Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ УГЛОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения (РКН).

В ракетной технике известны способы управления угловым движением ракет космического назначения, основанные на использовании газодинамических органов управления (поворотных маршевых и рулевых двигателей, газоструйных рулей и др.), а также аэродинамических органов управления и органов управления положением центра масс ([1], стр.65-75).

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является выбранный в качестве прототипа способ управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающийся в выработке трех командных сигналов , , по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ на отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируется как алгебраическая сумма углов , , ([1], стр.67, 70).

Недостатком известного способа является то обстоятельство, что при превышении абсолютной величиной управляющего сигнала |δ_i| своего максимально допустимого значения δ_max (т.е. при выходе сигнала δ_i «на упор» δ_max или -δ_max) командные сигналы , , реализуются с ошибками, что ухудшает характеристики устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении. При этом возможности двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения используются не полностью.

Задачей предложенного изобретения является разработка способа управления угловым движением РКН, обеспечивающего повышение точности реализации командных сигналов , , при превышении абсолютной величиной одного из управляющих сигналов |δ_i| своего максимально допустимого значения δ_max (т.е. при выходе сигнала δ_i «на упор» δ_max или -δ_max).

Техническим результатом предлагаемого изобретения является улучшение характеристик устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающемся в выработке трех командных сигналов , , по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ₁, δ₂, δ₃, δ₄ на отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируют как алгебраическую сумму углов , , , в соответствии с изобретением в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δ_i своего максимально допустимого значения δ_max производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону:

; ; j≠i,

где знак «+» используют, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется чертежами.

Фиг.1 - Схема расположения камер двигателя.

Фиг.2 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой σ=0° и σ^*=0°.

Фиг.3 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой σ<0,5° и σ^*<0,5°.

На фиг.1 показано расположение по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерного двигателя. Предполагается, что камеры могут отклоняться от нейтрального положения в обе стороны в тангенциальном направлении, причем абсолютная величина отклонения каждой камеры не может превосходить максимального значения δ_max. На фиг.1 указаны также принятые в данном изобретении положительные направления отклонения камер.

Для создания момента тангажа (момента относительно связанной оси OZ) необходимо отклонять камеры, установленные в полуплоскостях II и IV. При отклонении этих камер на углы δ₂ и δ₄ соответственно на РКН подействует момент тангажа относительно центра масс (ЦМ) РКН M_Z=Pl(sinδ₂-sinδ₄), где Р - сила тяги, создаваемая одной камерой, l - расстояние от ЦМ РКН до плоскости, проходящей через центры качания камер. Углы отклонения камер обычно малы, поэтому M_Z≈Pl(δ₂-δ₄). Для создания этого же момента потребуется отклонение двух камер на одинаковый угол δ_ϑ: M_Z=2Plδ_ϑ. Следовательно, выражение для угла отклонения обобщенного органа управления в канале тангажа имеет вид

.

Аналогично можно получить формулы для углов отклонения обобщенных органов управления в каналах рыскания и вращения:

В способе-прототипе система управления вырабатывает командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления , , . В идеале фактические углы отклонения обобщенных органов должны совпасть с командными:

Для этого в способе-прототипе управляющие сигналы на отклонение камер сгорания формируются как алгебраические суммы углов , , , т.е. суммы, в которые слагаемые могут входить со знаками «+» или «-». Учитывая, что камеры расположены симметрично относительно плоскостей симметрии и продольной оси РКН и, кроме того, что камеры, расположенные в плоскости I-III, не создают при своем отклонении момента тангажа, а камеры, расположенные в плоскости II-IV, не создают при своем отклонении момента рыскания, получим, что указанные алгебраические суммы имеют вид

Если абсолютная величина отклонения ни одной из камер не превосходит максимального значения δ_max, то при использовании алгебраических сумм (5) условия (4) точно выполняются, т.е. способ-прототип обеспечивает точную реализацию командных сигналов , , . Однако, если хотя бы один из управляющих сигналов δ_i выходит «на упор» δ_max или -δ_max, точность реализации командных сигналов нарушается. Приведем численный пример. Предположим, что командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления равны ; , а максимальное значение абсолютной величины угла отклонения камеры составляет δ_max=4°. По формулам (5) определим необходимые углы отклонения камер: δ₁=1°; δ₂=-0,9°; δ₃=3°; δ₄=4,9°. Однако из-за наличия ограничения на максимальный угол отклонения камеры фактический угол отклонения камеры, расположенной в IV полуплоскости, составит не 4,9°, а 4°. При этом, как это следует из формул (1)-(3), реализованные углы обобщенных органов управления составят: δ_ϑ=2,45°; δ_Ψ=1°; δ_φ=1,775°. Ошибка в реализации командного сигнала тангажа составляет 0,45°, ошибка реализации командного сигнала вращения 0,225°.

В соответствии с данным изобретением в случае в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δ_i своего максимально допустимого значения δ_max производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону

где знак «+» используется, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны. Например, если |δ₄|>δ_max, т.е. i=4, то управляющие сигналы перераспределяются следующим образом:

;

;

;

.

При этом если , i=1, 2, 3, то точно реализуются все 3 командных угла на отклонение обобщенных органов управления в каналах тангажа, рыскания и вращения:

.

В частности, в рассмотренном выше примере ; , δ₁=1°; δ₂=-0,9°; δ₃=3°; δ₄=4,9°. Угол δ₄ превысил максимально допустимое значение δ_max=4°. После перераспределения управляющих сигналов получим ; ; ; . При этом ; ; , т.е. командные сигналы на обобщенные органы управления реализовались точно.

Если после перераспределения управляющих сигналов (δ_i в ) условия выполняются не всех значении i, то командные сигналы , , реализуются с ошибками, суммарную величину которых можно оценить выражением . В идеале при точной реализации σ^*=0. Расчеты показали, что при использовании предлагаемого в изобретении способа управления ошибка реализации σ^∗ меньше или равна, чем соответствующая ошибка σ, реализуемая способом-прототипом. Это утверждение иллюстрируется фиг.2 и фиг.3, на которых в плоскости командных сигналов , (командный сигнал фиксирован и для примера равен 2°) показаны области командных сигналов, которые реализуются с ошибкой 0 (фиг.2) и с ошибкой не более 0,5°, как при использовании способа-прототипа (область обозначена точками), так и при использовании предлагаемого способа (дополнительная к возможностям прототипа область обозначена штриховкой). Из сравнения этих областей видно, что предлагаемый способ позволяет повысить точность отработки командных сигналов и тем самым улучшает характеристики устойчивости и управляемости движения РКН за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов.

Источники информации

1. Г.Н.Разоренов, Э.А.Бахрамов, Ю.Ф. Титов. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями). М.: Машиностроение, 2003 г.