Пиротехническая химия
Главная Начинающим пиротехникам Статьи Добавить статью Добавить материалы на сайт Поиск по сайту Карта книг Карта сайта
Книги в помощь
Военная история Изготовление и применение ВВ Пиротехника в военном деле Разное по пиротехнике Физика в пиротехнике Химия ВВ и составов
Новые книги
Яковлев Г.П. "122 мм самоходная пушка образца 1944 г." (Военное дело)

Суворов С. "Бронированная машина пехоты БМП -3 часть 1" (Военное дело)

Суарес Г. "Тактическое преимущество " (Военное дело)

Стодеревский И.Ю. "Автобиография записки офицера спецназа ГРУ " (Военное дело)

Соколов А.Н. "Альтернатива. Непостроенные корабли Российского императорского флота" (Военное дело)
Физические основы ракетного оружия - Алешков М.Н.
Алешков М.Н., Жуков И.П., Савин Н.В., Кукушкин Д.Д., Макаров О.П., Фомин Ю.Г. Физические основы ракетного оружия — M., Воениздат, 1972. — 312 c.
Скачать (прямая ссылка): a-foro.djvu
Предыдущая << 1 .. 64 65 66 67 68 69 < 70 > 71 72 73 74 75 76 .. 112 >> Следующая


Для определения направления магнитной силовой линии используются магнитные компасы с инклинатором.

Инклинатор представляет собой генератор постоянного тока, полем возбуждения которого является магнитное поле Земли. Если ось ротора инклинатора направить вдоль магнитных силовых линий магнитного поля Земли, то его электродвижущая сила будет равна нулю.

Паличне выходного напряжения свидетельствует об отклонении оси ротора от направления магнитной силовой липни и может быть использовано для автоматического ориентирования ротора в магнитном поле Земли.

Измеренные текущие характеристики магнитного поля сравниваются с программными, соответствующими расчетной траектории. Сигнал рассогласования используется для управления движением ракеты.

Точность работы магнитометрической СУ, как и астронавигационной, не зависит от дальности стрельбы. Основными источниками погрешностей являются непрерывное изменение параметров магнитного поля Земли и неравномерность распределения магнит ного поля по поверхности Земли вследствие магнитных аномалий, учесть которые очень трудно.

И н е р ц и а л ь н ы е системы у п р а в л е н и я. Теку щее положение ракеты в пространстве в ниерцнальных системах управления определяется путем двукратного интегрирования ускорения, измеренного аксе.тьрометром инерционного типа.

Если программная траектория ракеты задается в прямоуголь ной системе координат OXYZ, то для определения текущих координат центра масс ракеты необходимо измерять и интегрировать проекции ускорения на оси OX, OY и OZ.

С этой целью на гиростабилизированпой платформе ракеты устанавливают три аксельрометра таким образом, чтобы их оси чувствительности были направлены вдоль осей системы координат

OXYZ. После двукратного интегрирования проекций vx, vy и V1 но-186

лучают текущие координаты х, у и г. Разности между текущими и расчетными значениями координат центра масс представляют собой сигналы рассогласования, которые устраняются в процессе регулирования движения ракеты.

Точность работы инерциальной системы управлення в основном зависит от точности измерения ускорения и его интегрирования.

Автономные инерциальные СУ несколько уступают в точности астронавигационным системам. Их ошибки растут пропорционально увеличению дальности стрельбы, что является следствием накопления погрешностей при интегрировании ускорений.

В качестве примера, где наиболее часто реализуются автономные системы управления, рассмотрим СУ баллистических ракет.

2. Системы управления баллистических ракет

Автономная система управления баллистической ракеты состоит из автомата стабилизации и автомата управления дальностью стрельбы. Автомат стабилизации обеспечивает движение ракеты по расчетной траектории. Автомат управления дальностью стрельбы выключает двигательную установку в тот момент времени, когда параметры траектории (координаты центра масс х и у, величина скорости v и угол бросания 9) достигнут требуемых значений. После выключения двигательной установки управление движением ракеты прекращается.

Автомат стабилизации представляет собой многоканальную систему автоматического регулирования, осуществляющую одновременное управление движением ракеты по нескольким параметрам. В состав каждого канала входят измерительный элемент, корректирующее устройство, усилитель и рулевые машины с рулями.

Наиболее просто управление движением осуществляется в том случае, если в качестве параметров регулирования па активно*! участке траектории приняты утлы тангажа, рыскания н крена. Угол рыскания ф и угол крена ср в процессе регулирования поддерживаются равными пулю. Угол тангажа 0 изменяется по определенной программе, за счет чего обеспечивается разворот ракеты в вертикальной плоскости.

Программный поворот ракеты по углу тангажа не может обеспечить точного ведения центра масс ракеты по расчетной траектории, так как действие различных возмущающих сил может привести к сносу ракеты в боковом н вертикальном направлениях без поворота ее относительно центра масс. Для повышения точности стрельбы, помимо стабилизации углового положения ракеты по тангажу, рысканию и крепу, осуществляют стабилизацию центра масс ракеты относительно расчетной траектории.

Параметрами регулирования в этом случае, кроме углов тангажа, рыскания и крена, будут боковое г и нормальное у отклонения центра масс ракеты или боковая z и нормальная у скорости

перемещения центра масс ракеты относительно расчетной траектории.

Дальность полета баллистической ракеты зависит от параметров конца активного участка траектории: vK, вн, хк, Ук- Управление дальностью по всем этим параметрам затруднительно. В процессе управления дальностью контролируется лишь соответствие vK расчетному значению, так как погрешности в скорости наиболее сильно влияют на рассеивание раке г по дальности. Управление по скорости дает приемлемую точность стрельбы при сравнительной простоте конструкции системы управления.

Автомат управления дальностью стрельбы в этом случае включает в себя: устройство ввода расчетного значения скорости ракеты Vар, измеритель текущей скорости V, счетно-решающее устройство, сравнивающее v с vKp, а также исполнительные элементы для непосредственного выключения двигателя. Команда на выключение двшателя выдается счетно решающим устройством при достижении скоростью расчетного значения.
Предыдущая << 1 .. 64 65 66 67 68 69 < 70 > 71 72 73 74 75 76 .. 112 >> Следующая
Реклама
 
 
Авторские права © 2010 PiroChem. Все права защищены.