Автопилот для симметричной ракеты, стабилизированной по крену

 

Использование: в системах управления симметричными ракетами, стабилизированными по крену. Сущность изобретения: автопилот содержит датчик текущей скорости полета, пороговый блок, управляемый коммутатор и два канала поперечного управления, включающие задатчик команд, блок сравнения, усилитель с переменным коэффициентом усиления, сумматор, интегратор, датчики угловой скорости и поперечной перегрузки, блок определения модуля, масштабный усилитель, компаратор и сервопривод. Изобретение позволяет повысить точность при пространственном управлении ракетой. 1 ил.

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, в частности управлению симметричными ракетами, стабилизированными по крену.

Известен автопилот для управляемых симметричных ракет, в котором реализуются две обратные связи: по угловой скорости вращения ракеты относительно поперечной оси и по поперечному ускорению.

Известен также автопилот управляемой симметричной ракеты, включающий датчик текущей скорости полета, два поперечных канала управления, содержащие задатчик команд, блок сравнения, датчики поперечной перегрузки и угловой скорости, сумматор, интегратор и исполнительный привод.

Недостатком известного автопилота является низкое качество стабилизации ракеты в том случае, когда она обладает нелинейными аэродинамическими характеристиками, видоизменяющимися при различных положениях поперечных осей ракеты относительно вектора суммарного поперечного ускорения.

Основная аэродинамическая характеристика симметричных ракет зависимость коэффициента продольного момента m_z от углов атаки в поперечных плоскостях _z и _y. При линеаризации уравнений движения ракеты относительно центра тяжести одним из динамических коэффициентов в уравнениях движения является коэффициент где m_z производная коэффициента продольного момента по углу атаки, q скоростной напор, J_z момент инерции, S, l геометрические параметры ракеты.

Коэффициент ₃ в структуре управлений ракеты является коэффициентом позиционной обратной связи по углу атаки.

Если m_z const при всех взаимных положениях поперечных осей ракеты и вектора поперечного ускорения, то основные показатели качества стабилизации ракеты время установления заданной поперечной перегрузки и перерегулирование в переходном процессе не зависят от взаимных положений поперечных осей ракеты и вектора поперечного ускорения.

В случае ракеты с аэродинамической характеристикой m_z const и коэффициент суммарной позиционной обратной связи контура стабилизации является переменным, зависящим от взаимного положения поперечных осей ракеты и вектора поперечного ускорения.

Когда передаточный коэффициент автопилота по позиционной обратной связи настраивается из условия заданной динамики на статически неустойчивую ракету, то в случае статически неустойчивой ракеты проявляется повышенная колебательность контура стабилизации. Если же указанный коэффициент настраивается на статически неустойчивую ракету, то в случае статически устойчивой ракеты контур стабилизации приобретает повышенную инерционность.

Целью изобретения является повышение точности при пространственном управлении.

Для этого в автопилот дополнительно введены пороговый блок, управляемый коммутатор, а в каждый из двух каналов управления введены блок определения модуля и компаратор, а также усилитель с переменным коэффициентом усиления и масштабный усилитель.

Блок-схема автопилота, представлена на чертеже.

Автопилот содержит: 1 поперечный канал управления, 2 датчик текущей скорости полета, 3 сервопривод, 4 блок сравнения, 5 усилитель с переменным коэффициентом усиления, 6 сумматор, 7 интегратор, 8 задатчик команд, 9 датчик поперечной перегрузки, 10 датчик угловой скорости, 11 - пороговый блок, 12 управляемый коммутатор, 13 блок определения модуля, 14 масштабный усилитель, 15 компаратор.

Автопилот работает следующим образом.

В процессе полета ракеты с задатчика команд 8 поступают команды K_z и K_y в каналы поперечного управления 1. На блоках сравнения 4 образуется сигнал ошибки, равный разности между командой управления и сигналом, пропорциональным поперечной перегрузке, который через усилитель с переменным коэффициентом усиления 5 поступает на вход сумматора 6 и далее через интегратор 7 на вход сервопривода 3. Сигнал с датчика угловой скорости 10 поступает на второй вход сумматора 6 и на второй вход сервопривода 3, реализуя позиционную (по углу атаки) и скоростную обратные связи.

Сигнал с датчика поперечной перегрузки 9 в каждом канале управления пропускается через блок определения модуля 13, на выходе которого образуется сигнал текущего амплитудного значения поперечной перегрузки. Сигнал амплитудного значения поперечной перегрузки каждого из каналов сравнивается на компараторе 15 с промасштабированным блоком 14 сигналом амплитудного значения поперечной перегрузки другого канала. На основании полученной информации при помощи управляемого коммутатора 12 изменяется коэффициент усиления усилителя с переменным коэффициентом усиления 5 соответствующего канала.

Так как существенная нелинейность моментной характеристики асимметричной ракеты проявляется только при M2, то функционирование компараторов 15 требуется обеспечить только тогда, когда скорость ракеты оказывается ниже заранее выбранного опорного значения. Для этого сигнал с датчика текущей скорости полета 2 поступает на вход порогового блока 11.

Изобретение позволяет повысить качество стабилизации ракеты при всех взаимных положениях поперечных осей ракеты и вектора суммарного поперечного ускорения, что приводит к повышению точности при пространственном управлении ракетой.

Формула изобретения

Автопилот для симметричной ракеты, стабилизированной по крену, содержащий датчик текущей скорости полета и в каждом из поперечных каналов управления последовательно соединенные задатчик команд и блок сравнения, связанный вторым входом с датчиком поперечной перегрузки, и последовательно соединенные датчик угловой скорости, сумматор, интегратор и исполнительный привод, второй вход которого соединен с датчиком угловой скорости, отличающийся тем, что, с целью повышения точности при пространственном управлении, в него введены последовательно соединенные пороговый блок, подключенный к датчику текущей скорости полета, и управляемый коммутатор, введены в каждом из двух каналов управления последовательно соединенные блок определения модуля, связанный с выходом датчика поперечной перегрузки, и компаратор, выход которого связан с управляющим входом управляемого коммутатора, а также введен между блоком сравнения и сумматором усилитель с переменным коэффициентом усиления, командный вход которого подключен к управляемому коммутатору, при этом второй вход компаратора каждого из каналов управления связан с блоком определения модуля противоположного канала через вновь введенный масштабный усилитель.

РИСУНКИ

Рисунок 1