Помощь студентам в учебе
Инерциальная система управления баллистической ракеты большой дальности
|
АННОТАЦИЯ 2
ВВЕДЕНИЕ 7
1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТРЕБОВАНИЙ К ИНЕРЦИАЛЬНОЙ СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ БОЛЬШОЙ ДАЛЬНОСТИ
1.1 Выбор инерциальной системы управления баллистической ракеты
большой дальности 9
1.2 Принцип действия инерциальных систем управления ракет 14
1.3 Характеристики траекторий баллистических ракет 22
1.4 Точность попадания в цель 35
1.5 Определение требований к чувствительным элементам
гиростабилизатора 51
2 ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ТРЕХОСНОГО ГИРОСТАБИЛИЗАТОРА
2.1 Выбор чувствительных элементов гиростабилизатора 57
2.2 Выбор кинематической схемы трехосного гиростабилизатора 68
2.3 Разработка математической модели трехосного гиростабилизатора .. 71
3 УСТОЙЧИВОСТЬ СПРОЕКТИРОВАННОГО ГИРОСТАБИЛИЗАТОРА .. 84
3.1 Определение возмущающих моментов по осям стабилизации 84
3.2 Определение параметров цепи стабилизации и выбор
корректирующего контура гиростабилизатора 86
3.3 Исследование динамики спроектированного трехосного
гиростабилизатора 90
3.4 Точность попадания баллистической ракеты со спроектированным
трехосным гиростабилизатором в цель 96
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 100
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 103
ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ А 105
ПРИЛОЖЕНИЕ Б 106
ПРИЛОЖЕНИЕ В 107
ВВЕДЕНИЕ 7
1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТРЕБОВАНИЙ К ИНЕРЦИАЛЬНОЙ СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ БОЛЬШОЙ ДАЛЬНОСТИ
1.1 Выбор инерциальной системы управления баллистической ракеты
большой дальности 9
1.2 Принцип действия инерциальных систем управления ракет 14
1.3 Характеристики траекторий баллистических ракет 22
1.4 Точность попадания в цель 35
1.5 Определение требований к чувствительным элементам
гиростабилизатора 51
2 ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ТРЕХОСНОГО ГИРОСТАБИЛИЗАТОРА
2.1 Выбор чувствительных элементов гиростабилизатора 57
2.2 Выбор кинематической схемы трехосного гиростабилизатора 68
2.3 Разработка математической модели трехосного гиростабилизатора .. 71
3 УСТОЙЧИВОСТЬ СПРОЕКТИРОВАННОГО ГИРОСТАБИЛИЗАТОРА .. 84
3.1 Определение возмущающих моментов по осям стабилизации 84
3.2 Определение параметров цепи стабилизации и выбор
корректирующего контура гиростабилизатора 86
3.3 Исследование динамики спроектированного трехосного
гиростабилизатора 90
3.4 Точность попадания баллистической ракеты со спроектированным
трехосным гиростабилизатором в цель 96
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 100
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 103
ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ А 105
ПРИЛОЖЕНИЕ Б 106
ПРИЛОЖЕНИЕ В 107
Развитие современной авиационной и ракетной техники характеризуется значительным ростом скорости, высоты полёта и маневренности летательных аппаратов. Огромные технические успехи в области создания современных самолётов, ракет и космических кораблей стали возможными в связи с использованием достижений аэродинамики, двигателестроения и автоматизации процессов управления летательными аппаратами.
Основные задачи по управлению летательным аппаратом решаются с помощью гироскопических приборов и систем, точность работы которых определяет эффективность действия самолётов, ракет и космических кораблей. Кроме того, на гироскопические системы возлагаются сложные задачи по стабилизации и управлению целым рядом специальных бортовых систем [1].
Бортовые системы, подлежащие стабилизации на заданном направлении в пространстве, могут обладать большим весом и моментом инерции; при этом в условиях интенсивных колебаний летательного аппарата гироскопическая стабилизация испытывает значительные динамические нагрузки. Требования высокой точности стабилизации бортовых систем на заданном направлении в пространстве и тяжелые условия их эксплуатации привели к созданию гироскопических стабилизаторов.
Особенно актуален вопрос точности инерциальных систем управления баллистических ракет стратегического назначения. Такие ракеты отличаются повышенной дальностью полёта (от 6000 км) и оснащаются ядерными боеголовками, выполняя роль стратегических сил сдерживания условного противника. Требования к системам управления такими ракетами более жесткие, как по точности, так и по автономности, помехозащищенности и по многим другим параметрам. Требования к точности системы управления ракетой в совокупности с автономностью накладывает целый ряд ограничений и не позволяет использовать коррекцию полета ракеты по внешним каналам, а значит наилучшим решением является использования гиростабилизированных платформ.
На баллистических ракетах необходима пространственная стабилизация (по трем осям) полезной нагрузки (ньютонометров или гироинтеграторов системы управления и других устройств, размещённых на платформе), поэтому для решения этой задачи используют трехосные гиростабилизаторы [2].
Трехосные (пространственные) гироскопические стабилизаторы служат для стабилизации и управления платформой с установленными на ней различными устройствами вокруг трех осей стабилизации. Управление баллистическими ракетами требует поддержания в пространстве строго заданного углового положения измерителей ускорения движения (ньютонометров) при очень жёстких требованиях к погрешностям ориентации. Такая задача выполняется в условиях больших перегрузок, вибраций, изменений температуры и других вредных факторов, сопровождающих полёт, что делает платформенные стабилизаторы предпочтительным выбором для управления полётом баллистических ракет.
Предпочтительными являются гиростабилизаторы индикаторного типа, в которых компенсация возмущающего момента происходит только за счет момента, создаваемого двигателем разгрузки, так как возмущающий момент, приложенный к объекту стабилизации, не приводит к прецессии гироскопа. В этих гиростабилизаторах гироскоп является только измерителем (индикатором) отклонения платформы от требуемого положения [3].
Цель работы: разработка инерциальной системы управления (ИСУ)
баллистической ракеты большой дальности.
Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:
• выбор предпочтительной ИСУ;
• определение требований к чувствительным элементам ИСУ;
• получение математической модели ИСУ;
• проектирование твердотельной модели ИСУ;
• исследование динамики спроектированной ИСУ;
• расчёт точностных характеристик спроектированной ИСУ.
Основные задачи по управлению летательным аппаратом решаются с помощью гироскопических приборов и систем, точность работы которых определяет эффективность действия самолётов, ракет и космических кораблей. Кроме того, на гироскопические системы возлагаются сложные задачи по стабилизации и управлению целым рядом специальных бортовых систем [1].
Бортовые системы, подлежащие стабилизации на заданном направлении в пространстве, могут обладать большим весом и моментом инерции; при этом в условиях интенсивных колебаний летательного аппарата гироскопическая стабилизация испытывает значительные динамические нагрузки. Требования высокой точности стабилизации бортовых систем на заданном направлении в пространстве и тяжелые условия их эксплуатации привели к созданию гироскопических стабилизаторов.
Особенно актуален вопрос точности инерциальных систем управления баллистических ракет стратегического назначения. Такие ракеты отличаются повышенной дальностью полёта (от 6000 км) и оснащаются ядерными боеголовками, выполняя роль стратегических сил сдерживания условного противника. Требования к системам управления такими ракетами более жесткие, как по точности, так и по автономности, помехозащищенности и по многим другим параметрам. Требования к точности системы управления ракетой в совокупности с автономностью накладывает целый ряд ограничений и не позволяет использовать коррекцию полета ракеты по внешним каналам, а значит наилучшим решением является использования гиростабилизированных платформ.
На баллистических ракетах необходима пространственная стабилизация (по трем осям) полезной нагрузки (ньютонометров или гироинтеграторов системы управления и других устройств, размещённых на платформе), поэтому для решения этой задачи используют трехосные гиростабилизаторы [2].
Трехосные (пространственные) гироскопические стабилизаторы служат для стабилизации и управления платформой с установленными на ней различными устройствами вокруг трех осей стабилизации. Управление баллистическими ракетами требует поддержания в пространстве строго заданного углового положения измерителей ускорения движения (ньютонометров) при очень жёстких требованиях к погрешностям ориентации. Такая задача выполняется в условиях больших перегрузок, вибраций, изменений температуры и других вредных факторов, сопровождающих полёт, что делает платформенные стабилизаторы предпочтительным выбором для управления полётом баллистических ракет.
Предпочтительными являются гиростабилизаторы индикаторного типа, в которых компенсация возмущающего момента происходит только за счет момента, создаваемого двигателем разгрузки, так как возмущающий момент, приложенный к объекту стабилизации, не приводит к прецессии гироскопа. В этих гиростабилизаторах гироскоп является только измерителем (индикатором) отклонения платформы от требуемого положения [3].
Цель работы: разработка инерциальной системы управления (ИСУ)
баллистической ракеты большой дальности.
Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:
• выбор предпочтительной ИСУ;
• определение требований к чувствительным элементам ИСУ;
• получение математической модели ИСУ;
• проектирование твердотельной модели ИСУ;
• исследование динамики спроектированной ИСУ;
• расчёт точностных характеристик спроектированной ИСУ.
В качестве инерциальной системы управления баллистической ракеты большой дальности был выбран трехосный индикаторный гиростабилизатор аналитического типа.
После анализа траекторий полёта баллистических ракет и факторов, определяющих точность их попадания, были получены коэффициенты основных ошибок и рассчитаны требования к точности чувствительных элементов:
• дрейф гироскопов (щдр.г.), не более 0,0446 °/ч;
• смещение нуля акселерометров (8ах), не более 9,19-10-5^/ч.
Чувствительными элементами трехосного гиростабилизатора были выбраны:
• ДНГ с ГДО (КИНД 05-091), у которого шдр.г. = 0,02 °/ч;
• осевой акселерометр (А-18), у которого 5а% = 7 • 10-5^/ч.
Выбрана кинематическая схема трехосного гиростабилизатора с дополнительной рамой карданова подвеса и расположение осей стабилизации относительно осей объекта. Для управления угловым движением ракеты в схеме (вдоль оси тангажа) предусмотрен внешний преобразователь координат. Относительно связанных с ракетой осей тангажа, рыскания и вращения на платформе размещены чувствительные элементы.
По выбранной кинематической схеме и расположению чувствительных элементов была разработана математическая модель трехосного гиростабилизатора.
Учитывая требования технического задания в прикладном пакете Компас-SD спроектирована твердотельная модель трехосного гиростабилизатора со следующими массово-центровочными характеристиками (моментами инерции):
• по оси наружной рамы, Н ■ см ■ с2 3,34;
• по оси внутренней рамы, Н ■ см ■ с2 2,48;
• по оси платформы, Н ■ см ■ с2 1,75.
Полная масса спроектированного ГС, кг 8,7.
Габаритные размеры спроектированного ГС, мм
Исходя из полученных массо-габаритных характеристик спроектированного ГС
и заданного в техническом задании значения перегрузки в качестве опор выбраны
радиальные однорядные шариковые подшипники качения 6017-2RS.
По значениям трения в опорах, моменту небаланса и другим вредным моментам
был рассчитан максимальный возмущающий момент (Мвоз = 2,2 Н ■ см) и в
качестве двигателя стабилизации выбран двигатель МД50-1, обладающий
следующими характеристиками:
• максимальный синхронизирующий момент Мтах = 8 Н • см;
• частота вращения холостого хода ^хх = 100 об/мин.
По передаточной функции нагруженного канала, спроектированного трехосного гиростабилизатора, и полученному значению статической ошибки аст = 0,02 угл. мин определен коэффициент усиления цепи стабилизации
К = 37866 Н-см. Выбраны структура и параметры корректирующего контура
рад
динамической системы, который имеет вид И^к(р)
Проведено исследование динамики спроектированного трехосного ГС,
анализируя результаты которого можно отметить, что перерегулирование по всем трем каналам гиростабилизатора отсутствует (oi = 02 = оу = 0).
Время переходных процессов по всем каналам ГС мало и практически одинаково: tnni « tnn2 « tnn3 ~ 0,5 с.
Заложенная при проектировании точность стабилизации соблюдается и составляет: аст = 0,02 угл. мин.
Для оценки влияния перекрестных связей на динамику ГС рассмотрены реакции постоянных возмущающих моментов раздельно по каналам на точность стабилизации и сделан вывод о малом влиянии перекрестных связей на точность ГС. Динамическая погрешность, обусловленная перекрестными связями, на 6 порядков меньше статической ошибки...
После анализа траекторий полёта баллистических ракет и факторов, определяющих точность их попадания, были получены коэффициенты основных ошибок и рассчитаны требования к точности чувствительных элементов:
• дрейф гироскопов (щдр.г.), не более 0,0446 °/ч;
• смещение нуля акселерометров (8ах), не более 9,19-10-5^/ч.
Чувствительными элементами трехосного гиростабилизатора были выбраны:
• ДНГ с ГДО (КИНД 05-091), у которого шдр.г. = 0,02 °/ч;
• осевой акселерометр (А-18), у которого 5а% = 7 • 10-5^/ч.
Выбрана кинематическая схема трехосного гиростабилизатора с дополнительной рамой карданова подвеса и расположение осей стабилизации относительно осей объекта. Для управления угловым движением ракеты в схеме (вдоль оси тангажа) предусмотрен внешний преобразователь координат. Относительно связанных с ракетой осей тангажа, рыскания и вращения на платформе размещены чувствительные элементы.
По выбранной кинематической схеме и расположению чувствительных элементов была разработана математическая модель трехосного гиростабилизатора.
Учитывая требования технического задания в прикладном пакете Компас-SD спроектирована твердотельная модель трехосного гиростабилизатора со следующими массово-центровочными характеристиками (моментами инерции):
• по оси наружной рамы, Н ■ см ■ с2 3,34;
• по оси внутренней рамы, Н ■ см ■ с2 2,48;
• по оси платформы, Н ■ см ■ с2 1,75.
Полная масса спроектированного ГС, кг 8,7.
Габаритные размеры спроектированного ГС, мм
Исходя из полученных массо-габаритных характеристик спроектированного ГС
и заданного в техническом задании значения перегрузки в качестве опор выбраны
радиальные однорядные шариковые подшипники качения 6017-2RS.
По значениям трения в опорах, моменту небаланса и другим вредным моментам
был рассчитан максимальный возмущающий момент (Мвоз = 2,2 Н ■ см) и в
качестве двигателя стабилизации выбран двигатель МД50-1, обладающий
следующими характеристиками:
• максимальный синхронизирующий момент Мтах = 8 Н • см;
• частота вращения холостого хода ^хх = 100 об/мин.
По передаточной функции нагруженного канала, спроектированного трехосного гиростабилизатора, и полученному значению статической ошибки аст = 0,02 угл. мин определен коэффициент усиления цепи стабилизации
К = 37866 Н-см. Выбраны структура и параметры корректирующего контура
рад
динамической системы, который имеет вид И^к(р)
Проведено исследование динамики спроектированного трехосного ГС,
анализируя результаты которого можно отметить, что перерегулирование по всем трем каналам гиростабилизатора отсутствует (oi = 02 = оу = 0).
Время переходных процессов по всем каналам ГС мало и практически одинаково: tnni « tnn2 « tnn3 ~ 0,5 с.
Заложенная при проектировании точность стабилизации соблюдается и составляет: аст = 0,02 угл. мин.
Для оценки влияния перекрестных связей на динамику ГС рассмотрены реакции постоянных возмущающих моментов раздельно по каналам на точность стабилизации и сделан вывод о малом влиянии перекрестных связей на точность ГС. Динамическая погрешность, обусловленная перекрестными связями, на 6 порядков меньше статической ошибки...
