Патент на изобретение №2184340
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) РАЗОМКНУТЫЙ ПНЕВМОПРИВОД СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ И СПОСОБ КОНТРОЛЯ ЕГО ДИНАМИКИ
(57) Реферат: Изобретение относится к оборонной технике, к управляемым ракетам и снарядам. Технический результат – упрощение пневматического рулевого привода вращающейся по крену ракеты, повышение точности и надежности его работы, упрощение контроля динамики привода. Поставленная задача решается за счет того, что в разомкнутый пневмопривод системы управления вращающейся ракетой, содержащий усилитель мощности и рулевую машину, связанную с рулями, введены сумматор, один вход которого является входом привода и соединен с выходом аппаратуры управления ракеты, двухпозиционное реле с отрицательной петлей гистерезиса изменяемой ширины, выход которого подключен к входу усилителя мощности. Привод также снабжен генератором линеаризирующих колебаний, выход которого подключен к второму входу сумматора, и устройством задания фазового опережения привода по времени полета ракеты, выход которого подключен к входам управления шириной петли гистерезиса двухпозиционного реле. Контроль динамики проводят по времени эквивалентного запаздывания при давлении питания, соответствующем выбранному режиму полета ракеты, например максимальной и минимальной скоростями полета, и съеме информации об угловом положении рулей с выхода датчика угла поворота рулей, на вход двухпозиционного реле с отрицательной петлей гистерезиса изменяемой ширины с выхода генератора сигналов подают периодический сигнал прямоугольной формы с частотой, равной, например, максимальной частоте вращения ракеты по крену, с амплитудой, соответствующей максимальному перемещению рулей (по упорам), на регистрирующем устройстве фиксируют угол поворота рулей и задаваемый сигнал, определяют время трогания, движения и срабатывания привода при перемещении рулей от одного крайнего положения (упора) к другому и обратно, определяют время  э эквивалентного запаздывания привода по определенной математической зависимости. 2 с.п. ф-лы, 4 ил.
Предлагаемое изобретение относится к силовым системам управления летательных аппаратов и наиболее целесообразно может быть использовано в рулевых приводах и автопилотах систем управления малогабаритных вращающихся по крену управляемых ракет и снарядов. Рулевой привод входит в систему управления полетом летательного аппарата и является исполнительным элементом этой системы и предназначен для перемещения или поворота органов управления [1, 2, 3]. Широкое распространение в системах управления летательных аппаратов в качестве исполнительного механизма автопилота получил пневматический рулевой привод [Л.3, стр.33, гл.1,2; Л.2, гл.3; Л.1, гл.II], одним из основных недостатков которого является его сложность [Л.1, cтр.99, 2-й абзац снизу]. Рулевые приводы и автопилоты управляемых ракет относятся к объектам с изменяющимися параметрами. В широких пределах по времени полета ракеты изменяются шарнирная нагрузка на рулях (от пружинной до перекомпенсации) из-за изменения скорости полета ракеты, частота вращения ракеты по крену, а также параметры сигнала управления. Перед разработчиком управляемых ракет стоит задача создания простых и удобных в эксплуатации рулевых приводов и автопилотов с учетом ограничений по массе, габаритам, трудоемкости и стоимости изготовления, что требует поиска и реализации новых схемных и конструктивных решений, расширения области применения существующих. Современная технология создания новых перспективных комплексов управляемых ракет и снарядов предполагает широкое применение ввиду их особой эффективности воздушно-динамических рулевых приводов (ВДРП) и автопилотов, использующих в качестве источника рабочего тела энергию сжатого воздуха за счет скоростного напора набегающего потока сжатого воздуха при полете ракеты. Для них характерна существенная зависимость качества отработки сигнала управления от аэродинамической нагрузки на рулях и давления питания на различных участках полета ракеты. С увеличением скоростей полета ракеты повышаются требования к быстродействию как системы управления в целом, так и к входящим в нее исполнительным устройствам – рулевым приводам. С повышением быстродействия систем управления скоростных высокоманевренных летательных аппаратов рулевой привод оказывает все более сильное влияние на динамину системы управления. В этом случае рулевой привод не может рассматриваться как безинерционный элемент системы управления на всех этапах разработки и испытаний. В связи с этим возникает необходимость аппроксимации динамических свойств рулевого привода возможно более простыми передаточными функциями, но достаточно точно отображающими его динамику. Разработка простых, надежных и информативных способов контроля качества функционирования рулевых приводов управляемых ракет, одним из показателей которого является динамика привода, на различных этапах разработки, производства и испытаний была и остается также актуальной технической задачей наряду с разработкой новых простых схем приводов. Известен пневматический рулевой привод [Л.2, стр.116, рис.3,4, рис.1.1, стр. 5-10, Л.3, рис.1.1, рис.2.1], представляющий собой замкнутую автоматическую систему, в состав которой входят силовой пневматический привод и управляющие элементы: электромеханический преобразователь, электронный усилитель и датчик обратной связи, сигнал с которого охватывает весь привод. Как справедливо отмечается, привод с обратной связью является наиболее распространенным типом привода в системах управления летательных аппаратов [Л.2, стр.9, 2-й абзац снизу; Л.3, стр.33, 2-й абзац снизу]. Известен автоколебательный пневматический рулевой привод вращающегося по крену управляемого снаряда 9М117 [4], содержащий последовательно соединенные суммирующее устройство, корректирующий фильтр, нелинейный элемент, усилитель мощности, пневматическую рулевую машину с управляющим магнитом, датчик обратной связи, связанный с одним из входов блока вычитания, другой вход которого является входом привода. В качестве рабочего тела используется энергия сжатого воздуха набегающего потока воздуха при полете ракеты. Известна релейная система автоматического регулирования [6], содержащая суммирующее устройство, релейный элемент и объект управления (линейная часть), охваченные отрицательной обратной связью. Известен также автоколебательный пневматический рулевой привод [5, 7] вращающегося по крену управляемого снаряда, содержащий те же основные функциональные элементы, как и рулевой привод [4], но с обеспечением при этом более высокой точности отработки входных гармонических сигналов управления за счет применения новых схем корректирующих фильтров в цепи ошибки привода. В известных (аналог) автоколебательных рулевых приводах [4, 5, 7] и систем [6] линеаризация релейного элемента обеспечивается автоколебаниями, амплитуда которых определяется параметрами линейной части и релейного элемента. Особенностью работы известных [4, 5, 7] пневматических рулевых приводов в составе вращающейся по крену управляемой ракеты является отработка гармонического входного сигнала Uвх = Um  sin вхt с переменными амплитудой и частотой вх = вр c, определяемых соответственно ошибкой рассогласования контура управления ракеты и частотой вращения ракеты по крену (вр = 2 fвр, где fвр – частота вращения ракеты по крену) и собственной частотой ракеты (c = 2fc), в каждый момент времени полета ракеты. Динамика привода при этом оценивается по величине и стабильности динамического коэффициента передачи и фазового сдвига первой гармоники выходного сигнала рулевого привода, выделение которой требует применения сложных и дорогостоящих специальных технических устройств.
Общим существенным недостатком известных замкнутых пневматических рулевых приводов управляемых ракет и других летательных аппаратов является сложность привода, вызванная необходимостью реализации для обеспечения требуемой точности работы привода пропорционального принципа управления, т. е. управления по ошибке рассогласования между заданным и действительным после отработки значениями регулируемой величины. Это приводит к необходимости применения в схеме управления привода датчика обратной связи, суммирующего устройства, корректирующих фильтров, появления замкнутого контура привода и связанных с этим проблем обеспечения устойчивости замкнутого контура, обеспечения допустимых, исходя из заданной точности работы привода, параметров автоколебаний (амплитуды и частоты), обеспечения пропорциональности отработки сигнала ошибки привода усилителем, электропневматическим преобразователем и т. д., что само по себе приводит к сложности реализации этих элементов.
К недостаткам этих приводов следует также отнести отмеченные выше трудности с оценкой динамики привода по первой гармонике выходного сигнала, т.е. известным способом оценки динамики привода по амплитудной и фазовой частотный характеристикам [Л.9, стр.5-7, глава первая-пятая; Л.2, стр.10-16].
Известен (прототип) разомкнутый пневмопривод системы управления летательного аппарата [Л.1, рис.2.6, стр.104, 4-й абзац сверху], содержащий усилитель мощности и рулевую машину, кинематически связанную с рулями.
Недостатком известного разомкнутого пневмопривода является отсутствие информации об управлении приводом в составе системы управления летательным аппаратом. Представлена принципиальная схема силовой части пневмопривода без привязки ее управляющей части (до усилителя мощности) к потребностям создания системы управления вращающейся по крену управляемой ракеты, снаряда.
При проектировании систем автоматического управления и регулирования находят применение различные методы анализа и синтеза линейных и нелинейных систем, разработанные в теории автоматического регулирования.
В настоящее время наиболее широкое распространение получил известный (прототип) метод исследования динамики автоматических систем по частотным характеристикам [Л.9, стр.5-7, главы первая-пятая].
При использовании частотного метода, одним из основных достоинств которого является его универсальность, исходные данные для анализа динамики системы, в том числе и рулевого привода, могут быть получены как расчетным, так и экспериментальным путем.
Полученные амплитудно-фазовые частотные характеристики рулевого привода аппроксимируются более простыми передаточными функциями, которые достаточно точно отображают его динамические свойства [Л.2, стр.3, 4-й абзац снизу].
Недостатком известного частотного метода анализа динамики систем является его сложность из-за недостатка специальной аппаратуры, предназначенной для экспериментального определения частотных характеристик [Л.9, стр.6, 2-й абзац сверху].
Задачей предлагаемого изобретения является упрощение пневматического рулевого привода вращающейся по крену ракеты, повышение информативности управления силовой частью разомкнутого привода, повышение точности и надежности работы, упрощение контроля динамики привода, снижение трудоемкости и стоимости изготовления.
Поставленная задача решается за счет реализации в пневматическом рулевом приводе вращающейся по крену ракеты вместо пропорционального релейного двухпозиционного закона управления разомкнутым пневмоприводом.
Это достигается тем, что в разомкнутый пневмопровод системы управления вращающейся ракетой, содержащий усилитель мощности и рулевую машину, связанную с рулями, введены сумматор, один вход которого является входом привода и соединен с выходом аппаратуры управления ракеты, двухпозиционное реле с отрицательной петлей гистерезиса изменяемой ширины, выход которого подключен к входу усилителя мощности, генератор линеаризирующих колебаний, выход которого подключен к второму входу сумматора, и устройство задания фазового опережения привода по времени полета ракеты, выход которого подключен к входам управления шириной петли гистерезиса двухпозиционного реле.
В способе контроля динамики разомкнутого пневмопривода системы управления вращающейся ракетой, основанном на определении амплитудной и фазовой частотных характеристик привода по первой гармонике выходного сигнала при отработке гармонического входного сигнала и их аппроксимации более простой передаточной функцией, например звеном запаздывания, контроль проводят по времени эквивалентного запаздывания при давлении питания, соответствующем выбранному режиму полета ракеты, например максимальной и минимальной скоростям полета, и съеме информации об угловом положении рулей с выхода датчика угла поворота рулей, на вход двухпозиционного реле с отрицательной петлей гистерезиса изменяемой ширины с выхода генератора сигналов подают периодический сигнал прямоугольной формы с частотой, равной, например, максимальной частоте вращения ракеты по крену, с амплитудой, соответствующей максимальному перемещению рулей (по упорам), на регистрирующем устройстве фиксируют угол поворота рулей и задаваемый сигнал, определяют время трогания, движения и срабатывания привода при перемещении рулей от одного крайнего положения (упора) к другому и обратно, определяют время э эквивалентного запаздывания привода по зависимостиэ = tтр+Ktдв,где tтр – время трогания от момента поступления сигнала до начала перемещения; tдв – время движения от начала перемещения до прихода на упор; tтр+tдв= tср – время срабатывания от момента поступления сигнала до прихода на упор; K – коэффициент, характеризующий составляющую времени э за счет времени tдв, определяемый законом изменения угла поворота рулей при их движении с упора на упор в условиях действующих нагрузок.
Принципиальная схема предлагаемого разомкнутого пневмопривода системы управления вращающейся ракетой приведена на фиг.1.
Привод состоит из сумматора 2, подключенного к выходу аппаратуры управления ракетой 1, двухпозиционного реле с отрицательной петлей гистерезиса изменяемой ширины 4, генератора линеаризирующих колебаний 3 пилообразной или треугольной формы, устройства задания фазового опережения привода по времени полета ракеты 5, усилителя мощности 6, рулевой машины в составе релейного нейтрального электромеханического преобразователя 7, распределительного устройства со струйной трубкой 8, исполнительного двигателя 9 (в составе двух силовых цилиндров 10 и 11, поршней 12,13, штоков 14, 15), кинематически связанного с рулями 16. В качестве источника рабочего тела привода используется сжатый воздух с параметрами давления PP и температуры ТP от набегающего потока сжатого воздуха при полете ракеты со скоростью V. Воздух подается через воздухозаборное отверстие 17 на вход струйной трубки 18 распределительного устройства 8.
Принципиальная схема реализации двухпозиционного реле с отрицательной петлей гистерезиса изменяемой ширины известна [Л.8, стр.168, схема 2.12.5] и не представляет трудностей для практической реализации. Схема фиг.2 выполнена на 4-х операционных усилителях с уровнями ограничения А, выполненных на стабилитронах. Статическая характеристика реле фиг.2 представлена на фиг. 3, где 2 – ширина петли гистерезиса, величина которой изменяется пропорционально сигналам Ха на управляющих входах реле. Сигналы Х1 и Х2 соответственно вход и выход реле.
Устройство работает следующим образомПосле выхода ракеты из пусковой установки (контейнера, ствола и др.) рули 16 раскрываются, приводя рулевой привод в рабочее состояние (на схеме фиг. 1 механизм раскрытия и фиксации рулей не показан). Воздух через воздухозаборное отверстие 17 после очистки фильтром (на схеме не показан) поступает во входное сечение струйной трубки распределительного устройства 8 в рабочие полости силовых цинидров 10, 11. При отсутствии входного сигнала (Uвх=0) на выходе двухпозиционного реле 4 существуют прямоугольные колебания 50%-ный скважности частоты линеаризирующих колебаний с выхода генератора 3. Частота их равна или кратна частоте вращения ракеты по крену. Например, для одноканальной вращающейся по крену ракеты она будет равна 4fвр. При подаче напряжения с выхода усилителя мощности 6 на обмотку управления ОУ1 релейного нейтрального (срабатывание которого не зависит от направления тока в обмотке) электромеханического преобразователя 7 в магнитопроводе 19 создается магнитный поток, притягивающий якорь 21, жестко связанный со струйной трубкой 18, к полюсу 22. При этом происходит втекание воздуха из струйной трубки через приемное окно распределительного устройства 8 в полость силового цилиндра 11 и вытекание воздуха из полости силового цилиндра 10, связанного с окружающей атмосферой через открытое приемное окно распределительного устройства. Давление в рабочей полости силового цилиндра 11 повышается, а в полости цилиндра 10 падает. Разность давлений, образующаяся в полостях силовых цилиндров 11, 10, создает движущий момент, под действием которого происходит поворот рулей 16, жестко связанных с поршнями 12, 13 силовых цилиндров через кинематическое звено. При подаче напряжения на обмотку управления ОУ2 рули 16 поворачиваются в противоположном направлении. При отработке периодических прямоугольных колебаний А рули перемещаются с одного упора на другой и обратно, как это приведено на фиг.2. Перемещение рулей с упора на упор при выбранной частоте линеаризации обеспечивается динамикой привода, заложенной при его проектировании. При отработке двухпозиционных релейных сигналов при Uвх=0 среднее значение за период колебаний действующего на ракету управляющего момента за счет отклонения рулей по упорам не приводит к возникновению управляющих сил, приводящих к смещению ракеты относительно центра управления. При подаче сигнала управления на вход привода на выходе двухпозиционного реле скважность периодических сигналов будет отличаться от 50%-ной. В этом случае рули также будут перемещаться с упора на упор, но время выдержки на упорах будет различным, чем в случае Uвх=0. При отработке двухпозиционных релейных сигналов при Uвх  0 среднее значение за период колебаний действующего на ракету управляющего момента за счет отклонения рулей по упорам при неодинаковом времени выдержки на упорах приводит к возникновению управляющих сил, приводящих к смещению ракеты к центру управления.
Вследствие конечного быстродействия пневмопривода он обладает определенным фазовым запаздыванием при отработке периодических сигналов, которое в общем случае может изменяться по времени полета ракеты. Это связано с изменением максимальной скорости перемещения рулей, максимального развиваемого момента привода, величины и знака (пружинный или перекомпенсация) максимального шарнирного момента на рулях. Эти параметры в широких пределах могут изменяться по времени полета ракеты, а следовательно, и величина фазового запаздывания привода.
Для компенсации фазового запаздывания привода на входе привода вводят устройства фазового опережения, обеспечиваемого, например, за счет разворота щеток токосъемника гирокоординатора ракеты на угол, противоположный вращению ракеты и равный среднему значению фазового сдвига рулевого привода на центральной частоте вращения ракеты, как это сделано, например, в управляемом снаряде 9М117 [4].
При этом обеспечивается компенсация только среднего значения фазового сдвига привода. Компенсация отклонений фазового сдвига от среднего значения не обеспечивается, что является недостатком таких компенсаторов.
В предлагаемом пневмоприводе (фиг. 1) введено устройство, позволяющее вводить переменное фазовое опережение по времени полета ракеты. Это обеспечивается за счет введения в двухпозиционном реле 4 отрицательной петли гистерезиса изменяемой ширины и устройства задания фазового опережения привода по времени полета ракеты 5.
Это устройство работает следующим образом.
Отрицательная петля гистерезиса по своей физике имеет возможность обеспечить фазовое опережение от 0 до 90o, величина этого опережения определяется шириной петли (при постоянной амплитуде линеаризирующих колебаний). Изменяя ширину петли гистерезиса, что обеспечивается за счет подачи на соответствующие управляющие входы двухпозиционного реле 4 напряжения с выхода устройства задания фазового опережения 5. Поскольку в принципиальной схеме реализации двухпозиционного реле с отрицательной петлей гистерезиса изменяемой ширины отсутствуют инерционные элементы, за исключением операционных усилителей, полоса которых существенно превышает возможные частоты линеаризирующих колебаний генератора 3, можно считать введение фазового опережения также безинерционным.
Отсутствие на борту ракеты специального источника рабочего тела для работы пневмопривода, обеспечиваемое за счет использования энергии набегающего воздушного потока, является одним из существенных преимуществ такого пневмопривода (воздушно-динамического). Вследствие низких давлений и температур (РP, ТP) рабочего тела в конструкции пневмопривода используются недефицитные отечественные конструкционные материалы.
Предлагаемый способ контроля динамики разомкнутого пневмопривода системы управления вращающейся ракетой обеспечивается следующим образом.
С выхода генератора сигналов 24, например генератора типа Г6-26, на дополнительный вход сумматора 2 (фиг.1) подают (при отсутствии сигналов с выходов аппаратуры управления ракетой 1, устройства задания фазового опережения привода по времени полета ракеты 5, генератора линеаризирующих колебаний 3) периодический сигнал прямоугольной формы частотой, равной, например, максимальной частоте вращения ракеты по крену, с амплитудой, соответствующей максимальному перемещению рулей (по упорам). Контроль динамики привода проводят по времени эквивалентного запаздывания привода при давлении питания, соответствующем выбранному режиму полета ракеты, например, максимальной и минимальной скоростям полета.
Для фиксации углового положения рулей используется датчик угла поворота рулей, например, потенциометрический 25, как на фиг.1, хотя это может быть в общем случае любой другой (бесконтактный и др.), кинематически связанный с рулями, что изображено на фиг.1 пунктирной линией. На регистрирующем устройстве 26, например светолучевом осциллографе типа Н-115, Н-117 и др. или измерителе интервалов времени электронного частотомера, например, типа 43-54 фиксируют угол поворота рулей и задаваемый сигнал (при нулевом фазовом опережении, обеспечиваемом отсутствием петли гистерезиса в двухпозиционном реле 4), определяют время трогания tтр, движения tдв и время срабатывания tср привода при перемещении рулей от одного упора до другого и наоборот как интервалы времени  t от момента подачи сигнала до начала перемещения (tтр), прихода на упор (tср), от начала трогания до прихода на упор (tдв).
По полученным данным определяют время э эквивалентного запаздывания привода по зависимостиэ = tтр+Ktдв,где tтр+tдв=tср, K – коэффициент, определяемый законом изменения угла поворота рулей при их движении с упора на упор в условиях действующих нагрузок (инерционных, шарнирных и др. ), характеризующий составляющую времени э за счет времени tдв.
Типовая картина отработки приводом двухпозиционного релейного сигнала А с выхода двухпозиционного реле приведена на фиг.4, где обозначено:Uc – входной сигнал;  – угол поворота рулей;m1, m2 – максимальные углы поворота рулей (по упорам);t1(2)тр, t1(2)дв, t1(2)ср – времена трогания, движения и срабатывания привода при перемещениях в одну и другую стороны. Динамика разомкнутого пневмопривода системы управления вращающейся ракетой, использующего скоростной напор, описывается звеном запаздывания с передаточной функцией  где э = tтр+Ktдв,tтр– чистое запаздывание привода, равное времени трогания, при отработке двухпозиционного релейного сигнала А; tдв=tдв(q)- время движения руля с упора на упор; q =  V2/2 – скоростной напор набегающего со скоростью V потока с плотностью .Отношение  определяет динамический коэффициент передачи пневмопривода по первой гармонике, так как величина первой гармоники релейного двухпозиционного сигнала А составляет величина первой гармоники выходного сигнала при трапецеидальной форме изменения в первом приближении также можно считать примерно равной 1,27 m, хотя реально она будет несколько меньше особенно при больших величинах tдв привода.
Представление динамики разомкнутого пневмопривода в виде типового динамического звена чистого запаздывания с постоянной времени , равной времени эквивалентного запаздывания э привода, используется разработчиком системы управления ракеты при синтезе и анализе системы управления и представляет практический интерес с точки зрения основных потребительских качеств рулевого привода.
В практике проверки динамики привода возможен вариант контроля динамики привода по времени срабатывания tср, который представляет интерес с точки зрения простоты контроля, так как в этом случае возможно использование бесконтактного датчика контроля, например, конечного угла перемещения рулей. Очевидно, что такой вариант контроля из-за привлекательности к простоте его реализации, не дает однако достаточно точной информации о быстродействии привода с точки зрения описания его звеном чистого запаздывания с постоянной времени э,Величина фазового сдвига  пневмопривода на частотах вращения ракеты по крену = врэ,где вр = 2fвр – круговая частота вращения ракеты по крену.
Пневмопривод обладает свойством адаптирования параметров системы управления к условиям полета управляемой ракеты благодаря сбалансированности энергетических возможностей привода, использующего скоростной напор, с кинетической энергией движения ракеты. Это проявляется в соответствии потребного и располагаемого максимальных моментов пневмопривода, в соответствии потребной и располагаемой максимальной скорости привода, что приводит в конечном счете к практическому постоянству фазового сдвига пневмопривода на частотах вращения ракеты.
Величина эквивалентного запаздывания э пневмопривода находится в пределах э = 10 20 мс, причем большее значение соответствует работе привода на минимальной скорости полета ракеты, меньшее – на максимальной. Частота вращения fвр, ракеты по крену при этом будет пропорциональна скорости полета ракеты. В конечном счете произведение врэ, определяющее фазовый сдвиг (динамику) привода на частотах вращения fвр, по времени полета ракеты будет практически постоянной величиной.
Это свойство обеспечения стабильности динамических характеристик разомкнутого пневмопривода на частотах вращения ракеты в широком диапазоне внешних воздействий наряду с отсутствием специального источника рабочего тела также является одним из основных преимуществ предлагаемого пневмопривода.
Двухпозиционный релейный разомкнутый пневмопривод (фиг.1) работает в составе системы управления вращающихся ракетой в режиме широтно-импульсной модуляции, частота которой составляет л = 4вр для одноканальной вращающейся по крену ракеты. Статическая характеристика привода по первой гармонике частоты вращения линейна по отношению к подаваемой на гирокоординатор ракеты команде постоянного тока, а прямоугольные импульсы – спутники частоты линеаризации релейного привода, отрабатываются приводом, что обеспечивается максимальной скоростью привода при его проектировании.
При использовании на ракете двухпозиционного релейного привода, работающего в режиме широтно-импульсной модуляции, принятый закон изменения скважности импульсов команд обеспечивает линейность статической характеристики: подаваемая команда постоянного тока – первая гармоника частоты вращения от угла отклонения рулей.
За счет введения в разомкнутый пневмопривод системы управления вращающейся ракетой релейного закона управления усилителем, электромеханическим преобразователем, распределительным устройством и исполнительным двигателем и использования в качестве рабочего тела набегающего потока сжатого воздуха удалось обеспечить ряд преимуществ перед известными рулевыми пневмоприводами, а именно:1) упростить схему привода за счет исключения датчика обратной связи, суммирующего устройства, корректирующих фильтров; 2) исключить проблемы обеспечения устойчивости, обеспечения требуемых параметров автоколебаний, точности привода; 3) обеспечить независимость массы и объема рулевого привода от времени работы; 4) обеспечить соответствие потребного и развиваемого моментов привода; 5) обеспечить соответствие потребной и располагаемой скорости привода; 6) обеспечить практически постоянство фазового сдвига привода на частотах вращения ракеты; 7) упростить конструкцию и проверку параметров (динамики) пневмопривода; 8) обеспечить возможность применения в конструкции пневмопривода недифицитных конструкционных материалов. Эти достоинства позволили обеспечить в разомкнутом пневмоприводе с релейным двухпозиционным управляющим сигналом перспективных вращающихся по крену управляемых ракет требуемые динамические характеристики в широком диапазоне изменения шарнирных нагрузок (от пружинной до перекомпенсации) и развиваемых моментов исполнительного двигателя, использующего как энергию набегающего потока воздуха в широком диапазоне скоростей полета управляемой ракеты, так и питание от других источников сжатого воздуха. Таким образом, предлагаемое техническое решение по сравнению с известным позволяет упростить пневматический рулевой привод системы управления вращающейся по крену ракетой, повысить информативность управления силовой частью разомкнутого привода, повысить точность и надежность работы, упростить контроль динамики привода, снизить трудоемкость и стоимость изготовления и решить задачу создания простых и удобных в эксплуатации управляемых ракет высокоточных комплексов управляемого вооружения с учетом ограничения по массе, габаритам, трудоемкости и стоимости изготовления. Источники информации 1. Костин С.В., Петров Б.И., Гамынин Н.С. Рулевые приводы. М.: Машиностроение, 1973. 2. Крымов Б.Г., Рабинович Л.В., Стеблецов В.Г. Исполнительные устройства систем управления летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1987. 3. Пневмопривод систем управления летательных аппаратов. Под общей редакцией В.А.Чащина. М.: Машиностроение,1987. 4. Автоколебательный рулевой привод управляемого снаряда 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации ЗУБК10.00.000 ТО – М.: Военное изд-во, 1987, стр.15-19, рис.11. 5. Патент RU 2079806, МПК 6 F 42 В 15/01, В 64 С 13/36, приоритет 22.06.93, опубликован 20.05.97, Бюл. 14. 6. Релейная система автоматического регулирования. Теория автоматического регулирования./ Под ред.Солодовникова В.В. Книга 3. Теория нестационарных, нелинейных и самонастраивающихся систем автоматического регулирования. -М.: Машиностроение, 1969, стр.9, рис.ХIII.I, стр.25, разд.3. 7. Патент RU 2114387, МПК 6 F 42 B 15/01, В 64 С 13/36, приоритет 29.04.97, опубликован 27.06.98, Бюл. 18. 8. Тетельбаум И. М. , Шнейдер Ю.Р. Практика аналогового моделирования динамических систем. Справочное пособие. М.: Энергоатомиздат, 1987. 9. Вавилов А.А., Солодовников А.И. Экспериментальное определение частотных характеристик автоматических систем. М.-Л.: Госэнергоиздат, 1963. Формула изобретения
э эквивалентного запаздывания привода по зависимостиэ = tтр+Ktдв,где tтр – время трогания с момента поступления сигнала до начала перемещения; tдв – время движения от начала перемещения до прихода на упор; tтр+tдв= tcp – время срабатывания от момента поступления сигнала до прихода на упор; К – коэффициент, характеризующий составляющую времени э за счет времени tдв, определяемый законом изменения угла поворота рулей при их движении с упора на упор в условиях действующих нагрузок.
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
