Работа СКЦ в режиме автосопровождения цели

В режим автосопровождения цели СКЦ переводится из режима электрического арретирования сигналом с автомата разарретирования и пуска (АРП) ПМ при положительных результатах анализа сигналов с ТГС.

Сигналом, несущим информацию об угловом рассогласовании оптической оси гироскопа с направлением на цель ΔЕ, является сигнал переменного тока с усилителя коррекции вида

Uε = Uε sin(ωгt + μц)

где Uε - амлитудное значение сигнала коррекции, пропорциональное ошибке рассогласования ΔЕ;

ωг - частота вращения ротора гироскопа относительно земной системы координат;

μц - фаза сигнала, характеризующая плоскость рассогласования.

Для обеспечения прецессии гироскопа в направлении отработки ошибки рассогласования к нему необходимо приложить внешний момент Мвн (рис. 13). Основное свойство трехстепенного гироскопа можно сформулировать следующим образом. Если к гироскопу приложить внешний момент Мвн, то ротор гироскопа начнет прецессировать в направлении наикратчайшего совмещения вектора кинетического момента ротора Мг с моментом внешних сил Мвн.

Кинетический момент ротора гироскопа характеризует инерционные свойства ротора при вращательном движении и численно равен

Нхг = Iхг ∙ ωхг

где Iхг - момент инерции ротора гироскопа;

ωхг - вектор угловой скорости вращения ротора гироскопа относительно оси ОХ.

Тогда основное свойство гироскопа можно записать в виде векторного произведения

Мвн = ωпр ∙ Нхг

где ωпр – угловая скорость прецессии относительно оси ОУ (ωпр = ωуг).

Направление перемещения оптической оси ротора гироскопа определяется по правилу трех пальцев правой руки (Рис.13), выражающего математическую запись векторного произведения.

Из рис. 13 и основного свойства трёхстепенного гироскопа следует, что для отработки ошибки рассогласования внешний момент должен находиться в плоскости угла рассогласования.

Для создания внешнего момента в гироскопическом приводе следящей системы используется взаимодействие магнитного поля постоянного магнита ротора гироскопа с магнитным полем катушки коррекции (рис. 14).

При протекании через катушку коррекции тока от сигнал с усилителя коррекции в катушке наводится переменное магнитное поле, которое при взаимодействии с полем постоянная магнита ротора гироскопа создает внешний момент равный

Мвн = m ∙hкк

где m - вектор магнитного момента постоянного магнита ротора гироскопа, направленный вдоль линии раздела полюсов магнита от южного полюса к северному;

hкк - вектор напряженности магнитного поля катушки коррекции, направленный вдоль продольной оси в ту или другую сторону.

Под действием внешнего момента ротор гироскопа процессирует в сторону уменьшения ошибки рассогласования.

Передаточная функция по ошибке СКЦ определяется выражением

Ea(p) Kэб Kкк Kг Ко

W(p) = ------- = ----------------- = -----

ΔΕ(p) Р Р

где Ко = Kэб Kкк Kг - коэффициент передачи СКЦ.

Переходя отсюда к оригиналу будем иметь Ел(t) = Ко: ΔΕ(t),

т.е. угловая скорость перемещения оси координатора цели пропорциональна ошибке рассогласования.

Для получения напряжения с информацией об угловой скорости линии визирования Ел между усилителем коррекции и катушкой коррекций установлены активные сопротивления, на которых падение напряжения будет пропорционально току катушке коррекции. Это напряжение вида

Uεл = Uεл sin(ωгt + μц)

поступает в УВК.

 

 

 

Рис.14. Образование внешнего момента в результате взаимодействия магнитных полей катушки коррекции с постоянным магнитом ротора гироскопа

 

 

Рис. 15. Принцип работы системы электрического арретирования

 

Работа СКЦ в режиме электрического арретирования.

Система электрического арретирования обеспечивает совмещение оптической оси гироскопа с продольной осью ракеты при разгоне ротора гироскопа и с линией прицеливания, которая заклонена в вертикальной плоскости вниз на 10° относительно продольной оси ракеты и трубы, после окончания разгона и нажатия на пусковой крючок ПМ.

В качестве измерительного элемента ошибки арретирова­ния (φn) используются катушка пеленга координатора ТГС и обмотка заклона трубы (рис. 15).

Ось катушки пеленга совпадает с продольной осью ракеты и если плоскость вращения полюсов магнита ротора гироскопа совпадает с плоскостью катушки пеленга (φn = 0), то сигнал с катушки пеленга равен нулю. В случае отклонения оптической оси гироскопа на некоторый угол от продольной осе ракеты (φn ≠ 0) с катушки пеленга снимается сиг­нал на частоте вращения ротора гироскопа ωг, амплитуда и фаза которого однозначно характеризуют величину и направление ошибки арретирования.

Ось обмотки заклона находится в вертикальной плоскости и перпендикулярна продольной оси ракеты. Величина сигнала наводимого в обмотке заклона в процессе прицеливания, практически неизменна и соответствует заданному углу пеленга в вертикальной плоскости (φn = -10°).

При отсутствии с частотного реле ПМ сигнала об оконча­нии разгона ротора гироскопа на усилитель коррекции через усилитель арретира ПМ поступает сигнал с катушки пеленга. В катушке коррекции возникает момент коррекции, под дейст­вием которого гироскоп прецессирует в сторону уменьшения ошибки арретирования.

После окончания разгона ротора гироскопа усилитель арретира ПМ усиливает разностный сигнал с катушки пеленга и обмотки заклона, который после усиления по мощности в усилителе коррекции поступает на катушку коррекции, вызывая прецессию гироскопа в вертикальной плоскости до тех пор, пока разностный сигнал не станет равный нулю. При этом оптическая ось гироскопа будет совмещена с линией прицеливания.

При переводе СКЦ в режим автосопровождения цели к усилителю коррекции вместо усилителя арретира ПМ подключается усилитель огибающей, сигнал с которого пропорционален ошибке слежения.

2.3. Устройство и принцип действия устройства выработки команд и автопилота

 

Устройство выработки команд

Устройство выработки команд (УВК) предназначено для формирования сигналов управления ракетой при ее полете в различных условиях и обеспечивает:

фильтрацию сигнала со следящего координатора цели с целью повышения качества сигнала управления ракетой;

формирование сигнала смещения ракеты в тело самолета (вертолета) относительно среза сопла реактивного двигателя с целью повышения эффективности поражения цели;

формирование сигнала на разворот ракеты на начальном участке траектории с целью автоматического задания начальных углов возвышения и упреждения;

преобразование сигнала управления, действующего на частоте вращения ротора гироскопа, в сигнал управления на частоте вращения ракеты.

Функциональная схема УВК и АП представлена на рис. 16. Входными сигналами УВК являются:

- сигнал с усилителя коррекции;

- сигнал со схемы ближней зоны цели;

- сигнал с катушки пеленга;

- сигнал с катушки ГОН.

Сигнал с усилителя коррекции проходит последовательно через синхронный фильтр (СФ) и динамический ограничитель (ДО) поступает на вход I сумматора.

Узкополосный избирательный СФ предназначен для фильтрация: сигнала с усилителя коррекции. Применение СФ обусловлено тем, что частота сигнала коррекции в определенных пределах может колебаться относительно частоты вращения ротора гироскопа.

СФ состоит из двух идентичных каналов, выходные сигналы которых суммируются. Каждый из каналов представляет собой последовательно соединенные фазовый детектор (ФД), фильтр низких частот (ЖЧ) и модулятор. Опорными сигналами ФД и модуляторов являются обнуленные сигналы прямоугольной формы со скважностью, равной двум, действующие на частоте вращения ротора гироскопа (ωг). Опорные сиг­налы на СФ поступают с выхода системы ФАПЧ (рис. 12) и отличаются сдвигом по фазе в одном из каналов относитель­но другого на угол 90°.

ДО служит для дополнительного ограничения резко изменяющегося сигнала с СФ и состоит из усилителя-ограничителя и цепи формирования уровня ограничения (амплитудный детек­тор и фильтр низких частот).

АД и ФНЧ устанавливают уровень ограничения, который пропорционален установившейся величине входного сигнала. Следовательно, при постоянной величине входного сигнала на выходе усилителя сигнал не ограничивается. При изменении входного сигнала величина уровня ограничения из-за запаздывания сигнала в цепи управления оказывается не рав­ной величине входного сигнала. При этом возрастающий сигнал на выходе усилителя ограничивается, а убывающий проходит без ограничения. Тем самым достигается дополнительная фильтрация управляющего сигнала.

С выхода ДО сигнал управления поступает на первый вход сумматора, на второй и третий входы которого поступают сигналы, соответственно, со схем смещения и управления полетом ракеты на начальном участке.

Схема смещения предназначена для формирования сигнала смещения траектории полета ракеты со среза сопла в центр планера цели в ближней зоне цели (0..600 м до цели).

Смещение траектории производится в плоскости управле­ния путем сложения с управляющим сигналом коррекции производной от его составляющей в этой плоскости, формируемой схемой смещения.

Входным сигналом схемы смещения является сигнал, со схемы ближней зоны, который поступает на фазовый детектор, ФНЧ, ФВЧ и далее на амплитудный детектор. После детектирования сигнал ограничивается управляемым ограничителем и модулируется. Опорным сигналом ФД и модулятора является сигнал с ФАПЧ.

Сигнал управления уровнем ограничения управляемого ограничителя формируется из сигнала с катушки пеленга схемой состоящей из амплитудного детектора, фильтра низких частот и ограничителя. Этим достигается дополнительное снижение величины смещения при малых углах пеленга. Выходной сигнал со схемы смещения поступает на второй вход сумматора.

Схема управления полетом ракеты на начальном участке формирует сигнал управления ракетой по пеленгу для придания ей необходимых углов упреждения и возвышения. Схема работает в режиме автосопровождения цели и отключается после пуска работы ракеты через заданное время τ. Законы изменения выходного сигнала схемы различны для предстартового и полетного режимов.

Входной сигнал с катушки пеленга поступает через электронный ключ I (схема И-НЕ) на первый вход электронного переключателя (ЭП) и через инвертор на его второй вход. ЭП управляет сигналом, формируемым из сигнала с катушки пеленга с помощью цепи из последовательно включенных амплитудного детектора, ФНЧ и компаратора. Знак выходного сигнала компаратора зависит от результата сравнения его выходного сигнала с заданным углом пеленга. Ключ I введен с целью изменения закона управления в полетном режиме. Ключ управляется сигналом со схемы "И", на один из входов которой поступает сигнал со схемы задержки на время τ с момента пуска ракеты, а на другой - сигнал с элемента с петлей гистерезиса.

Сигнал с компаратора на вход элемента с петлей гистерезиса поступает через электронный ключ Кл.3 (схема И), который замкнут в течение времени τ с момента пуска ракеты.

Сигнал с ЭП через Кл.2, управляемый схемой задержки, поступает на третий вход сумматора.

Выходной сигнал сумматора сигналов с динамического ограничителя, схемы смещения и схемы управления полетом на начальном участке, действующий на частоте вращения ротора гироскопа ωг, поступает на фазовый детектор, где перемножается с опорным сигналом с катушки ГОН.

Катушка ГОН устанавливается на корпусе ТГС, ее продольная ось лежит в плоскости, перпендикулярной оси ракеты. Следовательно, при вращении ротора-магнита гироскопа и встречного вращения ракеты в полете сигнал, наводимый в катушке ГОН, действует на суммарной частоте равной ωгон = ωг + ωр.

В результате перемножения сигналов ФД на его выходе будет два сигнала: один – на частоте вращения ракеты, вто­рой - на частоте 2ωг + ωр.

Для выделения сигнала на частоте ωр служит фильтр фазового детектора, на который -поступает и сигнал с генератора линеаризации. Фильтр подавляет высокочастот­ную составляющую сигнала с фазового детектора и уменьшает нелинейные искажения сигнала линеаризации.

Сигнал линеаризации представляет собой периодический сигнал треугольной формы; амплитуда и частота которого устанавливаются такими, чтобы во всем диапазоне частот вращения ракеты зависимость коэффициента команды от угловой скорости линии визирования имела линейный участок(рис.5).

Выходной сигнал фильтра подается на усилитель-ограничитель с большим коэффициентом усиления, на второй вход которого поступает сигнал с усилителя датчика угловой скорости (ДУС), действующий на частоте ωр. С усилителя-ограничителя сигнал поступает на усилитель мощности, нагрузкой которого являются обмотки рулевой машинки.

Рулевая машинка (РМ) служит для аэродинамического управления ракетой в полете, а также для газодинамического управления ракетой на начальном, участке ее полета, когда аэродинамические рули еще не эффективны. Она является газовым усилителем управляющих электрических сигналов, вырабатываемых УВК.

РМ состоит из обоймы, в приливах которой расположены рабочий цилиндр с поршнем и фильтр тонкой очистки. В обойму запрессован корпус, в котором собран распределитель на базе шариковых клапанов, состоящий из двух шариковых клапанов поджатых пружинами, двух якорей со штоками, двух толкателей и двух катушек электромагнитов.

Обойма имеет две проушины, в которых на подшипниках расположена стойка с пружинами (рессорой) и напрессованным на нее поводком. В пазах стойки расположены пластины (рули) которые удерживаются в раскрытом положении подпружиненными стопорами.

В приливе обоймы между проушинами размещается распределительная втулка I, закрепленная на стойке фиксатором (рис. 17). На втулке имеется паз с отсечными кромками для подвода газа, поступающего от порохового управляющего двигателя (ПУД) к соплам 2.

Рабочий цилиндр имеет прорезь в средней части, а поршень-выточку, в которую при сборке вставляется поводок стойки рулей, что обеспечивает поворот рулей на угол ±15° от среднего положения при перемещении поршня в цилиндре влево или вправо до упора.

РМ работает от газов порохового аккумулятора давления (ПАД), которые по трубке попадают через фильтр очистки на клапаны и от них по каналам в корпусе клапанов, корпусе распределителя и обойме под поршень (рис. 18). При подаче сигнала управления запитываются поочередно катушку электромагнитов 3. При прохождении тока через левую катушку электромагнита якорь I притягивается к втулке и через толкатель шариком 4 перекрывается канал подвода газов к левой полости цилиндра 6. При этом в правом клапане под действием газа шарик, преодолевая усилие поджатия пружины, перекрывает канал выхода газов из правой полости цилиндра в атмосферу, соединяя ее с каналом, подводящим газ от НАД. Под давлением газа поршень 7 перемещается в крайнее левое положение до упора в крышку. Перемещаясь, поршень увлекает за собой выступ поводка и поворачивает поводок и стойку, а вместе с ними и рули на угол 15° от нейтрального положения.

Одновременно поворачивается газораспределительная втулка (рис. 17); при этом отсечная кромка открывает доступ газа от ПУД к соответствующему соплу для газодинамического управления ракетой.

При прохождении тока через правую катушку электромагнита правый клапан перекрывает доступ газа в правую полость и соединяет ее с атмосферой, а левый клапан открывает доступ газа в левую полость рабочего цилиндра, что приводит к отклонению рулей на 15° от нейтрального положения в противоположную сторону.

Датчик угловой скорости (ДУС) предназначен для формирования электрического сигнала, пропорционального угловой скорости ракеты относительно ее поперечных осей. Этот сигнал используется для демпфирования угловых колебаний ракеты.

ДУС представляет собой рамку I (рис. 19), состоящую из двух обмоток, залитых эпоксидным компаундом, которая на полуосях 2 подвешена на центровых винтах 3 с корундовыми подпятниками 4 и может прокачиваться в рабочих зазорах магнитной цепи, состоящей из основания 5, постоянного магнита 6 и башмаков 7. Съем сигнала с чувствительного элемента ДУС - рамки осуществляется через гибкие безмоментные растяжки 8, распаянные на контакты 10 рамки и контакты 9, электрически изолированные от корпуса.

ДУС устанавливается в ракете таким образом, чтобы его ось Х - Х совпадала с продольной осью ракеты. При вращении ракеты только вокруг продольной оси рамка под действием центробежных сил устанавливается в плоскости, перпендикулярной оси вращения ракеты. Перемещение рамки в магнитном поле не происходит, и ЭДС в ее обмотках не наводится.

При наличии колебаний ракеты относительно ее поперечных осей происходит перемещение рамки в магнитном поле. Наводимая в обмотках рамки ЭДС пропорциональна угловой скорости колебаний ракеты. Частота сигнала соответствует частоте вращения ракеты относительно продольной оси, а фаза - направлению вектора угловой скорости ракеты.

Синусоидальный сигнал, снимаемый с контактов 1-2 сигнальной обмотки ДУС, подается на усилитель; часть усиленного сигнала подается на контакты 3-4 демпфирующей обмотки для успокоения колебаний рамки.

Усилитель ДУС предназначен для усиления выходного сигнала ДУС и конструктивно представляет собой отдельный блок, залитый пенополиуретаном.

Дестабилизаторы предназначены для обеспечения требуемых устойчивости и располагаемых перегрузок и создания дополнительного крутящего момента относительно продольной оси ракеты. При нахождении ракеты в трубе пластины дестабилизаторов находятся в сложенном состоянии; после вылета ракеты из трубы они фиксируются в откинутом состоянии и имеют постоянный угол наклона относительно продольной оси ракеты около 1,5°.

 

2.4. Бортовые источники энергии

Бортовые источники энергии предназначены для питания бортовой аппаратуры энергией горячих газов и электроэнергией. В своем составе источники энергии имеют:

- пороховой аккумулятор давления (ПАД);

- пороховой управляющий двигатель (ПУД);

- бортовой источник питания (БИП).

 

Пороховой аккумулятор давления

ПАД предназначен для питания пороховыми газами РМ и БИП.

ПАД состоит из корпуса (рис. 20), представляющего собой камеру сгорания и фильтра 3, предназначенного для очистки газа от твердых частиц. Расход газа и параметры внутренней баллистики определяется отверстием дросселя 2. Внутри ПАД размещаются пороховой заряд 4 и воспламенитель 7, состоящий из электровоспламенителя 8, навески 5 пороха и петарды 6.

ПАД работает следующим образом. Электрический импульс с электронного блока ПМ поступает на электровоспламенитель, воспламеняющий навеску пороха и пиротехническую петарду,

 

 

 

 

Рис. 17 Распределитель газа

 

Рис.18. Принцип действия рулевой машинки

1 - якорь с толкателем; 2 - пружина; 3 - катушка электромагнита; 4 - шарик клапана; 5 - фильтр тонкой очистки; 6 - цилиндр; 7 - поршень

 

Рис. 19. Датчик угловых скоростей

1 - рамка; 2 - полуось; 3 - центровой винт; 4 - подпятник; 5 - основание; 6 - магнит; 7 - башмак; 8 -растяжка; 9-10 - контакты; 11 - кожух

 

Рис. 20. Пороховой аккумулятор давления

1 - корпус; 2 - дроссель; 3 - фильтр; 4 - заряд; 5 - навеска; 6 - петарда; 7 - воспламенитель; 8 -электровоспламенитель

Рис. 21. Пороховой управляющий двигатель

1 - переходник; 2 - корпус; 3 - заряд; 4 - навеска пороха; 5 - петарда; 6 - электровоспламенитель; 7 - воспламенитель

Рис. 22. Принцип работы электрического турбогенератора

 

форс пламени которых воспламеняет заряд. В фильтре пороховые газы очищаются и поступают в РМ и турбогенератор(ТГ) БИП.

Основные характеристики ПАД:

давление в камере сгорания ПАД, кГс/см² до 200

давление на выходе дросселя ПАД, кГс/см² около 30

время работы ПАД, с 10-11