способ формирования сигналов управления симметричной ракетой

Формула изобретения

1. Способ формирования сигналов управления симметричной ракетой с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей с помощью двух идентичных каналов управления, в каждом из которых измеряют текущие значения линейных боковых ускорений и угловой скорости вращения ракеты относительно ее поперечной оси, формируют сигнал ошибки, пропорциональный разности сигнала радиоуправления и сигнала, пропорционального значению бокового линейного ускорения, инвертируют сигнал, пропорциональный угловой скорости, масштабируют его передаточным числом автопилота и используют в качестве управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости для одной из пар аэродинамических рулей ракеты, отличающийся тем, что сигнал ошибки интегрируют и суммируют с сигналом радиоуправления, полученный сигнал масштабируют передаточным числом автопилота и используют в качестве управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению для той же пары аэродинамических рулей ракеты, при этом формируют сигнал, пропорциональный углу атаки ракеты, который инвертируют, масштабируют передаточным числом автопилота и используют в качестве третьего управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты для той же пары аэродинамических рулей ракеты.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что для получения сигнала, пропорционального углу атаки ракеты, непрерывно измеряют высоту и скорость полета ракеты, по их значениям и табличным значениям стандартной атмосферы формируют сигналы, пропорциональные текущему значению массовой плотности воздуха и скорости звука, по сигналам, пропорциональным скорости полета ракеты и скорости звука, формируют сигнал, пропорциональный числу Маха, по которому вычисляют коэффициент подъемной силы ракеты и формируют соответствующий ему сигнал, который последовательно перемножают с сигналом, пропорциональным текущему значению массовой плотности воздуха, и сигналом, пропорциональным скорости ракеты, результирующий сигнал масштабируют константой, равной отношению величины миделя ракеты к ее весу, с получением сигнала, пропорционального динамическому коэффициенту подъемной силы ракеты, а угол атаки ракеты определяют в зависимости от динамического коэффициента подъемной силы ракеты, создаваемой аэродинамическим способом за счет угла атаки, и угловой скорости вращения ракеты относительно поперечной оси.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что сигналы формируют в цифровой форме, а сформированные цифровые сигналы поперечного управления преобразуют в аналоговую форму.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами и может быть использовано в системах стабилизации полета симметричных зенитных управляемых ракет (ЗУР) с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей.

Управление современными скоростными ЗУР возможно только с помощью бортовых систем стабилизации, которые в общем случае выполняются в виде трехканальной системы автоматического регулирования: относительно поперечных осей (каналы поперечного управления в плоскостях расположения двух пар аэродинамических рулей) и продольной оси (канал крена) ракеты. Наиболее распространенной и используемой для стабилизации ЗУР является система стабилизации с обратными связями по угловой скорости и линейному ускорению.

Известен способ формирования сигналов управления симметричной ракетой с помощью двух идентичных каналов поперечного управления, в каждом из которых измеряют текущие значения линейных боковых ускорений и угловых скоростей вращения ракеты относительно ее поперечных осей, формируют сигнал ошибки, пропорциональный разности сигнала радиоуправления и сигнала, пропорционального значению линейного бокового ускорения, масштабируют сигнал ошибки передаточным числом автопилота, инвертируют сигнал, пропорциональный угловой скорости, масштабируют его передаточным числом автопилота, указанные сигналы используют в качестве управляющих с обратными связями соответственно линейному ускорению и угловой скорости для одной из пар аэродинамических рулей ракеты [1].

Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при осуществлении известного способа формирования сигналов управления симметричной ракетой, является недостаточная точность управления ракетой из-за наличия систематической статической ошибки между значениями заданной команды управления и бокового линейного ускорения, отрабатываемого ракетой. Это обусловлено тем, что передаточная функция замкнутой системы стабилизации определяется такими параметрами, как динамический коэффициент статической устойчивости, эффективность аэродинамических рулей, скорость полета, нормальная сила, создаваемая за счет угла атаки ракеты, передаточные числа автопилота по боковому линейному ускорению. Поскольку в известном способе отсутствует обратная связь по углу атаки ракеты, передаточная функция системы в принципе не может быть равна единице, что и обуславливает недостаточную точность управления ракетой.

Сущность изобретения заключается в следующем. Его задачей является разработка способа астатического формирования сигналов управления симметричной ракетой, при котором в установившемся режиме ее полета обеспечивается равенство отрабатываемого линейного бокового ускорения соответствующей команде управления. Технический результат при осуществлении изобретения выражается в повышении точности управления симметричной ракетой.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе формирования сигналов управления симметричной ракетой с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей с помощью двух идентичных каналов управления, в каждом из которых измеряют текущие значения линейных боковых ускорений и угловой скорости вращения ракеты относительно ее поперечной оси, формируют сигнал ошибки, пропорциональный разности сигнала радиоуправления и сигнала, пропорционального значению бокового линейного ускорения, инвертируют сигнал, пропорциональный угловой скорости, масштабируют его передаточным числом автопилота и используют в качестве одного управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости для одной из пар аэродинамических рулей ракеты, согласно изобретению сигнал ошибки интегрируют и суммируют с масштабированным передаточным числом автопилота сигналом радиоуправления, полученный сигнал масштабируют передаточным числом автопилота и используют в качестве второго управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению для той же пары аэродинамических рулей ракеты, дополнительно формируют сигнал, пропорциональный углу атаки ракеты, который масштабируют передаточным числом автопилота, инвертируют и используют в качестве третьего управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты для той же пары аэродинамических рулей ракеты.

Для получения сигнала, пропорционального углу атаки ракеты, непрерывно измеряют высоту и скорость полета ракеты, по их значениям и табличным значениям стандартной атмосферы формируют сигналы, пропорциональные текущему значению массовой плотности воздуха и скорости звука; по сигналам, пропорциональным скорости полета ракеты и скорости звука, формируют сигнал, пропорциональный числу Маха, по которому вычисляют коэффициент подъемной силы ракеты и формируют соответствующий ему сигнал, который последовательно перемножают с сигналом, пропорциональным текущему значению массовой плотности воздуха и сигналом, пропорциональным скорости ракеты, результирующий сигнал масштабируют константой, равной отношению величины миделя ракеты к ее весу, и получают сигнал, пропорциональный динамическому коэффициенту подъемной силы ракеты, а сигнал, пропорциональный углу атаки ракеты , определяют на основании соотношения:

,

где а₄ - динамический коэффициент подъемной силы ракеты, создаваемой аэродинамическим способом за счет угла атаки;

-угловая скорость вращения ракеты относительно поперечной оси;

p - оператор d/dt.

Сигналы формируют в цифровой форме, а сформированные цифровые управляющие сигналы преобразуют в аналоговую форму.

Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены: фиг.1 - структурная схема канала поперечного управления, реализующая заявленный способ формирования сигналов управления симметричной ракетой; фиг.2 - график зависимости скорости звука от высоты; фиг.3 - график зависимости массовой плотности воздуха от высоты.

Согласно заявленному способу сигналы управления симметричной ракетой формируются для двух пар ее аэродинамических рулей, расположенных крестообразно, двумя идентичными каналами управления по ускорению, угловой скорости и углу атаки ракеты в плоскостях расположения осей вращения соответствующих пар аэродинамических рулей. В каждом из этих каналов измеряют текущие значения линейных боковых ускорений, угловой скорости вращения ракеты относительно ее поперечной оси и вычисляют угол атаки - угол между продольной осью ракеты и проекцией вектора скорости ракеты на плоскость расположения соответствующей пары аэродинамических рулей. В каждом канале поперечного управления формируют цифровой сигнал ошибки, пропорциональный разности между цифровым сигналом радиоуправления ракетой и цифровым сигналом, пропорциональным величине бокового линейного ускорения, интегрируют его. Одновременно масштабируют передаточным числом автопилота цифровой сигнал радиоуправления ракетой и суммируют его с интегрированным цифровым сигналом ошибки, результирующий сигнал масштабируют передаточным числом автопилота, полученный цифровой сигнал преобразуют в аналоговую форму и используют в качестве первого управляющего сигнала соответствующей пары аэродинамических рулей с обратной связью по боковому линейному ускорению. Цифровой сигнал, пропорциональный угловой скорости, инвертируют, масштабируют передаточным числом автопилота, полученный цифровой управляющий сигнал преобразуют в аналоговую форму и используют в качестве второго управляющего той же парой аэродинамических рулей с обратной связью по угловой скорости вращения ракеты.

Сигнал, пропорциональный углу атаки ракеты, может быть сформирован следующим образом. Непрерывно измеряют в цифровой форме высоту и скорость полета ракеты, по их значениям и табличным значениям стандартной атмосферы [2] формируют цифровые сигналы, пропорциональные текущему значению массовой плотности воздуха и скорости звука. По сигналам, пропорциональным скорости полета ракеты и скорости звука, формируют цифровой сигнал, пропорциональный числу Маха, по которому вычисляют коэффициент подъемной силы ракеты и формируют соответствующий ему цифровой сигнал. Этот сигнал последовательно перемножают с цифровым сигналом, пропорциональным текущему значению массовой плотности воздуха и цифровым сигналом, пропорциональным скорости ракеты. Результирующий цифровой сигнал масштабируют константой, равной отношению миделя ракеты к ее весу, и получают цифровой сигнал, пропорциональный динамическому коэффициенту подъемной силы ракеты. Угол атаки ракеты определяют в зависимости от динамического коэффициента подъемной силы ракеты, создаваемой аэродинамическим способом за счет угла атаки и угловой скорости вращения ракеты относительно поперечной оси.

Далее формируют цифровой сигнал, пропорциональный углу атаки, инвертируют его, масштабируют передаточным числом автопилота, преобразуют в аналоговую форму и используют в качестве третьего управляющего сигнала для той же пары аэродинамических рулей.

Для описанного способа формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты передаточная функция замкнутой системы стабилизации имеет вид:

,

где W - сигнал, пропорциональный боковому линейному ускорению;

- сигнал радиоуправления;

- коэффициент масштабирования сигнала радиоуправления;

Т₁, _CT, T_CT - параметры, корректируемые по какому-либо текущему аргументу коррекции, например по скоростному напору, продольному ускорению и т.д.

Если за счет соответствующей коррекции, например по скоростному напору, обеспечить равенство , то передаточная функция замкнутой системы стабилизации примет вид:

.

При этом в два раза снижается объем обобщенной информации, передаваемой по каналу обмена в систему радиоуправления, а при p=0, т.е. в установившемся режиме движения ракеты,

.

Т.е. замкнутая система стабилизации становится астатической, а систематическая статическая ошибка регулирования при постоянном внешнем воздействии отсутствует, что повышает точность управления симметричной ракетой.

Устройство для осуществления предложенного способа формирования сигналов управления симметричной ракетой с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей состоит из двух идентичных каналов поперечного управления соответствующей парой этих рулей. Каждый из каналов (фиг.1) содержит цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению, цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости и цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты. Цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению содержит датчик бокового линейного ускорения 1, последовательно включенные первый цифровой сумматор 2, цифровой интегратор 3, второй цифровой сумматор 4 и первый цифровой масштабирующий усилитель 5, выход которого подключен к первому входу блока ЦАП 6. Первый вход цифрового сумматора 2, являясь входом канала, подключен к соответствующему цифровому выходу бортовой системы управления ракетой (на схеме не показано), к которому также подключен вход второго цифрового масштабирующего усилителя 7, выход которого соединен с вторым входом второго цифрового сумматора 4. Второй вход первого цифрового сумматора 2 соединен с цифровым выходом датчика линейного ускорения 1.

Цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости вращения ракеты содержит датчик угловой скорости 8 с цифровым выходом, с которым последовательно соединены первый цифровой инвертор 9 и третий цифровой масштабирующий усилитель 10, выход которого подключен ко второму входу блока ЦАП 6.

Цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты содержит последовательно включенные цифровые вычислитель плотности воздуха и скорости звука 11, делитель 12, вычислитель коэффициента подъемной силы ракеты 13, первый 14, второй 15 и третий 16 умножители, вычислитель угла атаки ракеты 17, второй инвертор 18 и четвертый масштабирующий усилитель 19, выход которого подключен к третьему входу блока ЦАП 6. Первый и второй входы вычислителя плотности воздуха и скорости звука 11 подключены к бортовому оборудованию, соответственно к выходу измерителя высоты Н и выходу измерителя скорости V ракеты (на схеме не показаны). Ко второму входу вычислителя плотности воздуха и скорости звука 11 также подключены вторые входы делителя 12 и второго умножителя 15, а ко второму выходу - второй вход первого умножителя 14. Второй вход третьего умножителя 16 соединен с источником сигнала, пропорционального отношению миделя ракеты к ее массе (на схеме не показан). Второй вход вычислителя угла атаки ракеты 17 соединен с цифровым выходом датчика угловой скорости 8. Вторые входы первого 5, второго 7, третьего 10 и четвертого 19 масштабирующих усилителей подключены к соответствующим выходам автопилота ракеты (на схеме не показано). Выходы блока ЦАП 6 являются выходами канала поперечного управления, которые связаны с рулевым приводом соответствующей пары аэродинамических рулей ракеты (на схеме не показано). В качестве перечисленных элементов схемы устройства, за исключением датчиков 1 и 8, могут быть использованы типовые элементы бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) ракеты.

Устройство работает следующим образом. При отработке ракетой команд радиоуправления в поперечных плоскостях связанной системы координат возникают боковые линейные ускорения W и угловые скорости вращения относительно ее поперечных осей, измеряемые в каждом канале поперечного управления, соответственно датчиком боковых линейных ускорений 1 и датчиком угловой скорости 8. В цифровом формирователе управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению сигнал, пропорциональный значению команды радиоуправления , поступает на первый вход первого сумматора 2, на второй вход которого подается цифровой инвертированный сигнал, пропорциональный величине бокового линейного ускорения W, с выхода датчика бокового линейного ускорения 1. На выходе первого сумматора 2 выделяется сигнал ошибки, пропорциональный разности сигнала радиоуправления и сигнала, пропорционального W. Этот сигнал интегрируется (3) и подается на первый вход второго масштабирующего усилителя 4, на второй вход которого подается с выхода второго масштабирующего усилителя 7 сигнал радиоуправления , масштабированный передаточным числом автопилота . За счет этого в передаточной функции замкнутой системы стабилизации появляется интегродифференцирующее звено с эффектом дифференцирования, позволяющим скомпенсировать запаздывание от инерционного звена и тем самым расширить полосу пропускания системы стабилизации. Выходной сигнал второго сумматора 4 масштабируется (5) передаточным числом автопилота, преобразуется в аналоговую форму в блоке ЦАП 6 и в качестве управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению подается в рулевой привод соответствующей пары аэродинамических рулей ракеты.

В цифровом формирователе управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости вращения ракеты формируемый датчиком угловой скорости 8 сигнал, пропорциональный величине угловой скорости , инвертируется (9), масштабируется (10) передаточным числом автопилота, преобразуется в аналоговую форму в блоке ЦАП 6 и в качестве управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости подается в рулевой привод этой же пары аэродинамических рулей ракеты.

Формирование управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты осуществляется с помощью динамического коэффициента подъемной силы ракеты а₄ , создаваемой аэродинамическим способом за счет угла атаки, согласно известному выражению [1, стр.383]:

где - коэффициент подъемной силы ракеты;

- скоростной напор;

S - мидель ракеты;

m - вес ракеты;

V - скорость полета ракеты.

Для этого из бортовой аппаратуры ракеты, например от цифровой инерциальной системы наведения, цифровые сигналы, пропорциональные текущим значениям высоты и скорости полета , поступают соответственно на первый и второй входы вычислителя 11, в памяти которого хранится таблица параметров стандартной атмосферы [2]. На основании показателей и методом интерполяции табличных значений (фиг.2, фиг.3) определяются массовая плотность воздуха и скорость звука a и формируются цифровые сигналы, пропорциональные текущим значениям и . Цифровые сигналы, пропорциональные , поступают также на второй вход делителя 12, на первый вход которого подаются цифровые сигналы, пропорциональные текущим значениям скорости звука . Путем деления цифрового сигнала на цифровой сигнал формируется цифровой сигнал, пропорциональный текущему значению числа Маха , который поступает в вычислитель 13, в памяти которого хранится априорная зависимость коэффициента подъемной силы ракеты в функции числа Маха. На основании текущего значения методом интерполяции табличных значений определяется текущее значение и формируется пропорциональный ему цифровой сигнал, который в первом умножителе 14 перемножается с цифровым сигналом, пропорциональным массовой плотности воздуха , поступающим со второго выхода вычислителя 11. Далее цифровой сигнал, пропорциональный произведению , во втором умножителе 15 перемножается с цифровым сигналом, пропорциональным текущей скорости полета ракеты , поступающим на его второй вход. Результатом обработки этих сигналов является цифровой сигнал, пропорциональный произведению коэффициента подъемной силы ракеты на скоростной напор q, который поступает в третий умножитель 16. На его второй вход из БЦВМ ракеты поступают цифровые сигналы, пропорциональные постоянной величине отношения миделя S к весу m ракеты. Результатом обработки этих сигналов является цифровой сигнал, пропорциональный значению динамического коэффициента подъемной силы ракеты a₄, который поступает на первый вход вычислителя угла атаки 17, на второй вход которого поступает цифровой сигнал, пропорциональный угловой скорости с выхода датчика угловой скорости 8. С выхода вычислителя 17 снимается цифровой сигнал, пропорциональный текущему значению угла атаки ракеты , который инвертируется (18), масштабируется (19) передаточным числом автопилота, преобразуется в аналоговую форму в блоке ЦАП 6 и в качестве управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки подается в рулевой привод этой же пары аэродинамических рулей ракеты.

Введение интегратора в обратную связь по боковому линейному ускорению обеспечивает астатизм замкнутой системы стабилизации. Включение второго масштабирующего усилителя параллельно первому сумматору и интегратору образует интегродифференцирующее звено, благодаря чему возникает эффект дифференцирования сигналов в цепи прохождения команд радиоуправления. Введение вычислителя угла атаки является новым и обеспечивает позиционную обратную связь по углу атаки. Выполнение устройства формирования сигналов управления на элементах цифровой техники позволяет увеличить собственную частоту замкнутой системы стабилизации до 50-100 Гц, что принципиально невозможно при аналоговом выполнении устройства. Все это обеспечивает повышение точности управления ракетой.

Источники информации

1. Проектирование зенитных управляемых ракет. / Под ред. И.С.Голубева и В.Г.Светлова. М.: Изд. МАИ, 1999, стр.404-405.

2. Таблица стандартной атмосферы. ГОСТ 4401-64, 1964.