способ формирования сигналов управления ракетой с крестообразным расположением крыльев

Формула изобретения

Способ формирования сигналов управления ракетой с крестообразным расположением крыльев, включающий измерение величин поперечных ускорений в плоскостях крыльев ракеты и угловых скоростей вращения ракеты относительно поперечных осей, совпадающих с направлением крыльев, передачу сигналов, пропорциональных указанным параметрам на управление рулями в каждом из двух каналов, а также измерение угла крена ракеты и передачу пропорционального ему сигнала на управление элеронами, отличающийся тем, что, с целью повышения точности управления путем уменьшения аэродинамического взаимовлияния движений ракеты по крену и в плоскостях крыльев, определяют полярности сигналов, пропорциональных поперечным ускорениям, вычисляют отношение величин поперечного ускорения одного канала к величине поперечного ускорения другого канала, формируют сигналы стабилизации по крену, пропорциональные поперечному ускорению того канала, в котором его величина не превышает уменьшенной в заданное число величины ускорения другого канала, инвертируют эти сигналы, если полярности ускорений различны, а элероны отклоняют пропорционально сформированным сигналам, либо пропорционально разности этих сигналов, если отношение величин поперечных ускорений не превышает заданного числа.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам стабилизации летательных аппаратов, и может быть использовано в автопилотах управляемых ракет.

Известен способ формирования сигналов управления симметричной ракетой с крестообразным расположением крыльев, включающий измерение амплитудных значений поперечных ускорений в плоскостях крыльев ракеты и угловых скоростей вращения ракеты относительно поперечных осей, совпадающих с направлением крыльев ракеты, передачу сигналов, пропорциональных указанным параметрам, на управление рулями в каждом из двух каналов, а также измерение угла крена ракеты и передачу пропорционального ему сигнала на управление элеронами.

Однако известный способ предусматривает формирование сигналов автономного управления ракетой по крену и в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, совпадающих с направлением крыльев в случае ракеты с крестообразным расположением крыльев или с направлением осей вращения рулей в случае бескрылой ракеты. При таком способе управления движение ракеты в одной из указанных плоскостей не зависит от сигналов управления в другой плоскости, а движение ракеты относительно продольной оси не связано с сигналами управления в указанных плоскостях.

Известно, что управляемой симметричной ракете с крестообразным расположением крыльев свойственна взаимосвязь движения ракеты по крену с движениями в плоскостях крыльев. При этом определяющее влияние на такую взаимосвязь оказывает зависимость момента крена от параметров движения ракеты в плоскостях крыльев, в частности от углов атаки и момента крена от косого обдува.

Отсутствие в сигнале управления по крену информации о параметрах движения ракеты в плоскостях крыльев является недостатком данного способа, т.к. при выполнении резких маневров ракеты в районе точки встречи с целью возникают значительные по величине моменты косого обдува, вызывающие большие по амплитуде выбросы угла крена, что существенно снижает точность управления ракетой.

Целью изобретения является повышение точности управления путем уменьшения аэродинамического взаимовлияния движений ракеты по крену и в плоскостях крыльев.

Поставленная цель достигается тем, что определяют полярности сигналов, пропорциональных поперечным ускорениям, вычисляют отношение величин поперечного ускорения одного канала к величине поперечного ускорения другого канала, формируют сигналы стабилизации по крену, пропорциональные поперечному ускорению того канала, в котором его величина не превышает уменьшенной в заданное число величины ускорения другого канала, инвертируют эти сигналы, если полярности ускорений различны, а элероны отклоняют пропорционально сформированным сигналам, либо пропорционально разности этих сигналов, если отношение величин поперечных ускорений не превышает заданного числа.

На фиг. 1 показано взаимное положение поперечных осей ракеты и вектора суммарного поперечного ускорения; на фиг. 2 график сформированного дополнительного сигнала на отклонение элеронов.

Работа осуществляется следующим образом.

При отработке ракетой команд управления в плоскостях крыльев возникают поперечные ускорения W_z, W_y и угловые скорости _z,_y. Сигналы, пропорциональные этим параметрам, масштабируются, преобразуются с помощью интегро-дифференцирующих звеньев и складываются, образуя суммарные сигналы, передаваемые на отклонение рулей в каждом из двух поперечных каналов. Такое отклонение рулей, в свою очередь, вызывает появление соответствующих поперечных ускорений, угловых скоростей и углов атаки _z и _y в плоскостях крыльев. При этом появляется момент крена от косого обдува.

Коэффициент момента косого обдува определяется выражением



где _к угол атаки корпуса ракеты;

V скорость полета ракеты;

a₄ коэффициент подъемной силы корпуса ракеты;

M число Маха.

Таким образом возникает вредное взаимовлияние между движением ракеты в плоскостях крыльев и по крену. Для формирования дополнительных сигналов по крену, компенсирующих момент косого обдува, из всех возможных положений поперечных осей 1 и 2 ракеты относительно вектора 3 выделяют область 4, которая определяется отношением



область 5, определяемая отношением



и область 6, определяемая отношениями:

.

Формирование дополнительных сигналов по крену основано на замене выражения sin4, входящего в (1), выражением 4_z/_кsignw_y в области 4 и выражением 4_y/_кsignw_z в области 5. При этом выражение (1) преобразуется:



В полученном выражении



где параметр полета (скоростной напор, продольное ускорение и т.д.), используемый для коррекции усиления дополнительного сигнала по крену.

В областях 6 выражение sin4 заменяется на 4_к(_ysignw_z-_zsignw_y).

При этом третий дополнительный сигнал стабилизации по крену формируется в виде



Сигнал , передаваемый на отклонение элеронов, выбирается из сигналов в зависимости от текущей ориентации поперечных осей ракеты относительно плоскости, проходящей через суммарный вектор поперечного ускорения и продольную ось ракеты, согласно условиям,



Выбор масштабных коэффициентов а и в, зависящих от параметра , в каждом конкретном случае производится из условия наилучшего совпадения сигнала и наилучшей компенсации вредных аэродинамических перекрестных связей.

Использование изобретения позволяет осуществить компенсацию момента косого обдува, устранить вредное аэродинамическое взаимовлияние движений ракеты по крену и в плоскостях крыльев, что позволит повысить точность управления ракетой.