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: 56
Скачиваний: 0
- 40 -
частности, в конце активного участка, может быть задан двумя эквивалентными способами: либо величиной его модуля </к и углом наклона к горизонту 6к , либо его проекциями на гори
зонтальную и вертикальную оси стартовой системы координат:
t/кх |
и |
^ |
/ри сД О /, |
/считаем, |
что |
траектория |
ракеты распо |
||
ложена |
в |
|
вертикальной |
плоскости |
и боковой скорости н ет/. |
||||
Поэтому выражение полного линейного |
функционала |
/2 3 / можно |
|||||||
замешть |
следующш эквивалентным выражением: |
|
|||||||
Ф = |
ЭЬп </„ + |
ъЬп |
+ ъЬ с |
+ — 2 у ' + X |
/3 0 / |
||||
|
^ |
Э |
|
ЭСк |
3 |
|
|||
Для формирования |
функционала /3 0 / необходимо измерять |
действительные значения вертикальной и горизонтальной соста вляющих /проекций/ скорости и пути ракеты.
Допустим, что на борту ракеты имеется гиростабилизиро..
ванная платформа, на которой установлены два интегратора
ускорений,оси чувствительности которых ориентированы, соот ветственно, вертикально и горизонтально, т .е . параллельно осям 0 % и ОХс стартовой системы координат /рис. 1 3 /.
У*
1wt Аке- у
о
Рис.13 Ориентация стабилизированных осей чувствительности двух акселерометров по вертикальному и горизонталь
ному направлению.
При помощи двух таких интеграторов ускорений можно на борту ракеты измерять вертикальные и горизонтальные составля
ющие кажущейся скорости и кажущегося пути ракеты и форыиро-
Зак.К» 449
- 41 -
вать следующий линейный функционал:
|
<Р- ^ «4+ |
+ t / w , W ^ . /3 |
|
где |
, Wx |
- вертикальная и горизонтальная составляющие |
|
j И/Ut, |
j IMt |
кажущейся скорости |
ракеты; |
- значения кажущегося пути ракеты по верти |
|||
|
|
кальному и горизонтальному направленны, |
|
|
|
/функционал /3 1 / |
имеет размерность пути/. |
Реализация |
функционала /31/ требует сложной приборной |
схемы. Б целях упрощения приборной схемы автомата управления дальностью со стабилизированной осью чувствительности применя
ют вместо двух один |
интегратор ускорений, ось ^вствитэльнос- |
ти которого ориентирована под некоторым углом к горизонту. |
|
§ 7 . Методическая |
ошибка дальности при управлении дальнос |
тью по функционалу отсечки тяги и ее компенсация
При управлении дальностью по функционалу отсечки тяри,
выраженному через элементы кажущегося движения ракеты/кажущу юся скорость и кажущийся путь по направлению чувствительнос ти интегратора ускорений/, всегда возникает так называемая
методическая ошибка дальности, обусловленная тем, что в мо
мент выключения двигателя фактические значения элементов дви жения ракеты отличаются от их расчетных значений. Например,
при |
выключении двигателя по |
псевдоскорости |
|/|/л- в |
соответст- |
|||||
вии |
с уравнением управления |
/2 8 |
/ или |
по |
кажущейся скорости |
||||
1У^ |
в соответствии с уравнение |
управления /2 9 /, |
не учитыва |
||||||
ется |
отклонение скорости |
, |
угла |
|
, |
координат |
и |
||
4к |
и |
баллистического .коэффициента |
С* |
в |
конце |
активного |
|||
участка |
траектории от их расчетных значений, что |
в соответ- |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
Зак.# |
449 |
- 42 -
ствии с выражением /2 1 / приведет к отклонению дальности, пред
ставляющему собой методическую ошибку дальности.
Отклонение фактических значений элементов текущих точек и
конца активного участка траектории от их расчетных значений
обусловлено случайным отклонением конструктивных и весовых па раметров корпуса ракеты, параметров двигательной установки и
системы управления, метеорологических и геофизических условий пуска от их нормальных /расчетных / значений и имеет случайный характер. Следовательно, и методическая ошибка дальности, обу
словленная в конечном счете случайными отклонениями условий пуска ракеты от нормальных условий, имеет случайный характер.
Поскольку условия пуска ракеты всегда отличаются от нор мальных /расчетных/ условий, управление дальностью полета по
функционалу отсечки тяги всегда сопровождается методическими ошибками, причем величина методической ошибки зависит от вида применяемого функционала.
Рассмотрим возникновение методической ошибки дельности
при управлении дальностью |
по псевдоскорости |
/2 7 /, |
выражение |
||||
которой ввпишем в следующем приближенном виде /полагая, |
что |
||||||
угол ат8ки равен нулю/: |
|
|
|
|
|
||
|
Ф |
= V + I |
f y S L n d d t . |
L |
. |
/32/ |
|
Уравнение |
управления |
e<J |
|
||||
по функционалу /32/ т * |
~ Фкр запи |
||||||
шем в развернутом виде |
|
t Kp |
|
|
|
||
itк + J^CfSin^dt |
= V'xp + / frSLnd'pdt . |
. / з з / |
|||||
о |
о |
|
|
с |
|
|
|
Вследствие отклонения фактических условий пуска от рас |
|||||||
четных /нормальных/ условий элементы фактической |
траектории |
||||||
/ O' , $ и т . д . / |
отличаются |
от соответствующих элементов |
расчетной траектории в одинаковые моменты времени полета на
Зак,№ 449
|
|
|
|
|
|
|
|
|
- |
43 |
- |
|
|
|
|
|
|
|
|
активном |
у ч а с т к е т р а е к т о р и и . |
П оэтом у |
за к о н |
и зм ен ен и я |
во |
време" |
|||||||||||||
ни |
ф ункционала |
отсеч к и |
тя ги |
/ 3 2 / д л я |
ф ак ти ч еск и х усл о в и й |
п у с |
|||||||||||||
ка |
Ф & ) |
и |
д л я |
р асч етн ы х усл о в и й |
|
б у д ет |
различны м , |
и |
ф ак |
||||||||||
т и ч еск о е |
время |
выключения |
д в и г а т е л я |
t ic б у д е т |
о т л и ч а т ь ся |
о т |
|||||||||||||
р а с ч ет н о г о |
врем ени выключения |
д в и г а т е л я |
t * p |
/ р и с . 1 4 / . |
При |
||||||||||||||
этом в |
момент |
выключения |
д в и г а т е л я ф ак ти ч еск и е |
зн а ч ен и я |
в с е х |
||||||||||||||
эл ем ен тов |
конца |
ак ти в н ого |
у ч а ст ка |
т р а ек т о р и и / |
(/* |
, |
|
|
, |
||||||||||
Х к |
, |
|
/ б у д у т |
о тл и ч а ть ся |
от |
и х |
р асч етн ы х |
зн ачен и й |
/ |
0"кр t |
|||||||||
6к/> , $кр |
, Х к р |
, Скр / • |
О тклонение |
эл ем ен т о в |
конца |
а к т и в н о го |
|||||||||||||
у ч а ст к а |
т р а ек т о р и и в момент |
выключения |
д в и г а т е л я |
п о |
ф ункциона |
||||||||||||||
лу |
с о г л а с н о |
уравнению |
уп р ав л ен и я |
Ф к |
= Ф к р |
вызы вает |
м е т о д и ч е с |
||||||||||||
кую ошибку |
д а л ь н о с т и , |
величина |
к отор ой |
может быть |
о п р ед е л е н а |
||||||||||||||
по за в и си м о ст и / 2 1 / . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Р и с .14 $ а к т и ч е ск о е Ф № ) и р а с ч е т н о е Ф р (^ ) и зм ен ен и е
|
|
ф ункционала отсеч к и |
т я г и |
в о |
врем ени |
|
|||
И з ур а в н ен и я |
уп р авл ен и я |
/ 3 3 / |
мож но, |
наприм ер, |
о п р ед ел и т ь |
||||
отклон ен ие |
о т р а с ч е т н о г о |
зн а ч ен и я |
с к о р о с т и |
ракеты |
в момент |
||||
выключения |
д в и г а т е л я : |
|
t«-p |
|
|
, t * |
|
||
|
Д1ГК |
= |
U-K- 1Лгр = Jo frbinSpdt |
~ j e pind-dt. |
|||||
Принимая |
§ = $ р , |
$ - |
, |
и вынося |
|
ив п о д |
|||
знака и н т егр а л а |
средним |
эн а ч ен и е и , |
получим |
|
|
||||
Л Л = - f ' & S i n f y c t t Я |
|
|
/3 4 / |
||||||
гДв дф|< = |
|
|
Чк/> |
|
|
|
|
|
|
tx - ^ к р . |
|
|
|
|
|
|
Зак.№ 449