Файл: Равдин И.Ф. Сведения из теории полета управляемых баллистических ракет конспект лекций.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 06.04.2024
Просмотров: 54
Скачиваний: 0
- 2 7
чальных условиях |
в момент |
t |
* 0 ; |
|
|
||
X - О, |
Ч * |
О, V = 0, |
& - |
90°, В = 90°, |
об „ о, |
= О |
|
|
" |
|
о |
= |
0. |
|
|
|
|
|
4 в |
|
|
||
Решение |
системы дифференциальных уравнений |
/1 0 /- /1 7 / |
про |
дольного движения ракеты в вертикальной плоскости пуска в общем
случае возможно лишь методом численного интегрирования. |
|
||||||||
Для |
вычисления |
массы ракеты |
W l-W o - J /кй/cit должна |
быть |
|||||
известна |
зависимость секундного расхода массы /си/ |
от времени по |
|||||||
лета ракеты на активном участке траектории. |
|
|
|
||||||
Во многих случаях практических расчетов траекторий, |
напри |
||||||||
мер, для |
составления |
таблиц ракет, полученную систему уравнений |
|||||||
/1 0 /- /1 7 / |
несколько |
упрощают, в частности, заменяя |
уравнение |
||||||
вращательного движения ракеты относительно оси |
|
/ 12/ |
балан |
||||||
сировочной зависимостью тангажа |
/ 6/ , |
а |
полное |
уравнение |
работы |
||||
автомата |
стабилизации |
по . каналу |
тангажа |
/1 3 / - |
статическим урав |
||||
нением управления / 8/ . |
Эти упрощения |
основаны |
на допущении о |
пренебрежимо малых значениях производных угла тангажа по време
ни l ^ t s O f |
= 0,Д^=Д<Ц \ что соответствует условиям програм |
много движения |
ракеты не активном участке траектории. |
§ 5• Общий принцип управления дальностью полета баллисти ческой ракеты по функционалу отсечки тяги
При нормальных /табличных/ условиях пуска дальность полета ракеты на пассивном участке траектории Ln однеаначно определя ется элементами конца активного у ч ас т и /точка К, ри с,10 а/: ве личиной скорости if* , направлением вектора скорости &к э
плоскости пуска по отношению к горизонту точки старта, коордиЗан,№ 449
натой у к , а также баллистическим коэффициентом Ск
Ln — Ln (iJk, Вк, ук, Ск) '
Следовательно неполная дальность полета ракеты, сладывающа-
яся из дальностей активного и пассивного участков, также вполне определяется элементами конца активного участка траектории
/р и с .1 0 а /.
L |
Х к + L n |
&к, % к, Ck J . |
/1 8 / |
|
В связи с втиы возможно регулирование дальности полета уп
равляемой баллистической ракеты путем выключения двигателя в
такой |
точке |
активного участка |
траектории, элементы которой |
р-оот- |
||
ветствуют требуемой дальности полета. |
|
|||||
Таким образом, |
при пуске |
ракеты на различные дальности |
в |
|||
нормальных условиях |
ракета на |
активном участке движется по одной |
||||
и той же расчетной траектории, |
но конец активного участка, |
т .е .. |
||||
точка |
выключения двигателя выбирается таким образом, чтобы |
пара |
||||
метры |
1/к , |
0 к , |
Ок , |
у*, и Хм |
в этой точке соответствовали |
требу |
емой дальности |
полета. |
|
|
Рис. 10 а / Элементы конца АУТ: |
Л , Gk, |
Х к , определяющие |
дальность полета /, |
; |
|
б/ пучок возмущенных траекторий, отвечающий заданной дальности полета ^ .
Зак.гё 449
- 29 -
При пуске ракеты в фактических условиях, отличающихся от
нормальных вследствие естественного разброса параметров раке ты в пределах производственных допусков и вследствие рассеива
ния метеорологических факторов, ракета движется по действитель ной траектории, отличающейся от расчетной траектории. Однако очевидно, что и на активном участке действительной траектории можно найти такую точку, выключение двигателей в которой обес печит получение требуемой дальности полета ракеты. Совокуп
ность таких точек для пучка возможных возмущенных траекторий отвечающих, заданной дальности пуска L , образует некоторую область возможных точек выключения двигателя - ри с.106.
В связи с рассеиванием действительных траекторий, для
уменьшения ошибок дальности полета ракеты необходимо обеспе
чить выбор точки выключения двигателя в процессе самого движе
ния ракеты на активном участке возмущенной траектории, т .е .
СЙ
управление дальностью полета ракеты должно производитbvавто матически.
Рассмотрим общие основы метода определения точки возму щенной /действительной/ траектории, выключение двигателя в ко
торой определяет с необходимой точностью дальность полета ра кеты.
Допустим, что рассеивание параметров ранеты и условий пуска происходит в ограниченных пределах, и поэтому действи тельная траектория на активном участке ш ло отличается от
расчетной траектории. |
Поэтому будем полагать, что отклонения |
|
» й $ к , &Ск , |
, 4.Х* |
элементов действительной траекто |
рии от элементов расчетной |
траектории для одинаковых момен- |
|
|
|
Зак.№ 449 |
30 -
гов времени полета ракеты представляют собой малые величины.
Малые отклонения дальности полета ракеты как функции несколь ких параметров > &к , Ск , у к , Хк с практически приемле мой точностью определяются следующим выражением:
Выражение /19/ составлено по аналогии с выражением для полного дифференциала функции /1 8 / /в линейном приближении/,
причем дифференциалы заменены небольшими конечными приращени-
ДСи = С к - С к р ) |
= |
’ |
|
Поправочные |
коэффициенты дальности пассивного участка |
||
траектории Ln |
по элементам |
конца активного участка |
вычисляются по элементам расчетной траектории; их величина эависит от времени выключения двигателя или дальности полета ракеты. Для того, чтобы действительная дальность полета-ра кеты получилась равной расчетной дальности, необходимо, что бы в момент выключения двигателя сочетание отклонений эле ментов конца активного участка траектории соответствовало бы нулевому отклонению дальности полета, определяемому зави симостью/19/
Допустим, что система управления непрерывно измеряет элементы текущих точек активного участка траектории I/ , 6 f
С , Л , X и формирует так называемую управляющую функ-
За к.» 449
|
|
|
31 |
- |
|
|
|
|
|
цию или функционал |
отсечни |
тяги ф |
, вид |
которого связан |
со |
||||
структурой выражения |
|
|
|
|
|
|
|
||
' |
t + |
Ьбк |
ЗСк |
+ Ц ? |
У |
+ |
* |
|
'/22/ |
ЬОк |
"KJk |
с |
расчетным |
его |
|||||
и сравнивает текущее значение (функционала |
Ф |
||||||||
значением |
=ffe *<• ■* |
$+kc'f + |
|
|
|
■ /23/ |
|||
к |
|
|
^ |
соответствующим полету снаряда по расчетной траектории на заданную дальность. В выражении /2 3 / величины ^кр , >, Скр,
^кр , Х-кр есть элементы конца активного участка расчетной тра ектории при пуске ракеты на заданную дальность в нормальных условиях.
Разность фактического значения функционала отсечки тяги
Фц при выключении двигателей в некоторой точке "К" вовьущенной траектории и расчетного значения функционала Фкр, отвеча ющего заданной дальности пуска, определяется следующим соот ношением:
Ф,-<hr = ЭЛ |
+ |
|
/2 4 / |
|
ЭLn |
IcS0*' |
|
||
|
|
|||
ЭЛ |
1+ ( Х К - Х к г ) |
|||
- tfe |
-««(•> |
|||
^ |
^ 1 |
|||
Сравнивая это |
выражение с выражениями /1 9 / |
и /2 0 /, |
за |
мечаем, что разность фактического и расчетного значений фун кционала отсечки тяги равна отклонению дальности полете ра кеты:
Фк ~ Ф кр = A h ■ |
/2 5 / |
|
Зэк.№ 449 |
- 32 -
В таком случае для выполнения условия /2 1 / ЛL = 0 , т . е .
для обеспечения заданной дальности полета ранеты необходимо,
чтобы двигатель был выключен в тот момент, когда текущее зна
чение функционала отсечки тяги /управляющей функции/ сравняет
ся с его расчетным |
значением |
|
||
|
|
|
Фк = Фкр . |
26// |
Таким образом |
функционал отсечки тяги или управляющая |
|||
функция - |
это функция |
элементов конца |
активного участка тра |
|
ектории, |
определяемая |
выражением /2 2 /, |
по величине которой |
производится выключение двигателя. Управление дальностью по лета ракеты при этом достигается путем изменения расчетного значения функционала отсечки тяги, на отработку которого на страивается система управления перед пуском в соответствии,
с требуемой дальностью пуска. Расчетные значения функционала
отсечки тяги /2 3 / определяется |
по известным элементам |
расчет |
ной траектории в точке выключения двигателя при пуске |
на за |
|
данную дальность. |
|
|
Уравнение /2 6 / Фк~ Фкр, устанавливающее связь |
мевду |
|
расчетным и фактическим значением функционала отсечки |
тяги |
|
в момент выключения двигателя, |
называется уравнением управле |
|
ния . |
|
|
Точность уравнения управления Ф к - Фкр определяется точностью определения функционала отсечки тяги или точностью определения отклонений дальности полета ракеты в зависимости от отклонений элементов конца активного участка траектории.
Поскольку для малых отклонений условий пуска справедлива ли нейная зависимость /2 1 / отклонения дальности от отклонений
элементов конца активного участка траектории, функционал /22/
За к .* 449'’