Автономное управление

В автономных системах управления (СУ) сигналы управления вырабатываются аппаратурой, размещенной на ракете. При этом аппаратура управления после пуска ракеты не получает никакой информации ни с командного пункта управления, ни от цели. При автономном управлении наведение ракеты на цель может осуществляться по программной траектории, заранее рассчитанной и введенной в СУ перед пуском ракеты, или по траектории, определяемой в процессе полета с учетом текущих значений координат и параметров движения ракеты относительно цели, координаты которой вводятся перед стартом. По сравнению с другими системами управления автономные СУ обладают наиболее высокой помехозащищенностью ввиду отсутствия каналов связи с командными пунктами управления. Для наведения на быстродвижущиеся маневрирующие цели автономное управление заведомо непригодно.

СУ измеряет текущие значения параметров движения, сравнивает их с программными и создает такие управляющие воздействия, которые приближают реальную траекторию полета ракеты к расчетной. Блок-схема автономной СУ представлена на рис. 4.11.

Рис. 4.11. Блок – схема автономной системы управления:ПЗ – полетное задание; ПУ – программное устройство; ИБСН – измерительный блок системы наведения; ИБСС – измерительный блок системы стабилизации; БВКСН и БВКСС – блоки выработки команд СН и СС; АП – автопилот; БРП – блок рулевого привода; ОУ – органы управления; Р – ракета; ε(t)- внешнее возмущение

Системы автономного управления различают по способам измерения параметров движения ракеты. Существует большое количество физических явлений, используемых при реализации этих способов. Остановимся на краткой характеристике различных типов рассматриваемых систем.

Гироскопическая система управления. Основными элементами гироскопической системы являются свободные (трехстепенные) и скоростные (двухстепенные) гироскопы, а также программное устройство.

С помощью указанных приборов на ракете образуется опорная система координат, в которой можно измерять текущие значения параметров ориентации летательного аппарата (углы и угловые скорости). Это позволяет осуществлять стабилизацию, а при наличии программного устройства и автономное управление ориентацией летательного аппарата.

Гироскопические системы нашли применение при стабилизации ракет по крену, для программного управления углом тангажа ракеты при выводе ее на баллистическую траекторию и формирования траектории с заданным углом планирования, а также в других случаях программного управления параметрами ориентации.

Инерциальные системы управления. Инерциальное управление основано на определении скоростей и координат центра масс летательного аппарата путем непрерывного интегрирования его линейного ускорения, измеряемого акселерометрами (датчиками линейных ускорений). После первого интегрирования ускорения получается скорость движения летательного аппарата, а после второго – пройденный путь.

Акселерометры устанавливаются на гиростабилизированной платформе, которая на борту летательного аппарата образует модель опорной системы координат (система координат, в которой проложена траектория полета ракеты). В последнее время появились бесплатформенные инерциальные СУ.

Астронавигационные системы. Эти системы основаны на использовании известных законов движения небесных тел.

Местоположение точки на поверхности Земли, а также ракеты в процессе полета, можно определить по результатам измерения углов между направлениями из этой точки на первое и второе светила (звезды с яркостью первой величины) и соответствующими проекциями этих направлений на горизонтальную плоскость. Эти углы называются высотами светил.

Для измерения высоты светила в астронавигационных СУ используются углоизмерительные приборы, называемые секстантами. Секстанты устанавливаются на гиростабилизированной платформе, образующей опорную систему координат. Автоматическое слежение телескопа секстанта за светилом обеспечивается с помощью следящей системы, в измерительном устройстве которой используются фотоэлементы, реагирующие на отклонение оптической оси телескопа от линии визирования светила.

Измеренные текущие значения угловых высот светил сравниваются с программными значениями, соответствующими расчетной траектории. Сигнал рассогласования используется для коррекции траектории ракеты.

Астронавигационные СУ могут обеспечить высокую точность при стрельбе на большие дальности, так как ошибки предыдущих измерений не влияют на ошибки последующих.

На точность и надежность астронавигационных СУ в значительной степени влияют условия видимости. Этот недостаток несущественен для ракет, траектории которых проходят, в основном, за пределами атмосферы.

Для низколетящих ракет возможно применение астронавигационных систем на базе радиосекстанта. Этот прибор осуществляет автоматическое визирование заданного небесного светила, используя его электромагнитное излучение в радиодиапазоне. Электромагнитные колебания определенных диапазонов частот проникают сквозь атмосферу без заметного искажения даже при отсутствии оптической видимости. В отличие от оптической астронавигации, последний метод называют радиоастронавигацией.

Магнитометрические системы. В этих системах для наведения ракеты на цель используется явление земного магнетизма. Каждой точке околоземного пространства соответствует вполне определенное направление магнитной силовой линии. Следовательно, измерение угловых координат ракеты может быть заменено измерением характеристик магнитного поля Земли.

Для определения направления магнитной силовой линии используются магнитные компасы, чувствительными элементами которых является магнитная стрелка или инклинаторы.

Инклинатор представляет собой генератор постоянного тока, полем возбуждения которого является магнитное поле Земли. Если ось ротора инклинатора направить вдоль магнитных силовых линий, то его электродвижущая сила будет равна нулю.

Наличие выходного напряжения свидетельствует об отклонении оси ротора от направления магнитной силовой линии и может быть использовано для автоматического ориентирования ротора в магнитном поле Земли.

Измеренные текущие характеристики магнитного поля сравниваются с программными, соответствующими расчетной траектории. Сигнал рассогласования используется для управления движением ракеты.

Точность работы магнитометрической СУ, как и астронавигационной, не зависит от дальности полета. Основными источниками погрешности являются магнитные бури и магнитные аномалии, учет которых чрезвычайно сложен.

Системы управления по земным ориентирам. В таких системах в качестве чувствительных элементов используются приборы, реагирующие на изменение физических параметров окружающей среды, обусловленные наличием не только ориентиров искусственного происхождения, но и особенностями поверхности Земли в зоне прохождения траектории ракеты, например магнитного и электрического полей, силы гравитации, свойств атмосферы.

Параметры фактической траектории летательного аппарата определяются в процессе измерения указанных ориентиров, а сопоставление результатов измерения с программой позволяет определить параметры рассогласования. Физические ориентиры Земли можно использовать и как самостоятельные средства для наведения летательных аппаратов, и как вспомогательные, обеспечивающие лучшую точность других автономных систем.

В СУ по земным радиоориентирам используется излучение нескольких радиопередающих устройств, расположенных на земной поверхности и имеющих точно известные координаты. Прием на борту ракеты сигналов этих радиопередатчиков позволяет определить координаты и скорость ракеты.

Возможно также применение бортового радиолокатора, позволяющего получить на ракете радиолокационное изображение местности, над которой пролетает ракета. Сопоставление этого изображения с заранее заготовленной радиолокационной картой той же местности позволяет определить отклонение ракеты от заданной программной траектории.

Комбинированные системы автономного управления.

Для повышения точности автономных СУ в ряде случае применяют комбинацию двух или более различных систем. Примером такой комбинации является астроинерциальная система.

Инерциальная система определяет скорость полета с высокой точностью, в то время как точность измерения координат, вследствие ухода осей гироскопов, оказывается недостаточной.

Астронавигационная система, наоборот, позволяет измерять координаты с высокой точностью, а точность измерения скорости, которая получается путем дифференцирования координат, оказывается низкой.

Комбинированная астроинерциальная система позволяет измерять с высокой точностью, как скорость, так и координаты летательного аппарата.