Приборы управления полетом ракет

Приборы управления обеспечивают устойчивое движение ракеты по за­данной траектории и высокую точность попадания в цель. Их состав зависит от способа управления ракетой. Ранее было отмечено, что способы управления включают в себя АУ, ТУ, СН, КУ.

1. Приборы автономного управления

Существует несколько разновидностей приборов автономного управления:

- астронавигационные (обеспечивают определение места ракеты в полете по небесным светилам);

- магнитометрические (определяют место ракеты по характеристикам магнитного поля Земли);

- инерциальные, получившие наибольшее распространение.

Последние могут быть просто инерциальными и инерциальными с астро-коррекцией.

Инерциальная система АУ на БР включает в себя автомат стабилизации и автомат дальности, на КР стоит только автопилот.

Автомат стабилизации (АС) предназначен для обеспечения движения БР по рассчитанной на корабле и введенной в бортовые приборы ракеты про­граммной траектории. Для этого АС должен:

а) стабилизировать ракету по углам (рис. 1.6):

- тангажа (гамма) - в вертикальной плоскости (относительно поперечной оси);

- рыскания (пси) - в горизон­тальной плоскости (относительно вертикальной оси);

- крена (фи) - вокруг продоль­ной оси;

б) обеспечивать после верти­кального старта поворот ракеты в сторону цели;

в)обеспечивать разворот ра­кеты на заданный угол тангажа.

Основой АС является гиро-стабилизированная платформа (гироплатформа) с тремя степе­нями свободы (рис. 1.7). На этой платформе располагаются три гироскопа. Их оси устанавливаются в опреде­ленное положение. Благодаря этому во время полета ракеты регистрируются отклонения корпуса ракеты от заданных углов гамма, пси, фи. Таким образом, гироп­латформа выполняет роль датчиков изменения углов тангажа, рыскания и кре­на. Информация об изменении положения ракеты в пространстве фиксируется тремя потенциометрами (на рисунке показан только один из них),

Рис. 1.7- Функциональная схема автомата стабилизации БР

Сами потенциометры связаны с корпусом ракеты, а их движки - с гиро-платформой, т. е. с гироскопами. При изменении углов гамма, пси, фи потенциометры поворачиваются, а движки остаются на месте. В результате этого с потенциометров снимаются напряжения Uгамма, Uпси, Uфи той или иной полярности (что зави­сит от стороны изменения углов), той или иной величины (что зависит от вели­чины тех же углов). Далее, как видно из рис. 1.7, эти напряжения усиливаются и поступают на исполнительные устройства, роль которых выполняют рулевые машинки. Рулевые машинки поворачивают рулевые реактивные двигатели (или иные рули), возвращая ракету на заданное направление полета. При этом движки потенциометров вновь оказываются в первоначальном (нулевом) по­ложении.

Наряду с изменениями углов гамма, фи и пси во время полета ракеты возможно ее смещение (снос) в горизонтальном и вертикальном направлениях. Гироскопы на снос не реагируют. Для учета такого смещения используют инерционные датчики линейных ускорений, называемые акселерометрами. Схема самого простейшего акселерометра приведена на рис. 1.8. Он представляет собой массивное (инерционное) тело, укрепленное на пружинах. При возникновении сноса ракеты массивное тело под действием сил инерции стремится сохранить свое положение неизменным. В результате этого потенциометр, связанный с корпусом ракеты, смещается, а его движок остается на месте. В таком случае с движка потенциометра снимается напряжение U1, пропорциональное ускоре­нию смещения а. После интегрирования получают U2, пропорциональное ско­рости смещения v. После вторичного интегрирования получают Uз, пропорцио­нальное пути S. Зная расстояние, на которое сместилась ракета, можно воз­вратить ее на заданную траекторию. Чтобы осуществлять эту операцию, на ги-роплатформе размещают два акселерометра.

Рис. 1.8. Функциональная схема акселерометра

Совместное действие гироскопов и акселерометров поясняется схемой на рис. 1.9. На современных ракетах в качестве акселерометров используют гиро­скопы со смещенным вдоль оси центром массы.

Рис. 1.9. Структурная схема устройства, обеспечивающего стабилизацию БР по углам гамма, фи и пси и учитывающего ее снос

Предусмотренное изменение направления полета БР (поворот в сторону цели после вертикального старта, разворот на требуемый угол тангажа) осу­ществляется с помощью программного механизма. Этот механизм в установ­ленные моменты времени разворачивает оси соответствующих гироскопов на заданные углы пси и гамма. Таким образом, гироскопы выполняют и поворотную, и стабилизирующую функции.

Рис. 1.10. Структурная схема автомата дальности

Автомат дальности (АД) предназначен для выключения двигателя БР по достижении ею установленной (программной) скорости. Принцип работы АД поясняется схемой на рис. 1.10.

Источником информации о скорости полета БР является акселерометр. После интегрирования U1 получают U2, пропорциональное скорости v попета ракеты. При совпадении этой скорости с заданной (v3), определяемой Uпр, сра­батывает схема сравнения. Двигатель ракеты выключается. Именно при этой скорости и заданном угле тангажа ракета достигает цели.

Рис. 1.11. Структурная схема автопилота

Автопилот (АП) представляет собой инерциальную автономную систему управления полетом КР, его схема приведена на рис. 1.11. АП отличается от АС тем, что у него отсутствует гироплатформа. Каждый гироскоп управляет своим рулем. Кроме того, в АП имеется высотомер, который поддерживает ус­тановленную высоту полета КР. Он может быть барометрическим или радио­техническим. Барометрический высотомер применяется при высотах более 15... 20 м, а радиотехнический - на малых высотах.

2. Приборы телеуправления

Среди систем телеуправления полетом ракет наибольшее распростране­ние получили:

- радиокомандные;

- системы ТУ по лучу.

Вариант схемы радиокомандной системы ТУ приведен на рис. 1.12. Сущ­ность действия такой системы заключается в следующем. Корабельная радио­локационная станция (РЛС) обнаружения и опознавания, осуществляя круговой обзор пространства, обнаруживает воздушные и надводные цели, устанавли­вает их принадлежность к своим или чужим вооруженным силам, а также опре­деляет грубые координаты (дистанцию, пеленг и угол места) этих целей.

В случае обнаружения противника корабельная РЛС выдает целеуказание на РЛС сопровождения цели и продолжает наблюдать за окружающей обста­новкой. Целеуказание может поступать также и от внешних источников информации.

РЛС сопровождения цели имеет антенну, расположенную на общем ан­тенном посту и обладающую узкой диаграммой направленности. По этим при­чинам она сама не может осуществлять поиск целей. Получив целеуказание и развернув антенный пост в указанном направлении, РЛС сопровождения обес­печивает выведение цели на свое индикаторное устройство. Следует заметить, что дальность действия РЛС обнаружения по воздушным целям составляет 400... 500 км, а РЛС сопровождения - несколько больше, чем дальность полета ракеты (например, 120...150 км).

Совместив отметку цели с визирами на индикаторном устройстве РЛС со­провождения, радиометрист включает режим автоматического сопровождения цели (АСЦ). Благодаря узкой диаграмме направленности антенны и работе схемы АСЦ РЛС сопровождения начинает определять точные координаты це­ли. Эти координаты поступают в счетно-решающий прибор. Здесь вырабаты­ваются параметры движения цели (ПДЦ) и углы упреждения. Благодаря полу­ченным данным пусковая установка ракеты разворачивается в сторону движе­ния цели. Затем производится пуск ракеты в упрежденную точку.

Когда ракета окажется в зоне действия своей РЛС сопровождения, отмет­ка ракеты выводится на ее индикаторное устройство. Совместив отметку раке­ты с визирами индикаторного устройства, радиометрист включает режим АСЦ. Благодаря узкой диаграмме направленности антенны и работе схемы АСЦ РЛС сопровождения начинает определять точные координаты ракеты. Эти ко­ординаты поступают в счетно-решающий прибор. Здесь рассчитывается раз­ность координат цели и ракеты, устанавливается отклонение направления по­лета ракеты от точки ее встречи с целью. На основании полученной информа­ции вырабатываются данные для корректировки направления полета ракеты. Эти данные поступают на передатчик радиокоманд. Здесь они преобразуются в серии кодированных электрических импульсных сигналов, которые с помощью антенны превращаются в радиосигналы (радиоволны) и направляются в сто­рону ракеты.

На ракете установлен радиоприемник, который с помощью своей антенны принимает радиокоманды, преобразует их в электрические сигналы и направ­ляет в дешифратор. Дешифратор декодирует поступившие сигналы и через ав­топилот воздействует на рули ракеты. Процессы формирования команд, пере­дачи их на расстояние и управления исполнительными устройствами отражают сущность телеуправления (но не телевизионного управления!).

В боевой обстановке ТУ полетом ракет происходит в условиях радиопо­мех, создаваемых противником. При этом в полете одновременно может нахо­диться несколько ракет. ЗУР имеет небольшие размеры. Названные причины могут привести к потере ведомой ракеты. Чтобы повысить надежность сопро­вождения ракеты, на ее борту устанавливают радиолокационный ответчик. По­лучая каждую радиокоманду и декодировав ее, ракета с помощью ответчика выдает на корабль кодированный радиосигнал, свидетельствующий о том, что именно ею (а не другой ракетой) осуществляется ТУ. Благодаря этому РЛС со­провождения ракеты может иметь только один - приемный канал.

Другая разновидность радиокомандной системы ТУ предполагает установ­ку на борту ракеты передающей телевизионной камеры с радиопередатчиком и антенной. В этом случае телевизионное изображение цели транслируется на корабль и воспроизводится на экране телевизионного приемника, связанного со счетно-решающим прибором системы управления. Формирование и переда­ча радиокоманд осуществляется так же, как и в предыдущем случае.

Система ТУ по радиолучу приведена на рис. 1.13. Процессы обнаружения и сопровождения цели аналогичны рассмотренным ранее.

Рис. 1.13. Структура системы, обеспечивающей ТУ крылатой ракеты с помощью радиолуча

Антенна РЛС наведения ракеты создает узкую диаграмму направленно­сти, сканирующую пространство. Благодаря этому образуется равносигнальная зона, осью которой является равносигнальное направление. Запущенная в сторону цели ракета должна оказаться внутри равносигнальной зоны. Попада­ние ракеты в эту зону при качке корабля является сложной задачей. Поэтому в момент пуска ракеты равносигнальную зону расширяют (на рисунке это пока­зано пунктиром). Когда ракета входит в расширенную равносигнальную зону, последнюю сужают.

На ракете установлена приемная аппаратура, которая реагирует на откло­нение ракеты от равносильного направления и обеспечивает поворот рулей для возврата ее на это направление. Счетно-решающий прибор, непрерывно рассчитывая упрежденную точку цели, обеспечивает поворот антенны РЛС на­ведения ракеты в сторону этой точки. Ракета следует за лучом и таким обра­зом приводится к цели.

Поиск по сайту: