Координаторы цели 19

Утверждено

На заседании кафедры

протокол №

от _________20 г.

г. Байконур

Аннотация

Методические указания предназначены для помощи студентам специальности 160906 в выполнении лабораторной работы по курсу «Основы устройства ЛА».

Лабораторная работа основана на изучении комплекса бортовых приборов, осуществляющих измерения проекций полного ускорения РН, обеспечивающих заданную ориентацию измерителей ускорения, конструкции отдельных элементов автономной системы управления РН. Во время проведения лабораторной работы изучается назначение и виды устройств, принцип работы бортовых приборов летательных аппаратов.

Лабораторная работа позволяет совместно с изучением лекционных материалов изучить принципы работы приборов системы управления на основе лабораторной базы кафедры.

Содержание

Аннотация 2

Содержание 3

Основные обозначения 4

Цель лабораторной работы 5

Введение 6

Гироскопические приборы 7

Акселерометры 10

Датчики и измерительные устройства 15

Координаторы цели 19

5. Бортовые цифровые вычислители 24

Контрольные вопросы 25

Литература 26

Основные обозначения:

СГ - «свободный» гироскоп

ДУС - датчик угловых скоростей

ГТ - гиротахометр

ИГ - интегрирующий гироскоп

ГСН - головки самонаведения

БЦВК - бортовой вычислительный комплекс

ЛПГС – лазерная пассивная головка самонаведения

Цель лабораторной работы:

Изучить принцип действия приборов бортового комплекса измерительных средств автономной системы управления ЛА, конструкцию отдельных приборов.

Задание:

1. Изучить принцип работы системы управления РН.

2. Объяснить принцип действия приборов бортового комплекса.

Введение

Приступая к выполнению лабораторной работы, студент должен внимательно изучить теорию, изложенную в лекционном материале.

При выполнении работы первоначально надо разобраться в принципе работы системы управления РН, а затем перейти к изучению конструкции бортовых приборов системы управления.

Студент должен уметь разбираться в функциональном назначении приборов, их конструктивных особенностях, преимуществах и недостатках технических решений по их применению.

Лабораторная работа должна помочь студентам специальности 160906 лучше усвоить теоретический курс.

1 ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ

Гироскопические приборы предназначены для измерения параметров угло­вого движения ЛА и угловой стабилизации различных объектов (головок само­наведения, прицелов и т. п.); В основу их принципа действия положено исполь­зование свойств быстро вращающегося ротора (собственно гироскопа), имею­щего три или две степени свободы.

На рис. 1.а представлена схема гироскопа с тремя степенями свободы в кар­данном подвесе. В рамках прецессионной теории движение гироскопа с тремя степенями свободы подчиняется следующему соотношению:

(1)

где w – скорость прецессии гироскопа; åМ_В – сумма внешних моментов, приложенных к гироскопу; Н=J_zW – кинетический момент; J_z – полярный мо­мент ротора; W – собственная угловая скорость ротора.

Из формулы (1) следует, что если сумма внешних моментов в осях под­веса гироскопа отсутствует, то скорость прецессии w =0. Это означает, что главная ось (вектор Н) гироскопа не меняет своей ориентации в инерциальном про­странстве. Следовательно, относительно этого неизменного направления можно измерять угловую ориентацию какого-либо подвижного объекта, на­пример ЛА. Поскольку в реальных конструкциях полностью устранить внеш­ние моменты в осях подвеса гироскопа не удается, то будет наблюдаться его медленный уход (дрейф) от первоначально заданного направления. На прак­тике снижения дрейфа добиваются путем применения маломоментных подве­сов и увеличения кинетического момента, прежде всего за счет увеличения собственной угловой скорости ротора [ W =(2...6)·10⁴ 1/мин]. Погрешность та­кого «свободного» (в техническом смысле) гироскопа (СГ) в измерении соот­ветствующего угла будет определяться соотношением , откуда можно найти допустимое время его функционирования как измерителя.

С помощью одного СГ можно одновременно измерять два угла, например углы крена g и тангажа u (см. рис. 1.а), где в качестве датчиков-преобразовате­лей применены обычные потенциометры. Щетки потенциометров 4 и 6 жестко закреплены соответственно на осях внутренней 2 и внешней 3 рамок гироскопа. База 7 потенциометра угла крена закреплена на корпусе прибора, а база 5 по­тенциометра угла тангажа – на внешней рамке гироскопа. Измерение углов осуществляется следующим образом. При изменении, например, угла крена база потенциометра 7 повернется вместе с ЛА относительно щетки 6, которая останется неподвижной, так как она связана с гироскопом. Разность потенциа­лов между нулевой (средней) точкой потенциометра и щеткой будет пропор­циональна углу крена ЛА. Измерение угла тангажа происходит аналогично. На рис. 1.б показана конструктивная схема такого гироскопа.

Рис. 1 Позиционный гироскоп:

а – принципиальная схема; б – конструктивная схема; 1 – ротор; 2 – внутренняя рамка; 3 – внешняя рамка; 4, 6 – щетки; 5, 7 – базы потенциометров

Для измерения угла рыскания на ЛА должен быть установлен второй гиро­скоп. На практике, если нет весьма жестких массогабаритных ограничений, то по точностным и конструктивно-технологическим соображениям целесооб­разно по каждой связанной оси ЛА иметь свой СГ со съемом сигнала измери­тельной ин­формации с оси внешней рамки.

Особенность СГ состоит в том, что он сохраняет пространственную ориен­тацию своей главной оси. В случаях, когда необходимо сохранение, например, направления местной вертикали, в гироскопах применяют специальные сис­темы коррекции.

Гироскопы с двумя степенями свободы как непосредственные измеритель­ные устройства применяются преимущественно для измерения угловых скоро­стей. Такие приборы называют датчиками угловых скоростей (ДУС), гиротахо­метрами (ГТ), дифференцирующими гироскопами и т.д. В промышленности наибольшее распространение получило наименование ДУС. На рис. 2.а пока­зана схема ДУС. Быстро вращающийся ротор 1 размещен в рамке 2, которая может вращаться вокруг оси z. Вращение рамки вокруг оси z ограничено пру­жиной 3 и демпфером 5.

Принцип действия ДУС заключается в следующем. При развороте ЛА, на­пример, с постоянной угловой скоростью w_y вокруг оси рамки z возникает z гироскопический момент M_г=Hw_y, который начнет ее ускоренно поворачивать в направлении совмещения вектора Н с вектором w_y по кратчайшему пути. Этому вращению препятствуют моменты M_п=R_пb сил упругости пружины и М_Д вязкого трения демпфера. После затухания колебаний в установившемся режиме гироскопический момент и момент пружины уравновесятся. и тогда можно записать Hw_ycosb = R_пb, где R_п – коэффициент жесткости пружины; β – уголповорота рамки. Полагая cos b» 1, что практически всегда обеспечива­ется, получим , т. е. угол поворота рамки гироскопа пропорцио­нален угловой скорости ЛА вокруг связанной оси ОУ (угловой скорости рыскания).

Рис. 2 Датчик угловой скорости:

а – принципиальная схема; б – конструктивная схема; 1 – ротор; 2 – рамка; 3 – пружина; 4 – потенцио­метр; 5 – демпфер

С потенциометра 4 будет поступать напряжение, пропорциональное углу, а следовательно угловой скорости w_y. На рис. 2.б показана конструктивная схема ДУС. Для измерения угловых скоростей крена и тангажа необходимо на ЛА установить еще два ДУСа таким образом, чтобы вектор измеряемой угловой скорости был перпендикулярен плоскости рамки гироскопа.

Гироскопом с двумя степенями свободы принципиально можно измерять и углы поворота основания, на котором он установлен. Для этого в конструкции прибора убираются пружины и существенно увеличивается коэффициент демпфирования R_Д. Тогда при вращении, например ЛА, как и в предыдущем случае в установившемся режиме, гироскопический момент будет уравновеши­ваться моментом демпфера, т. е. Нw_y= R_Дb, откуда b=Н w_y/(R_Д) и

, где

Таким образом, угол поворота рамки гироскопа, а следовательно, и снимаемое с потенциометра напряжение пропорциональны интегралу от угловой скорости w_y или углу рыскания f. Такие гироскопы называют интегрирующими (ИГ). Их обычно выполняют в поплавковом варианте. Схема устройства поплавкового ИГ с двумя степенями свободы показана на рис. 3.

Рис. 3 Поплавковый гироскоп:

а – принципиальная схема; б – конструктивная схема

1 – ротор; 2 – поплавок; 3 – корпус; 4 – жидкость

Герметичный поплавок 2, в котором находится ротор 1, помещен в герме­тичный корпус 3. Пространство между поплавком и корпусом заполнено спе­циальной вязкой жидкостью высокой плотности. Объем поплавка и плотность жидкости подбираются такими, чтобы выталкивающая сила равнялась силе тя­жести поплавка в сборе. Благодаря этому трение в опорах подвеса поплавка близко к нулю. Демпфирование поплавка обеспечивается силами вязкого тре­ния в зазоре между цилиндрическими поверхностями поплавка и корпуса. Ста­бильность коэффициента вязкости и плотности жидкости обеспечивается тер­мостатированием. Поплавковые ИГ обладают малым дрейфом, высокой удар­ной и вибрационной прочностью и надежностью.

Интегрирующие гироскопы для непосредственных измерений углов пово­рота ЛА применяются крайне редко. Их применяют в качестве чувствительных элементов гиростабилизированных платформ. В настоящее время в ответствен­ных системах управления применяются высокоточные гироскопические уст­ройства с газовыми электростатическими, криогенными и другими типами не­контактных подвесов. Перспективными являются лазерные гироскопы, прин­цип работы которых существенно обличен от всех перечисленных выше гиро­скопов.

2 АКСЕЛЕРОМЕТРЫ

Акселерометры (интеграторы) предназначаются для измерения линейных ускорений, и после соответствующего интегрирования скоростей и пройден­ного пути ЛА. Особенность акселерометра заключается в том, что он опреде­ляет не истинное, а кажущееся ускорение. Принципиальная схема акселеро­метра приведена на рис.4.

Рис. 4 Принципиальная схема ак­селерометра:

1 – демпфер; 2 – груз; 3 – пружина; 4 – потенциометр; 5, 6 – интеграторы

Под воздействием инерционной силы , действующей на груз 2, происходит сжатие пружины 3 на i и возникает уравновешивающая сила упругости

, (2)

где с - коэффициент пропорциональности.

Тогда

, (3)

и на выходе потенциометра 4 возникает напряжение U_i, пропорциональное , которое поступает на интегратор 5. С интегратора 5 снимается напряжение, пропорциональное скорости полета, а с интегратора 6 – пропорциональное дальности.

Демпфер 1 служит для затухания колебаний груза.

Подобные акселерометры не обеспечивают высокой точности, поэтому часто используют акселерометры с электрической силовой обратной связью (рис. 5). В зависимости от перемещения груза 7 возникают напряжение и ток i на выходе усилителя. После усиления ток

Рис.5 Акселерометр с электриче­ской обратной связью:

1 – демпфер; 2 – усилитель; 3 – входная ось; 4 – направление тока; 5 – резистор; 6 – обмотка; 7 – груз

Рис. 6 Маятниковый акселерометр:

1 – ось поплавка; 2 – ось груза; 3- груз; 4 – входная ось; 5 – датчик сигналов; 6 – датчик моментов

подается на обмотку соленоида для противодействия перемещению груза 7. Ток в обмотках соответствует изме­ряемому ускорению. Измерив напряжение на резисторе 5, можно сделать вывод о значении ускорения.

В некоторых инерциальных системах управления используют маятниковые акселерометры (рис. 6), созданные на базе поплавкового гироскопа. Роль груза выполняет маятник 3. Принцип работы прибора состоит в следующем. При действии ускорения вдоль входной оси 4 возникает момент относительно оси 1, в результате чего поплавок поворачивается, и на датчике сигналов 5 появля­ется напряжение, пропорциональное углу отклонения маятника, которое усили­вается и подается в датчик моментов 6, где создается момент для обеспечения равновесия маятника. Таким образом, значение тока соответствует измеряе­мому ускорению вдоль входной оси. Применение поплавка практически ис­ключает влияние трения в опорах на точность измерения.

Для измерения ускорений по трем осям координат необходима установка трех акселерометров.

3 ДАТЧИКИ И ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА

На ЛА при их экспериментальной обработке применяются различные датчики и измерительные устройства.

В некоторых системах управления требуется обеспечить срабатывание различного оборудования после некоторой задержки подачи входного сигнала. Это реализуется использованием электронного реле времени с задержкой от миллисекунд до десятков секунд (рис. 7). Сущность работы реле времени состоит в следующем. При подаче входного сигнала в зависимости от величины t=RС, определяющей время срабатывания ПУ, замыкаются контакты коммутатора K, в результате запитывается электрическая цепь оборудования.

Широкое применение при измерении линейных и угловых перемещений получили потенциометрические датчики, которые могут работать на переменном и постоянном токе.Конструктивно такие датчики выполняются в

Рис.7 Схема реле времени:

ПУ – пороговое устройство; БП – блок питания; К – коммутатор; R –резистор; С– конденсатор

Рис..8. Тензодатчик:

а – схема; б – характеристика; 1–проволока; 2 – бумага

виде каркаса из керамики, пластмассы, гетинакса и др., на который намотана проволока из сплавов золота, меди, палладия и др.

По этому каркасу перемещается движок-щетка, связанный с чувствитель­ными элементами, в результате чего изменяется напряжение на щетке. Для из­готовления движков обычно используют платиноиридиевый сплав, сплав пал­ладия с серебром или платиной. Благородные металлы применяются для обес­печения надежного контакта движка и проволоки при малых усилиях, что осо­бенно важно в гироскопических системах.

При экспериментальной отработке конструкции ЛА используются тензо­датчики (рис. 8, а), предназначенные для измерения деформаций и усилий, кон­структивно представляющие собой тонкую (20 – 60 мкм) проволоку 1 в виде лесенки, оклеенной с двух сторон бумагой 2.

Тензодатчик приклеивается к поверхности детали, деформацию которой предстоит измерить при ее нагружении. Проволока при измерении работает только на растяжение и сжатие, при этом за счет изменения характеристик про­волоки изменяется сопротивление тензодатчика. Проволока изготовляется из константана, нихрома или из сплава элинвар и имеет сопротивление от 100 до 1000 Ом. Чувствительность тензодатчика К определяется зависимостью:

, (4)

где l и S,соответственно, длина и площадь сечения проволоки.

Для малых удлинений К – величина постоянная (см. рис. 8.б). Так как DR/R обычно меньше 1%, то измерения проводятся на схемах с высокой чувстви­тельностью. Кроме того, тензодатчики имеют большую температурную по­грешность, для компенсации которой обычно используют два одинаковых дат­чика: один устанавливается на измеряемой поверхности, другой – на детали, не подвергающейся деформации, но при одной температуре.

При измерении малых перемещений (десятые доли микрометра), вибраций, частоты, уровня жидких компонентов топлива применяются емкостные дат­чики, основой которых является конденсатор, изменяющий свою емкость при измерениях. Конструктивно эти датчики выполняются с изменяющейся диэлек­трической проницаемостью среды между пластинами, с изменяющимися пло­щадями пластин и изменяющимися расстояниями между пластинами. Эти дат­чики обладают высокой чувствительностью, малыми массой и габаритными размерами, в то же время их существенный недостаток – подверженность влия­нию электрических полей.

Для измерения высоты полета ЛА используются барометрические анероидные датчики, радио и лазерные высотомеры.

Первые приборы измеряют абсолютную высоту над уровнем моря. Измеряется атмосферное давление и с использованием уравнений стандартной атмосферы определяется высота относительно условного начального уровня.

Вторые приборы измеряют местную высоту и работают на импульсом и непрерывном излучении.

Импульсный радиовысотомер 1 (рис. 9.а) посылает к поверхности Земли или моря импульс А₁. Отраженный сигнал А₂ поступает в приемник 2. После измере­ния времени t между посылкой импульса и принятым сигналом вычисляется вы­сота.

Рис. 9. Схема:

а – объясняющая принцип работы радиовысотомера; б – к пояснению работы приемника воздушного давления; 1 – радиовысотомер; 2 – приемник.

Рис. 10. Схема работы датчика на эффекте Доплера.

Лазерные высотомеры непрерывного излучения могут давать более высокую точность измерения, чем радиовысотомеры. Однако их работа существенно зави­сит от состояния атмосферы, ее прозрачности для лазерного луча.

Для измерения скоростного напора rV²/2 применяются датчики в виде трубки, выдвигаемой в невозмущенный воздушный поток. Так как вектор V складывается из двух векторов – V_в, – показание датчика без учета ветра и W – скорости ветра, то необходим соответствующий пересчет по климатической карте на всей траек­тории полета ЛА (рис. 9.б). Это существенно для малоскоростных ЛА. При сверх­звуковом полете поправку не учитывают.

Для измерения скорости полета ЛА и минимального расстояния между ним и некоторым объектом применяются датчики, работающие на эффекте Доплера. В положении I (рис. 10) с ЛА передается радиолуч частотой f₀ на объект А, в поло­жении II на ЛА принимается радиолуч частотой f₁. Прибор выделяет доплеров­скую частоту:

(5)

пропорционально которой на выходе вырабатывается напряжение, по значе­нию которого можно судить о скорости ЛА. При прохождении ЛА на минималь­ном расстоянии от объекта f_D =0.

4 КООРДИНАТОРЫ ЦЕЛИ

Координаторы цели – головки самонаведения (ГСН) – предназначены для оп­ределения положения цели относительно ЛА и выработки необходимых сигналов управления. ГСН могут работать только при наличии контраста цели с окружаю­щей ее средой и подразделяются на радиолокационные, инфракрасные, оптиче­ские, лазерные и акустические.

Радиолокационные ГСН работают в основном в сантиметровом диапазоне волн. Для повышения разрешающей способности ГСН могут использоваться мил­лиметровые радиоволны, так как разрешающая способность антенны пропорцио­нальна D/l (D – диаметр антенны, l – длина волны). Так, при D =300 мм ГСН вы­деляет два объекта на дальности 5 км: при l =3 см – на расстоянии 1 км друг от друга, при l =8 мм – 250 м.

Наиболее сложны по устройству радиолокационные ГСН активного типа, ко­торые могут быть импульсного (с длительностью импульса от десятых долей микросекунды до нескольких микросекунд) и непрерывного излучения.

Рис. 11 Схема координатора ак­тивного типа:

1 – передатчик; 2 – антенный коммутатор; 3 – антенна; 4 – приемник; 5 – двигатель; 6 – генератор опорных напряжений; 7 – усилитель; 8 – фазовый детектор

Рис. 12 Конструктивная схема ра­диолокационной ГСН:

1 – волновод; 2 – зеркало антенны; 3 – двигатель; 4 – карданный подвес

В импульсных ГСН (рис. 11) передатчик 1 через антенный коммутатор 2 по­сылает радиоимпульсы антенны 3, на которую поступает и отраженный от цели сигнал. На время приема антенный коммутатор перекрывает канал передатчика, так как его мощный сигнал может вывести из строя приемник, рассчитанный на относительно слабые отраженные сигналы. При захвате ГСН цели ось рефлек­тора антенны в общем случае не направлена на цель, т.е. появляется угол рас­согласо­вания. Привод антенны поворачивает ее так, чтобы ось рефлектора была посто­янно направлена на цель. Так как антенна подвешена на гиростабилизиро­ванной платформе (рис. 12), то система управления измеряет угол между осью корпуса ЛА и осью рефлектора или скорость изменения этого угла. В за­висимости от ме­тода наведения вырабатываются сигналы управления Uy (Uz), подаваемые на приводы рулей. Генератор опорных напряжений 6 (см. рис. 11) вращается от того же двигателя, что и рефлектор антенны, тем самым обеспе­чивается определенная помехозащищенность ГСН.

Координаторы непрерывного излучения работают на основе эффекта Доплера.

В ГСН полуактивного и пассивного типов отсутствуют передатчик и коммута­тор. При одних и тех же параметрах системы управления дальность действия по­луактивных ГСН может повышать дальность действия координаторов активного типа в несколько раз за счет того, что применяется мощная радиолокационная станция для облучения цели на командном пункте или носителе.

Основное достоинство радиолокационных координаторов – независимость ра­боты от погодных условий, недостаток – подверженность радиопомехам, созда­ваемыми противником.

Инфракрасные (тепловые) координаторы воспринимают энергию излучения в виде инфракрасных лучей (с длиной волны несколько микрон) от нагретых частей цели.

Основным элементом теплового координатора является инфракрасный детектор, действие которого основано на фотопроводимости в инфракрасных лучах (рис. 13.а). При облучении полупроводника 1 инфракрасными лучами 2 уменьшается его сопротивление, которое в начальный момент составляет свыше 10⁶ Ом, и в соответствии с интенсивностью облучения будет изменяться сила тока.

Рис. 13 Тепловой координатор

а – схема полупроводникового фотосопротивления; б – вариант модулирующего диска; 1 – полупро­водник; 2 – инфракрасные лучи; 3 – изображение цели; 4 – поле зрения координатора; I и II – внешний и внутренний пояса диска

Материал для фотосопротивления подбирается в зависимости от длины волны излучения цели. Так, сульфид свинца реагирует на излучение с l» 3 мкм, теллур свинца l» 4,5 мкм, селенит свинца – l»6 мкм, антимонид индия l» – 7,0 мкм, германий – l» 100 мкм. Для повышения чувствительности и расширения спектра длин волн эти материалы могут охлаждаться.

Особые требования предъявляются к обтекателям тепловых координаторов. Они должны быть сферической формы, обладать высокой прозрачностью по отношению к инфракрасным лучам и достаточной прочностью и теплостойко­стью. Обычно эти обтекатели изготавливают из кварца, кристаллической окиси магния, фторида бария.

Между фотосопротивлением и обтекателем устанавливаются моделирую­щие диски, позволяющие автоматически определять значение и знак отклоне­ния цели от оптической оси координатора, установленного на гиростабилизи­рованной платформе. На рис. 13.б показано устройство одного из вариантов моделирующего диска, на котором нанесены два пояса с различной прозрачно­стью, обеспечиваемой соответствующим сочетанием светлых и темных участ­ков. Между поясами расположена оптическая ось координатора. Диск враща­ется с постоянной скоростью электродвигателем. При попадании пятна изобра­жения цели 3 на пояс 1 поток излучения будет прерываться с частотой f ₁, соот­ветствующей числу прозрачных участков (цель находится выше оси координа­тора). Если пятно цели попадает на пояс II, то моделируется другая частота f ₂ (цель находится ниже оси координатора), при попадании пятна на разделяющее кольцо модуляция отсутствует (цель находится на оси координатора).

Таким образом, в соответствии с модулированным сигналом вырабатыва­ется команда, подаваемая на органы управления для осуществления заданного метода наведения. Описанное устройство диска – простейшее, так как обеспе­чивает распознавание только знака угла рассогласования. Для более Полной информации применяют комбинации из двух подобных дисков или с другой комбинацией прозрачных и непрозрачных участков.

Рис. 14 Устройство теплового ко­ординатора ЛА «Сайдуиндер»:

1 – обтекатель; 2 – фотосопро­тивление; 3 – зеркало; 4 – модули­рующие диски

На рис. 14 показано устройство оптического координатора ЛА «Сайдуиндер», имеющего угол обзора несколько градусов. Разрешающая способность тепловых координаторов очень высока. Так, при l =2 мкм координатор с зеркалом диамет­ром 7,5 см различает отдельные двигатели на самолете на расстоянии 8 км.

В тоже время «тепловые» координаторы могут применяться на ЛА преиму­ще­ственно при наведении их в заднюю полусферу целей и при хороших метео­усло­виях.

Лазерные координаторы цели по своему устройству аналогичны тепловым ко­ординаторам, но обладают большей избирательностью по цели в связи с малой расходимостью (0,3...0,4') луча лазера. На рис. 15 показана ЛПГС, артиллерий­ского управляемого снаряда.

Акустические координаторы работают на основе использования звукового контраста цели на окружающем фоне. Для определения угла рассогласования ме­жду осью координатора и целью используются два микрофона, расположенные на одинаковом расстоянии от оси. Если ось точно направлена на цель, то звуковые колебания от цели приходят одновременно и отсутствует сигнал управления. При некотором угле рассогласования имеет место разность прихода звуковых волн к микрофонам. Эти звуковые колебания усиливаются, поступают на фазовый де­тектор, в котором вырабатываются сигналы управления. Для измерения углов рассогласования в двух плоскостях на координаторе устанавливают две пары микрофонов.

Рис. 15 ЛПГС артиллерийского управляемого снаряда.

1 -каркас; 2 -основание карданного подвеса; 3 -катушка коррекции 4 -поводок; 5 -спирапьная пружина; 6 -обойма; 7 -электронный блок; 8 -поршень; 9 -возвратная пружина; 10 -шарик; 11 -шток; 12 -пиропатрон; 13 - основание; 14 -винт; 15- разъем; 16 -корпус; 17 -резьем; 18 -накидная гайка; 19 -корпус гироскопа, 20 - подшипник 184083; 21 -наружная рамка; 22 -ножевой контакт; 23 - подшипник 7000807, 24 -ФПУ; 25 - стекло; 26 - объектив; 27 - обтекатель; 28 - фильтр; 29 - внутренняя рамка; 30 -патрубок; 31 - прокладки; 32 - ротор.

5 БОРТОВЫЕ ЦИФРОВЫЕ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЕ КОМПЛЕКСЫ

Бортовые цифровые вычислительные комплексы (БЦВК) нашли широкое применение на ЛА в системах управления движением центра масс, в контуре ав­топилота для решения задач стабилизации полета, а также для контроля работо­способности различной аппаратуры, обработки научной информации и передачи ее на Землю. В состав БЦВК входят различные бортовые вычислительные ма­шины (БЦВМ).

При движении ЛА информация о параметрах полета (углах в пространстве, скорости, перегрузке, температуре и других величинах), получаемая от различных датчиков (гироскопов, акселерометров и др.), поступает в виде электрических сигналов на преобразователь «напряжение – код» и далее в виде кода в БЦВМ. Полученные в результате сравнения коды метода наведения с измеренными управляющими сигналами в БЦВМ преобразуются в напряжения, которые пода­ются на исполнительные устройства.

БЦВМ могут решать задачи управления с высокой точностью и быстротой (свыше 1 млн. операций в секунду), обладают сравнительно небольшой массой (10...25 кг) и работают от источников питания мощностью 50...200 Вт.

Контрольные вопросы

1. Принцип работы системы управления.

2. Схема гироскопа с тремя степенями свободы.

3. Принцип действия гироскопа с тремя степенями свободы.

4. Гироскопы для измерения угловых скоростей.

5. Принцип действия гироскопа для измерения угловой скорости.

6. Интегрирующий гироскоп.

7. Принципиальная схема интегратора.

8. Потенциометрический датчик.

9. Емкостной датчик.

10. Приборы для измерения высоты полета.

11. Датчики, работающие на эффекте Доплера.

12. Радиолокационные ГСН активного типа.

13. ГСН непрерывного излучения.

14. Инфракрасный тепловой координатор.

15. Обтекатели тепловых координаторов.

16. Лазерные и акустические координаторы.

17. Лазерная пассивная головка самонаведения.

Список литературы

1. Алифанов О.М., Панкратов Б.М., Хохулин В.С.. Летательные аппараты.- МАИ,1986 г., 264 стр..

2. Ракеты-носители. Под общей ред. Осипова С.О. – М.: Воениздат, 1981 г., 315стр..

3. Пенцак И.Н. Теория полета и конструкция баллистических ракет. - М.: Машиностроение, 1974 г., 343 стр..

4. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. – М.: Наука, 1979 г.,

494 стр..

Бельский В.Л., Власов И.П., Зайцев В.Н., Канн С.Н., Карножицкий В.П., Коц В.М., Липовский Д.Е.. Конструкция летательных аппаратов. – М.:Оборонгиз, 1963 г. 709 стр..