Патент на изобретение №2177170
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) ДВУХКАНАЛЬНЫЙ САМОНАСТРАИВАЮЩИЙСЯ АВТОПИЛОТ ДЛЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ ПО КРЕНУ РАКЕТЫ
(57) Реферат: Изобретение относится к системам управления и стабилизации летательных аппаратов и может быть использовано в управляемых ракетах. Технический результат – повышение стабилизации ракеты в процессе наведения на цель, что достигается измерением фазовых сдвигов, вносимых бортовыми рулевыми приводами на частоте вращения ракеты, и поворота вектора входного сигнала на угол, противоположный измеряемому. Для этого двухканальный самонастраивающийся автопилот для вращающейся по крену ракеты, включающий гирокоординатор, два блока рулевых приводов, дополнительно содержит фазовращатель, состоящий из четырех блоков произведения с соответствующими связями, интегратор, четыре сглаживающих фильтра второго порядка, косинусный нелинейный преобразователь, синусный нелинейный преобразователь, сумматор, два блока произведения нормированных сигналов, четыре амплитудных ограничителя. 1 ил. Изобретение относится к системам управления и стабилизации летательных аппаратов и может быть использовано в управляемых ракетах. Известна самонастраивающаяся система с замкнутыми цепями настройки [1], которая была принята за аналог предлагаемого изобретения. Следует отметить, что характерной особенностью данной системы является то, что в вычислительном устройстве системы самонастройки производится определение характеристик системы управления и сравнение этих характеристик с эталонными характеристиками. В соответствии с измеренными отклонениями характеристик система самонастройки воздействует на параметры корректирующего устройства. Система самонастройки включает синхронные детекторы, на входы которых подаются соответственно входные и выходные сигналы, имеющие синусоидальные составляющие, и опорные синусоидальные сигналы. В качестве низкочастотных фильтров используются фильтры первого порядка. Полученные на выходе синхронных детекторов амплитуды выходных и входных сигналов подаются на делители. На выходе делителей получаются значения вещественных и мнимых частотных характеристик. Сигналы с делителей подаются в вычислитель поправок, в котором сравниваются действительные и заданные частотные характеристики. Разностные сигналы через интегрирующие исполнительные механизмы поступают в корректирующее устройство системы управления и используются для изменения параметров. Недостатками данной самонастраивающейся системы с замкнутыми цепями настройки являются: 1. Возможность применения только для “плоских” контуров управления стабилизированных по крену зенитных управляемых ракет. 2. Входной сигнал системы не является “полезным”, в то время как у двухканального самонастраивающегося автопилота для вращающейся по крену ракеты входным сигналом служит непосредственно сигнал с гирокоординатора. 3. Наличие схем деления приводит к вопросу о “делении на ноль”, который возникает при наличии шумов. 4. Достаточная сложность схемы. Известен двухканальный атопилот с системой разворота оптронных пар или щеток токосъемника гирокоординатора на угол, противоположный вращению ракеты и равный среднему значению фазы рулевого привода на центральной частоте вращения ракеты, который был принят в качестве прототипа предлагаемого изобретения. Такой атопилот реализован в ракетах 9М117 комплекса “Кастет” [2]. Среднее значение фазового сдвига рулевых приводов на частоте вращения ракеты равно 14. Диапазон частот вращения ракеты по крену лежит в пределах 5-10 Гц. Реальные значения фазового запаздывания рулевых приводов имеют разброс от -10o до +15o относительно среднего значения. Данная система состоит из рулевых приводов и звеньев чистого опережения. Ее использование требует высокого быстродействия рулевых приводов, и тем не менее на границах диапазона частот вращения ракеты при наведении возможно появление спирального движения, особенно при наличии шумов. Следует отметить, что достаточно надежная работа двухканальной системы разворота оптронных пар или щеток токосъемника возможна только в линейной зоне. Задачей предлагаемого изобретения является повышение стабилизации ракеты в процессе наведения на цель, что достигается измерением фазовых сдвигов, вносимых бортовыми рулевыми приводами на частоте вращения ракеты, и поворота вектора входного сигнала на угол, противоположный измеряемому. Поставленная задача решается тем, что в двухканальный самонастраивающийся автопилот для вращающейся по крену ракеты, включающий гирокоординатор, два блока рулевых приводов, дополнительно введены фазовращатель, состоящий из четырех блоков произведения с соответствующими связями, интегратор, четыре сглаживающих фильтра второго порядка, косинусный нелинейный преобразователь, синусный нелинейный преобразователь, сумматор, два блока произведения нормированных сигналов, четыре амплитудных ограничителя, при этом первый выход гирокоординатора соединен с первым и шестым входами фазовращателя и с входом первого сглаживающего фильтра, второй выход гирокоординатора соединен с третьим и восьмым входами фазовращателя и с входом второго сглаживающего фильтра, первый выход фазовращателя соединен с входом первого блока рулевых приводов, выход первого блока рулевых приводов соединен с входом четвертого сглаживающего фильтра, выход четвертого сглаживающего фильтра соединен с входом четвертого амплитудного ограничителя, выход четвертого амплитудного ограничителя соединен со вторым входом второго блока произведения нормированных сигналов, второй выход фазовращателя соединен с входом второго блока рулевых приводов, выход второго блока рулевых приводов соединен с входом третьего сглаживающего фильтра, выход третьего сглаживающего фильтра соединен с входом третьего амплитудного ограничителя, выход третьего амплитудного ограничителя соединен со вторым входом первого блока произведения нормированных сигналов, выход первого сглаживающего фильтра соединен с входом первого амплитудного ограничителя, выход первого амплитудного ограничителя соединен с первым входом первого блока произведения нормированных сигналов, выход второго сглаживающего фильтра соединен с входом второго амплитудного ограничителя, выход второго амплитудного ограничителя соединен с первым входом второго блока произведения нормированных сигналов, выход первого блока произведения нормированных сигналов соединен с первым входом сумматора, выход второго блока произведения нормированных сигналов соединен со вторым входом сумматора, выход сумматора соединен с входом интегратора, выход интегратора соединен с входом косинусного нелинейного преобразователя и с входом синусного нелинейного преобразователя, выход косинусного нелинейного преобразователя соединен со вторым и седьмым входами фазовращателя, выход синусного нелинейного преобразователя соединен с четвертым и пятым входами фазовращателя. Функциональная схема автопилота для двухканальной проворачивающейся по крену зенитной управляемой ракеты представлена на фиг. Согласно ей вектор команды  , промодулированный частотой вращения ракеты  0, поступает на фазовращатель, состоящий из четырех блоков произведения с соответствующими связями и подключенными к схеме управления. Блоки произведения могут быть реализованы с помощью цифровой схемотехники. Фазовращатель построен аналогично тому, который имеет описание в источнике, в виде двумерного звена с антисимметричными прямыми перекрестными связями [3]. Сигналы с фазовращателя поступают на входы рулевых приводов. Схема измерения разности фаз построена на принципе синхронного детектирования и включает в себя четыре сглаживающих фильтра второго порядка, предназначенных для подавления шумов, четыре амплитудных ограничителя для нормирования амплитуды перемножаемых сигналов и сумматор.
Из схемы видно, что если прямоугольные сигналы с нормирующих элементов заменить на синусоидальные с постоянной амплитудой, равной 1, то на выходе схемы вычитания при условии идентичности СФ образуется сигнал:Mв = sin 0t cos(0t- )-cos0tsin(0t-) = sinПолученный сигнал рассогласования по фазе поступает на интегратор. Выходной сигнал интегратора поступает на синусный и косинусный нелинейные преобразователи, позволяющие регулировать фазу вектора команды  проходящего сигнала. Процесс регулирования заканчивается, когда = 0.
С точки зрения теории автоматического регулирования система фазовой стабилизации и управления автопилота представляет собой систему с астатизмом первого порядка. Выбор коэффициента усиления интегратора, величин нормирующих порогов, постоянной времени сглаживающих фильтров при заданной инерционности привода проводится обычным путем, исходя из выполнения требований устойчивости и качества регулирования. Перед стартом ракеты на интеграторе устанавливается начальное условие, соответствующее фазовому сдвигу рулевых приводов на частоте вращения ракеты в момент ее схода с пусковой установки.
Отличительными особенностями изобретения являются:1) использование блоков произведения для перемножения нормированных входных и выходных сигналов; 2) использование амплитудных ограничителей – триггеров для обеспечения постоянства петлевого усиления в цепи регулирования фазы; 3) использование сумматора для сложения продуктов произведения нормированных сигналов; 4) полезными сигналами является непосредственно сигналы с гирокоординатора. В результате проектирования двухканального самонастраивающегося автопилота для вращающейся по крену ракеты были получены результаты, которые показывают необходимость использования его в контуре стабилизации ракеты так как: – фазирование автопилота происходит в течение одного полупериода частоты вращения ракеты; – в установившемся режиме фазовые ошибки стабилизации не превышают 2-3, которые возникают, в основном, за счет влияния автоколебаний приводов и шумов в каналах управления; – автопилот сохраняет свои динамические характеристики при росте амплитуды входного сигнала, значительно превышающей линейную зону перемещения рулей. Данное обстоятельство показывает, что при наличии больших входных сигналов форма их отработки рулевыми приводами близка к прямоугольной и коэффициент первой гармоники их колебаний может быть больше единицы при сохранении направления вектора ее действия; – в приведенной схеме автопилота единственным элементом, имеющим статическую характеристику с ограничением, является рулевой привод, что позволяет при наличии шумов и полезного сигнала не портить их соотношения до бортовых рулевых приводов. Стабилизация фазы автопилота на частоте вращения ракеты позволила по-новому отнестись к выработке требований к фазочастотной характеристике бортовых рулевых приводов; при этом, успешно решая задачи компенсации отставания рулевых приводов по отработке сигналов, двухканальный самонастраивающейся автопилот для вращающейся по крену ракеты позволяет не добиваться от рулевого привода максимального быстродействия и несколько расширить допуска при его изготовлении. Источники информации 1. Боднер В.А., Козлов М.С. Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты. Оборонгиз. М. 1961, С. 196 – аналог. 2. Выстрел ЗУБК10-1 с управляемой ракетой 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации ЗУБК 10 – 1.00.00.000 ТО. М.: Военное издательство, 1987, с. 19 – прототип. 3. Казамаров А.А., Палатник А.М., Роднянский Л.О. Динамика двумерных систем автоматического регулирования. М. : Наука, 1967, с. 22 – схема рис. 1.1.1. Формула изобретения
РИСУНКИ
MM4A – Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 21.12.2007
Извещение опубликовано: 27.07.2009 БИ: 21/2009
|
||||||||||||||||||||||||||
