.712]

В основе системы управления безопасной эксплуатацией магистральных трубопроводов (рис. 7) лежат внутритрубные инспекционные снаряды (ВИС). За период длительной эксплуатации в трубопроводах накопилось значительное количество дефектов. Их ремонт экономически не целесообразен. Выход из этого положения [c.24]

Управление тягой двигателя. Величины давления и тяги твердотопливного ракетного двигателя являются функциями температуры окружающей среды (см. раздел 14.4.2). К сожалению, изменение величины тяги в зависимости от температуры усложняет управление снарядом и заметно затрудняет расчет режима полета. В свою очередь, это уменьшает надежность управления и приводит к дополнительным затратам време-при разработке больших баллистических и космических снарядов оказывается целесообразным температурное кондиционирование двигателя до его использования, что, конечно, будет улучшать положение. [c.493]

Успешное проектирование летательного аппарата предполагает знание расчетных условий, применение технических и научных методов для решения многих сложных проблем и объединение многих взаимодей-ству ющих между собой компонент в одну законченную систему. Расчетные условия могут включать в себя условия окружающей среды на Земле и в полете, назначение снаряда, условия его защиты и многое другое. Определение величин нагрузок, температур и давлений, а также расчет электрической, пневматической, гидравлической систем, системы управления, силовой установки и корпуса снаряда требуют применения знаний из области свойств материалов, аэродинамики, теории горения, термодинамики, электроники и технологии производства. Все перечисленные вспомогательные системы должны быть соединены физически и функционально в единое целое. Расчет каждой вспомогательной системы должен проводиться на основе ее положения в полной системе и множества сложных взаимодействий, существующих между рассматриваемой вспомогательной системой и остальной частью летательного аппарата. Оптимальная полная система не есть обязательно сумма оптимальных вспомогательных систем, рассмотренных отдельно друг от друга. Этот факт иллюстрируется рис. 18.1. [c.581]

Стабилизированные платформы обычно применяются в системах инерциального управления в качестве опорной системы отсчета для определения положения в пространстве [13, 14]. Гироскопы монтируются па платформе и служат чувствительными элементами, воспринимающими ошибки при вращении платформы по отношению к осям, определяющим начальную (опорную) ориентацию. Выходные сигналы гироскопов используются для управления стабилизирующими двигателями, которые служат для того, чтобы поддерживать определенную ориентацию платформы. Акселерометры принято монтировать на платформе, чтобы они измеряли ускорение непосредственно в той системе координат, в которой осуществляется навигация. На рис. 22.9 представлена схема типичной стабилизированной платформы. Кольца карданова подвеса и подшипники служат шаровым шарнирным соединением, позволяющим снаряду произвольным образом вращаться относительно платформы. На рисунке показана общепринятая система колец карданова подвеса, в которой кольца являются внешними по отношению к платформе. Другая конструкция может иметь небольшие кардановы кольца, расположенные близко к Центру масс платформы. Система расположения кардановых колец, показанная на рисунке, дает возможность поворота по крену, рысканию и тангажу и удобна для баллистических снарядов с вертикальным стартом, для которых являются обычными полеты с большим углом тангажа. Возможны, конечно, и другие конструкции. Часто используется конструкция, фиксирующая поворот по тангажу наружной рамой подвеса, по крену — промежуточной рамой, а по азимуту — стабилизированной платформ ой. [c.661]

Можно определить несколько видов баллистического или почти баллистического полета. Первым, и вероятно, наиболее важным, является запуск снаряда на баллистическую траекторию. Простейшим примером этого является снаряд, выбрасываемый из ствола орудия. Здесь управление заключается в определенной установке ствола орудия, и тяга прекращается, как только снаряд оставляет дуло орудия. Причины рассеивания снарядов можно разделить на две группы. К первой группе относятся причины, возникающие при движении снаряда в стволе орудия. Они включают разброс скорости вследствие неправильной установки ствола по азимуту и углу возвышения, что может быть названо ошибками наведения. Вторая группа причин характеризуется нестандартными атмосферными условиями, которые влияют на баллистическую часть траектории. В неуправляемой ракете процесс горения продолжается до тех пор, пока не истощится ракетное топливо. Управление на пассивной части траектории осуществляется посредством аэродинамических сил, действующих на стабилизирующие рули или на вращающееся тело ракеты. Можно сказать, что ствол орудия представляет собой активный участок траектории снаряда. В управляемой ракете скорость и положение измеряются в течение активного участка полета, причем тяга прекращается и управление осуществляется так, чтобы после включения двигателя снаряд двигался по надлежащей баллистической траектории к месту назначения. Как и для орудийных снарядов, рассеивание ракет определяется разбросом параметров движения в конце активного участка траектории и рассеиванием, возникающим в течение полета снаряда с выключенным двигателем. Для космического снаряда значительная часть полета с выключенным двигателем может происходить вне атмосферы. В этом случае аэродинамические эффекты будут давать меньшее рассеивание, чем то, которое давала бы система управления, если бы двигатель работал в течение этого периода. [c.669]

Для вращающейся Земли боковое смещение цели в момент падения снаряда будет зависеть от общего времени полета, которое в свою очередь будет зависеть от его скорости и положения в момент выключения двигателя. Управление боковым движением должно быть осуществлено перед выключением двигателя, а так как момент выключения двигателя заранее не известен, то управление должно осуществляться с упреждением так, чтобы ошибка по дальности и боковые составляющие промаха, определяемые в момент выключения двигателя, были равны нулю. [c.671]

Определение положения и скорости снаряда. Наиболее трудной проблемой, стоящей перед системой управления на промежуточном участке траектории для межпланетных траекторий, является определение [c.706]

Вычисление величины промаха. Независимо от того, каким образом определены положение и скорость снаряда, система управления в целом должна реагировать на эту информацию. Характер вычислений,, которые должны при этом выполняться, устанавливается рассмотрением плоской задачи (см. рис. 24.13). Если планета назначения движется вокруг Солнца по круговой орбите радиуса Q, то снаряд пересечет эту орбиту, когда его радиус-вектор г повернется вокруг Солнца на угол 9, удовлетворяющий уравнению ) [c.710]

Эффект конечного притяжения планетой можно увеличить приложением к снаряду импульса скорости, когда он приближается к планете назначения. Величина и направление этого импульса, а также положение, в котором он прикладывается, должны быть соответствующим образом выбраны на основе анализа. Направление на планету назначения может быть установлено посредством оптического визирования, так как планеты будут казаться очень яркими на межпланетном фоне и отношение оптического сигнала к помехе будет увеличиваться при приближении снаряда к планете. Направление на планету назначения является удобным опорным направлением, относительно которого можно ориентировать снаряд. Корректирующий импульс может быть направлен вдоль линии визирования планеты, причем нет необходимости в индикации положения (угла рыскания) снаряда относительно радиуса-вектора. По этой причине мы будем рассматривать только случай приложения импульса вдоль линии визирования планеты. Мы не предполагаем, что этот вариант является примером опти-мального управления. [c.715]

Относительно просто указать приборы системы управления снаряда на конечном этапе управления полетом, так как для установления положения и скорости снаряда относительно спутника может быть использована техника слежения и ближнего радиолокационного обзора. [c.720]

Рис. 24Л0. Общая схема системы стабилизации и управления положением снаряда.

Это уравнение переходит в уравнение (24.34), когда импульс АУ равен нулю. Важной особенностью уравнения (24.40) является то, что в него входят только параметры (Я, У ) орбиты приближения, координаты снаряда в момент приложения импульса фо и величина А У. Для заданных условий приблил№ния X наиболее желательно иметь множитель при в знаменателе уравнения (24.40) настолько большим, насколько это возможно. Это означает, что при торможении в первом квадранте (фо < 90°) приращение скорости А У должно быть приложено в направлении к планете. Такой результат является немного неожиданным, так как приводит к увеличению относительной скорости снаряда. Одпако уравнение (24,40) утверждает то, что коррекция за счет увеличения относительной скорости более важна, чем за счет уменьшения центробежной силы по сравнению с силой гравитационного притяжения ). Поэтому при рассмотрении простой плоской задачи управления положением снаряда мы будем использовать знак плюс в уравнении (24.40) и понимать это так, что снаряд ускоряется в районе планеты назначения ракетным двигателем, когда корректирующий импульс направлен по линии визирования планеты. [c.716]

Сопла [горелок F 23 D (для газообразного 14/(18-58) для жидкого 11/38) топлива динамика текучих сред в соплах F 15 D 1/08 изготовлепие и закрепление в металлических сосудах В 21 D 51/42 отсечные клапаны для сопел F 16 К 5/04 в пескоструйных машинах В 24 С 3/(12, 22, 28) F 02 (для ракетных двигательных установок К 9/97 топливных форсунок М 61/18 с устройствалт для реверса тяги в реактивных двигателях К 1/54-1/76, 9/92 распыляющие (общие вопросы В 05 В 1/00 для оросительных холодильников F 28 F 25/06 в парогенераторах F 22 В 27/16) реактивные (расположение на самолетах и т. п. В 64 D 33/04 F 02 К (реактивные двигатели, отличающиеся по форме или расположению сопел, 1/00-1/82 регулируемые для управления положением самолетов и т. п. в воздухе 1/10, В 64 С 15/00)) свободноструйных гидротурбин F 03 В 1 04 в смесшпел.чх-распылителях В 01 F 5/20 струйных насосов F 04 F 5/46 турбин (F 01 D 9/02 электроэрозионная обработка В 23 FI 9/10)] Сопротивление акустическое, измерение С 01 Н 15/00 Сорбенты, составы В 01 J 20/(00-34) Сорбционные холодильные машины, установки и системы F 25 В (непрерывного 15/16 периодического 17/(00-10)) действия Сортировка [материала после дробления или измельчения В 02 С 23/(08-16) снарядов или патронов F 42 В 35 02 твердых материалов В 07 В (100- [c.180]

Начиная с 40-х годов, а именно с создания в Германии снаряда А-4, конструкторы зачастую использовали ту легкость, с которой жидкая концентрированная перекись водорода превращается в смесь водяного пара и кислорода при температуре 1 000° С в присутствии соответствующего катализатора. Такую парокислородную смесь можно использовать в турбонасосах для управления положением спутника на орбите или для распыления ракетного топлива, подаваемого в главную камеру ракетного двигателя. На рис. В-14 изображен сосуд для разложения перекиси водорода, используерлый в турбонасосах двигателя ракетной системы. Жидкая перекись водорода впрыскивается в сосуд сверху и попадает на поверхность слоя, состоящего из кусков катализатора. При 24 [c.24]

Фирма Даймонд (США) разработала струйную систему управления положением летательного аппарата (управляемый снаряд, капсула, спутник или ракета) в пространстве. В этой системе для изменения положения ракеты относительно одной из осей используется реактивная сила струй газа, непрерывно вытекающих из двух противоположно расположенных сопел. [c.191]

В настоящее время для практической реализации опорных систем отсчета используются гироскопы. Измеритель вектора ускорения определяет три компоненты ускорения снаряда. Для этой цели обычно применяются три одностепенных прибора, которые устанавливаются так, что их входы или чувствительные оси ортогональны друг другу. Счетно-решающее устройство используется для того, чтобы интегрировать ускорение для получения скорости и положения снаряда, чтобы учитывать влияние силы тяготения и вычислять сигналы для рулевого управления и управления силой тяги. Часы дают точное время, необходимое для вычисления движения Земли или других тел в пространстве. Эти четыре характерных элемента систем инерциального управления не всегда разнесены по отдельным блокам. Например, интегрирование и другие расчетные задачи часто выполняются измерителем ускорений. В дополнение к этим, элементам необходима аппаратура на Земле в точке старта, чтобы ориентировать опорную систему координат, заложить программу в вычислительное устройство, проверить и подготовить оборудование для запуска. [c.648]

Исполнительные органы системы управления снарядом осуществляют стабилизацию положения снаряда или удержание заданного направления вектора тяги. Здесь не имеет существенного значения, используется ли радиоуправление или инерциальная навигация. Она может быть выполнена многими способами. На немецкой ракете У-2 применялись аэродинамические рули в воздушном потоке, а также газовые рули в выхлопной струе ракетного двигателя. 1У1огут применяться также управляющие струи, тяга которых перпендикулярна к направлению тяги основного двигателя. Если возмущающие моменты очень малы, какими они могут быть в космическом полете, требуемые управляющие моменты тоже являются малыми и могут быть получены от движущихся масс или даже от давления солнечной радиации. Обычными органами управления, применяемыми на активном участке полета, являются камеры сгорания ракетного двигателя, установленные на шарнирном подвесе. На рис. 22.11 представлена схема канала управления углом рыскания для снаряда, использующего эти органы управления. Конту- [c.664]

В качестве примера рассмотрим спуск искусственного спутника Луны на поверхность Луны. Лунный радиус равен а = 1080 миль, так что для случая /г/а = ОД, рассмотренного выше, к = 108 миль и по-(24.7) = 5240 фут/сек. Если выбрана дальность ф = 90° и применяется минимальная ориентация импульса а = 25°, то требуемый импульс равен ДУ = 225 фут/сеп. Дальность нечувствительна к ошибкам ориентации (бф/ба = 0), но изменяется на 6,5 мили при ошибке в величине импульса на 1 фут,/сеп. Поперечная дальность изменяется на 1 милю при ошибке в азимутальной ориентации импульса на 1 миллирадиан, 24.2.2. Определение положения снаряда. Положение снаряда в период торможения может быть определено с помощью радиоизмерений.. Радиолокационное импульсное или частотномодулированное измерение высоты снаряда посредством радиовысотомера, установленного на снаряде, является сравнительно простым. Однако угловое положение на орбите должно измеряться наземными станциями слежения, если они имеются в наличии. Задача вычисления программы управления снижением спутника является сравнительно несложной. Траектория спуска, вероятно, будет выбираться заранее так, чтобы можно было использовать лишь небольшие участки на кривых коэффициентов погрешностей (см. рис. 24.4 и 24.5, допускающие небольшие регулирования комбинаций величин ду, ф, а), [c.700]

Проанализируем корректирующий маневр на рис. 24.13 так, как это сделала бы сама система управления. Во-первых, мы определяем положение снаряда и его вектор скорости с помощью радиоизмерений или оптическим методом. Затем эта информация используется для предсказания расстояния I до движущейся цели и вычисления корректирующего импульса. Корректирующий импульс скорости и скорость снаряда [c.705]

Условия, в которых осуществляется управление на промежуточном участке траектории, допускают новые типы устройств индикации и управления. В условиях свободного полета до коррекции, необходимой для обеспечения данных о положении снаряда, можно применять высококачественные свободные гироскопы. Малые значения тяги при этой коррекции дают возможность применить приборы управления с малым динамическим диапазоном и высокой точностью. С точки зрения специального приложения к вопросам управления на промежуточном участке траектории должны быть исследованы радиометоды, а также оптические и инерциальные методы определения положения и скорости снаряда. Становятся очень важными проблемы вычисления и передачи информации об управлении. Область задач управления полетом снаряда только что начала развиваться, и пройдет много лет, прежде чем мы сможем достаточно глубоко изучить эти проблемы и благоприятные возможности их реализации. [c.720]

До появления баллистических ракет в наиболее выраженном виде данньи" способ был реализован в ствольной артиллерии, где желаемая траектория полета артиллерийского снаряда при стрельбе по заданной цели обеспечивалась выставкой ствола орудия в требуемое положение по азимуту и углу возвышения, а также сообщением снаряду требуемой начальной скорости, определяемой массой поро, ового заряда. Перечисленные величины, а также координаты орудия образуют в данном случае совокупность начальных параметров состояния артиллерийского снаряда как объекта управления, которыми определяется траектория его последующего полета. [c.26]

Другими видами баллистических полетов, для которых может потребоваться управление, являются вход в атмосферу и посадка космических снарядов, нолет в пространстве с очень малыми ускорениями, посадка на Луну или планеты без атмосферы. Может понадобиться аппаратура управления и для того, чтобы измерять и регулировать корректирующие импульсы тяги двигателей ракеты при космических полетах. Свободное падение в пространстве является таким случаем полета, в котором акселерометры не дают выходной величины, а положение и скорость снаряда могут быть вычислены только по начальным условиям и известным характеристикам гравитационного поля. [c.669]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...