Способ пропорционального управления воздушно-динамическим рулевым приводом ракеты и устройство для его реализации



Способ пропорционального управления воздушно-динамическим рулевым приводом ракеты и устройство для его реализации
Способ пропорционального управления воздушно-динамическим рулевым приводом ракеты и устройство для его реализации

 


Владельцы патента RU 2630462:

Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетостроения и может быть использована в оснащенных воздушно-динамическим рулевым приводом (ВДРП) ракетах с широким диапазоном изменения скорости полета в качестве системы пропорционального управления ВДРП. Технический результат заключается в повышении динамических характеристик ВДРП при реализации пропорционального управления в режиме широтно-импульсной модуляции (ШИМ) в широком диапазоне изменения скорости полета ракеты за счет коррекции коэффициента передачи (повышения добротности) разомкнутого контура управления приводом в зависимости от скорости перемещения рулей при обеспечении в контуре управления постоянных запасов по фазе и амплитуде во всем диапазоне изменения скорости полета ракеты. Для достижения поставленной цели в контуре управления ВДРП с ШИМ сигнал ошибки пропускают через блок переменного коэффициента, на управляющий вход которого после последовательного выделения абсолютного значения и постоянной составляющей подают линеаризованный сигнал, пропорциональный скорости перемещения рулей привода. Значение коэффициента блока переменного коэффициента изменяют в зависимости от линеаризованного сигнала скорости перемещения рулей из условия обеспечения постоянных значений запасов устойчивости контура управления привода по фазе и амплитуде на всей траектории полета ракеты. Формирование вынужденных колебаний в контуре управления привода осуществляют внутренним управляемым генератором, образованным введением положительной обратной связи релейного элемента, за счет которой прямоугольный импульсный сигнал на выходе релейного элемента преобразуется в треугольный, а их разностный сигнал суммируется с выходным сигналом блока переменного коэффициента. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетостроения и может быть использована в оснащенных воздушно-динамическим рулевым приводом (ВДРП) ракетах с широким диапазоном изменения скорости полета в качестве системы пропорционального управления ВДРП.

Известен способ управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда (Способ управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда и устройство для его реализации. Патент РФ №2138767. МПК F 42 15/01, G05B 11/16).

В данном способе управления измеряют угол поворота руля, сравнивают измеренное значение с заданным системой управления снаряда, подают полученный сигнал ошибки через корректирующий фильтр на первый вход релейного элемента. На второй вход релейного элемента через дифференцирующее звено подают инвертированный сигнал угла поворота рулей, на третий вход - сигнал угла поворота рулей, на четвертый вход - сигнал системы управления снаряда. Выходной сигнал релейного элемента подают в привод в качестве управляющего сигнала.

Реализующее этот способ управления устройство представляет автоколебательный контур управления приводом, содержащий последовательно соединенные входной сумматор сигнала системы управления снаряда и сигнала датчика отклонения рулей (ДОР), корректирующий фильтр и релейный элемент, выход которого соединен с входом привода. Введением дифференцирующего звена и выполнением соответствующих связей осуществляют суммирование указанных выше сигналов на входе релейного элемента.

Наиболее близким к заявляемому способу пропорционального управления ВДРП по совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту является способ пропорционального управления, основанный на реализации режима широтно-импульсной модуляции (ШИМ) в замкнутом контуре управления привода (Способ управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда и устройство для его реализации. Патент РФ №2206861. МПК F42B 10/62, 15/01, прототип).

Способ управления основан на измерении угла поворота рулей, сравнении измеренного значения с заданным системой управления снаряда и формировании сигнала ошибки, поступающего на релейный элемент и на вход генератора вынужденных колебаний. Выходной сигнал генератора суммируют с сигналом ошибки на входе релейного элемента, на выходе которого получают управляющий сигнал на привод.

Реализующее данный способ устройство выполнено в виде контура управления приводом с ШИМ, состоящего из прямой и дополнительной электрических цепей и цепи обратной связи. Прямая цепь включает входной сумматор, на выходе которого формируется сигнал ошибки как разность поступающих на его входы сигнала системы управления снаряда и сигнала обратной связи с ДОР, и релейный элемент, на вход которого подают сигнал ошибки, а на выходе получают сигнал управления, поступающий на привод. В дополнительной цепи реализован генератор вынужденных колебаний, вход которого соединен с выходом входного сумматора, а выход - со вторым входом релейного элемента.

Использование обтекающего ракету воздушного потока в качестве рабочего тела ВДРП определяет функциональные зависимости развиваемого момента (Мр), скорости перемещения рулей (Ω) и мощности (N) привода от скорости (V) полета ракеты: Мр=f(V2); Ω=f(V); N=f(V3).

Непрерывное изменение скорости полета ракеты на траектории движения обуславливает соответствующее непрерывное изменение мощностных параметров ВДРП: Мр=f(t); Ω=f(t); N=f(t), где t - полетное время.

Скорость перемещения рулей в ВДРП функционально зависит от отношения статического (р) и полного (р0∞) давлений невозмущенного потока Ω=f(р0∞) или Ω=f[π(M)], где π(М) - газодинамическая функция, М - число Маха невозмущенного потока, и возрастает с увеличением числа М.

Для ракет с широким диапазоном изменения скорости полета (на порядок и более) ВДРП проектируют из условия обеспечения заданных динамических характеристик в режиме минимальной скорости полета ракеты на стартовом участке траектории (при выходе ракеты из контейнера), в котором ВДРП, соответственно, имеет минимальную скорость перемещения рулей. Поэтому по мере возрастания скорости ракеты максимальная скорость перемещения рулей в ВДРП увеличивается не оптимально, с точки зрения обеспечения потребных динамических характеристик, а с все возрастающим запасом.

Пропорциональное управление в ВДРП основано на применении релейного закона управления с вибрационной линеаризацией, реализуемого в автоколебательном контуре управления приводом или в контуре управления с ШИМ.

Рассмотренные выше особенности функционирования ВДРП в ракетах с широким диапазоном изменения скорости полета определяют недостатки вышеназванных способов и реализующих их устройств.

В известных способе управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда и устройстве для его реализации (патент РФ №2138767) в автоколебательный контур управления привода введена обратная связь по скорости перемещения рулей: инвертированный сигнал угла поворота рулей подают через дифференцирующее звено на вход релейного элемента. Это обеспечивает повышение быстродействия привода, но не влияет на процесс возрастания амплитуды высокочастотной составляющей в процессе перемещения рулей с увеличением скорости полета ракеты. Возрастание скорости привода приводит к увеличению индуктивной составляющей лобового сопротивления ракеты и, как следствие этого, снижению ее полетной скорости и уменьшению дальности полета.

В известных способе управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда и устройстве для его реализации (патент РФ №2206861) уменьшение амплитуды колебаний рулей обеспечивает контур управления приводом с ШИМ, устойчивость которого обеспечивают определяемые при анализе амплитудно-фазовых частотных характеристик (АФЧХ) разомкнутого контура (или прямой цепи) запасы по фазе и амплитуде.

В рулевых приводах с бортовым источником питания (газовый, гидравлический, электрический), имеющих определенные значения выходных мощностных характеристик (Мр, Ω, N), по АФЧХ разомкнутого контура определяют частоту автоколебаний, которой соответствует точка пересечения фазовой характеристики с уровнем 180°, выбирают запасы по фазе и амплитуде и определяют коэффициент передачи разомкнутого контура управления привода, характеризующий добротность контура управления во всем диапазоне изменения полетной скорости ракеты.

В ВДРП ввиду переменных по времени полета ракеты мощностных характеристик запасы по фазе и амплитуде выбирают в высокочастотной области АФЧХ разомкнутого контура управления привода для режима, в котором скорость ракеты, а следовательно, и скорость привода имеют максимальные значения. В этом режиме коэффициент передачи разомкнутого контура привода имеет максимальное значение.

При скоростях полета ракеты, меньших максимального значения АФЧХ разомкнутого контура управления, ВДРП смещается в низкочастотную область. При этом запасы по фазе и амплитуде возрастают, а коэффициент передачи и добротность контура управления привода уменьшаются, что отрицательно влияет на динамические характеристики ВДРП.

Поэтому недостаток рассмотренных выше известных технических решений при их реализации в ВДРП - снижение коэффициента передачи (добротности) контура управления ВДРП с ШИМ при скоростях полета ракеты, меньших максимального значения, и, как следствие этого, существенное ухудшение динамических характеристик привода.

Задача предлагаемых технических решений - повышение динамических характеристик ВДРП при реализации пропорционального управления в режиме ШИМ в широком диапазоне изменения скорости полета ракеты за счет коррекции коэффициента передачи (повышения добротности) разомкнутого контура управления приводом в зависимости от скорости перемещения рулей при обеспечении в контуре управления постоянных запасов по фазе и амплитуде во всем диапазоне изменения скорости полета ракеты.

Для достижения поставленной цели в заявляемом способе пропорционального управления воздушно-динамическим рулевым приводом ракеты, основанном на формировании сигналов пропорциональных углу и скорости поворота рулей, получении сигнала ошибки в виде разности сигнала отклонения рулей с заданным системой управления ракетой, подаче сигнала ошибки через релейный элемент в привод и введении вынужденных колебаний в контуре управления привода, согласно изобретению перед релейным элементом сигнал ошибки пропускают через блок переменного коэффициента. На управляющий вход блока переменного коэффициента после последовательного выделения абсолютного значения и постоянной составляющей подают линеаризованный сигнал, пропорциональный скорости перемещения рулей. Значение коэффициента блока переменного коэффициента изменяют в зависимости от линеаризованного сигнала скорости перемещения рулей из условия обеспечения постоянных значений запасов устойчивости контура управления привода по фазе и амплитуде на всей траектории полета ракеты. Формирование вынужденных колебаний в контуре управления привода осуществляют преобразованием прямоугольного импульсного сигнала на выходе релейного элемента в треугольный и суммированием их разностного сигнала с выходным сигналом блока переменного коэффициента.

В реализующее данный способ устройство пропорционального управления воздушно-динамическим рулевым приводом ракеты, содержащее входной сумматор, прямой вход которого соединен с выходом системы управления ракеты, релейный элемент, выход которого соединен с входом привода, ДОР, выход которого соединен с инверсным входом входного сумматора, и генератор вынужденных колебаний в контуре управления привода, согласно изобретению введены блок переменного коэффициента, первый и второй сумматоры, блок выделения абсолютной величины, первое и второе апериодические звенья. Выход дифференцирующего звена соединен со входом блока выделения абсолютной величины, выход которого соединен со входом первого апериодического звена. Прямой и управляющий входы блока переменного коэффициента соединены соответственно с выходом входного сумматора и выходом первого апериодического звена. Выход блока переменного коэффициента соединен с первым прямым входом первого сумматора, выход которого соединен со входом релейного элемента. Генератор вынужденных колебаний в контуре управления привода выполнен введением обратной связи релейного элемента, в которой выход релейного элемента соединен с прямым входом второго сумматора и с входом второго апериодического звена, выход которого соединен с инверсным входом второго сумматора, а второй прямой вход первого сумматора соединен с выходом второго сумматора.

Порядок проведения операций в заявляемом способе и конструкция заявляемого устройства пояснены схемой устройства на фиг. 1, а на фиг. 2 приведен образец осциллограммы сигнала управления (Uупp), сигналов на входе (Uвх) и выходе (Uδ) (сигнал ДОР) ВДРП, где δ - угол отклонения рулей. В схеме на фиг. 1 использованы обозначения в соответствии с ГОСТ 2.759-82 ЕСКД.

Способ реализует устройство, включающее последовательно соединенные входной сумматор 1 (В×Σ), блок переменного коэффициента 2 [К(Т)], первый сумматор 3 (1Σ), релейный элемент 4 (ТН) и ВДРП 5. Позиционная отрицательная обратная связь контура управления привода выполнена в виде электрической связи выхода ДОР 6 (сигнал Us) с инверсным входом входного сумматора 1, на прямой вход которого поступает сигнал управления (Uупp), формируемый системой управления ракеты.

Введением дополнительной обратной связи, включающей последовательно соединенные дифференцирующее звено 7, на вход которого поступает сигнал Uδ с выхода ДОР 6, блок выделения абсолютной величины 8 и сглаживающий фильтр в виде первого апериодического звена 9, формируют сигнал, пропорциональный скорости перемещения рулей ВДРП и поступающий на управляющий вход блока переменного коэффициента 2.

Генератор вынужденных колебаний образован в прямой цепи контура управления привода за счет введения положительной обратной связи релейного элемента 4. Положительная обратная связь выполнена в виде второго апериодического звена 10, на вход которого поступает выходной сигнал релейного элемента 4, и второго сумматора 11, прямой вход которого соединен с выходом релейного элемента 4, инверсный вход - с выходом второго апериодического звена 10, а выход - со вторым прямым входом первого сумматора 3. Максимальная частота сигнала генератора (fг) ограничена максимальной частотой переключения электромагнита пневмораспределительного устройства ВДРП и определяется параметрами второго апериодического звена 10 (К2 и Т2). Поступающий на вход ВДРП 5 выходной сигнал генератора (Uвх) имеет форму прямоугольных импульсов, частота следования и скважность которых изменяются в зависимости от амплитуды выходного сигнала блока переменного коэффициента 2. С увеличением амплитуды выходного сигнала блока переменного коэффициента 2 частота следования сигнала Uвх уменьшается, а скважность - возрастает (и наоборот), что является следствием преобразований сигнала Uвх в цепи положительной обратной связи релейного элемента 4. Прямоугольный импульсный сигнал на выходе релейного элемента 4 вторым апериодическим звеном 10 преобразуется в треугольный сигнал, который после его вычитания из сигнала Uвх, что обеспечивает второй сумматор 11, суммируется с выходным сигналом блока переменного коэффициента 2 в сумматоре 3, а полученный суммарный сигнал поступает на вход релейного элемента 4.

При проектировании контура управления ВДРП для режима, соответствующего максимальной скорости полета ракеты, по АФЧХ разомкнутого контура управления (прямой цепи) определяют частоту автоколебаний, которой соответствует точка пересечения фазовой характеристики с уровнем 180°. Выбирают запасы по фазе и амплитуде, обеспечивающие устойчивость контура управления приводом в режиме ШИМ (без срыва в автоколебания), и определяют минимальное значение коэффициента передачи разомкнутого контура управления привода.

Из условия обеспечения выбранных запасов по фазе и амплитуде во всем диапазоне изменения скорости полета ракеты, а следовательно, и скорости перемещения рулей ВДРП, определяют зависимость коэффициента передачи разомкнутого контура управления привода (kp) от скорости перемещения рулей kp=f(Ω), которую реализуют в блоке переменного коэффициента 2. В результате при увеличении скорости полета ракеты коэффициент передачи в контуре управления привода будет изменяться (корректироваться) по зависимости, имеющей вид гиперболы:

,

где: kk - коэффициент передачи блока переменного коэффициента;

Uω - сигнал, поступающий с выхода первого апериодического звена на управляющий вход блока переменного коэффициента;

а, b, с - константы, определяемые из условия постоянства запасов по фазе и амплитуде, обеспечивающих устойчивость контура управления привода.

Практическая реализация рассмотренного устройства предполагает использование отечественной базы аналоговых или цифровых элементов.

Таким образом, предлагаемый способ пропорционального управления ВДРП обеспечивает повышение динамических характеристик привода и точности отработки сигнала управления в широком диапазоне изменения скорости полета ракеты за счет коррекции коэффициента передачи (повышения добротности) разомкнутого контура управления ВДРП в зависимости от скорости перемещения рулей при обеспечении в контуре управления постоянных запасов по фазе и амплитуде.

1. Способ пропорционального управления воздушно-динамическим рулевым приводом ракеты, основанный на формировании сигналов, пропорциональных углу и скорости поворота рулей, получении сигнала ошибки в виде разности сигнала отклонения рулей и сигнала, заданного системой управления ракетой, подаче сигнала ошибки через релейный элемент в привод и введении вынужденных колебаний в контуре управления привода, отличающийся тем, что перед релейным элементом сигнал ошибки пропускают через блок переменного коэффициента, на управляющий вход которого после последовательного выделения абсолютного значения и постоянной составляющей подают линеаризованный сигнал, пропорциональный скорости перемещения рулей, а значение коэффициента блока переменного коэффициента изменяют в зависимости от линеаризованного сигнала скорости перемещения рулей из условия обеспечения постоянных значений запасов устойчивости контура управления привода по фазе и амплитуде на всей траектории полета ракеты, при этом формирование вынужденных колебаний в контуре управления привода осуществляют преобразованием прямоугольного импульсного сигнала на выходе релейного элемента в треугольный и суммированием их разностного сигнала с выходным сигналом блока переменного коэффициента.

2. Устройство пропорционального управления воздушно-динамическим рулевым приводом ракеты, содержащее входной сумматор, прямой вход которого соединен с выходом системы управления ракеты, релейный элемент, выход которого соединен с входом привода, датчик отклонения рулей, выход которого соединен с инверсным входом входного сумматора, и генератор вынужденных колебаний в контуре управления привода, отличающееся тем, что в него введены блок переменного коэффициента, первый и второй сумматоры, последовательно соединенные дифференцирующее звено, блок выделения абсолютной величины, первое апериодическое звено, а также второе апериодическое звено, при этом прямой и управляющий входы блока переменного коэффициента соединены соответственно с выходом входного сумматора и выходом первого апериодического звена, выход блока переменного коэффициента - с первым прямым входом первого сумматора, выход которого соединен с входом релейного элемента, а генератор вынужденных колебаний в контуре управления привода выполнен введением обратной связи релейного элемента, в которой выход релейного элемента соединен с прямым входом второго сумматора и с входом второго апериодического звена, выход которого соединен с инверсным входом второго сумматора, выход которого соединен со вторым прямым входом первого сумматора.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области систем рулевых приводов летательных аппаратов, а именно к системам комбинированных рулевых приводов, содержащих рулевую машину с аэродинамическими рулями и газодинамическое устройство управления со сверхзвуковыми соплами.

Группа изобретений относится к крылатым ракетам и способам поражения ими целей. Технический результат - разработка универсальной по целям ракеты и способов поражения ею целей.

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе.

Изобретение относится к вооружению и касается систем огневого поражения воздушных объектов зенитными артиллерийскими комплексами (ЗАК). Поражение малогабаритного летательного аппарата (МГЛА) заключается в поиске, обнаружении и сопровождении зенитно-артиллерийским комплексом (ЗАК), наведении ЗАК в направление прицеливания с учетом параметров полета МГЛА и характеристик ЗАК.

Предложен способ самонаведения движущегося объекта по информации о факте визирования цели при условии совпадения направления оси локатора с направлением вектора скорости объекта.

Изобретение относится к оборонной технике и может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения неподвижных целей, расположенных в глубине боевых порядков противника.

Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим и оперативно-тактическим комплексам управляемого ракетного оружия (УРО) с баллистическими (аэробаллистическими) и высотными крылатыми ракетами.

Изобретение относится к системам навигации и может быть использовано в ракетной технике. Авиационная ракета (АР) с инерциальной системой навигации с возможностью совершать вращение содержит гиродатчик угловой скорости тангажа, автоматическую систему управления со средствами автоматического управления.

Изобретение относится к способам наведения вращающегося по крену снаряда. Для инерциального наведения вращающегося по крену снаряда измеряют рассогласование между положением продольной оси снаряда и положением оси инерциального гироскопа, измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей снаряда, формируют сигнал управления рулевым приводом при превышении порогового значения рассогласования.

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда.
Наверх