Спосіб і пристрій керування орієнтованою ракетою за допомогою приводу, що стежить за орієнтацією траєкторії

1. Спосіб керування орієнтованою ракетою за допомогою приводу, що стежить за орієнтацією траєкторії, чутливої до впливу зовнішніх збурень, який полягає в тому, що щонайменше для тангажа (для горизонтальної осі) попередньо визначають правило керування, що містить поправковий член першого порядку, перехідний член, що містить характеристичні параметри ракети і зовнішніх збурень (А6, К1), коефіцієнт (Кр) посилення орієнтації і коефіцієнт (Кv) посилення швидкості орієнтації, попередньо визначають корелюючі зв'язки між коефіцієнтом посилення швидкості орієнтації і параметрами поправкового члена в залежності від коефіцієнта посилення орієнтації, параметрів перехідного члена ракети і двох членів, що являють собою задані значення швидкості ( wn ) і загасання ( z ), щонайменше для однієї фази польоту ракети визначають значення параметрів перехідного члена і вибирають коефіцієнт посилення орієнтації і членів швидкості і загасання, по яких виводять параметри поправкового члена і коефіцієнта посилення швидкості, і для приводу застосовують правило керування зацими значеннями параметрів. що ко2. Спосіб з п. 1, який відрізняється тим, реляційні правила визначають на основі обмеженого розгортання рівняння замкненого контуру, утвореного ракетою і її приводом. 2 (19) 1 3 82858 4 му перехідний член містить характеристичні параметри ракети і зовнішніх збурень, коефіцієнт поси лення орієнтації і коефіцієнт посилення швидкості орієнтації. Даний винахід стосується способу і пристрою керування ракетою, що приводиться в рух, забезпеченою засобами керування орієнтацією, зокрема, ракетою-носієм з орієнтованими соплами. При керуванні польотом ракети-носія розрізнюють наведення і керування. Узагальнено можна сказати, що - система наведення видає команди, що дозволяють виконати задачу (задані значення орієнтації). Ці команди дозволяють визначити рух центра ваги ракета • носія, щоб вона досягла заздалегідь визначеної мети (як правило, проміжна орбіта), - система керування виконує команди, що надходять від системи наведення, стабілізуючи рух ракети-носія навколо її центра ваги і враховуючи зміни у зовнішньому навколишньому середовищі (збурення, такі як вітер, пориви вітру і т.д.) і у внутрішньому середовищі (розкид і погрішності в параметрах ракети-носія і т.д.). Два попередніх положення можна уточнити таким чином. На основі відомих місця знаходження цілі і поточного положення ракети-носія, що вимірюється інерційними датчиками, система наведення розраховує траєкторію, якій повинна відповідати відмітка заданого значення орієнтації ракети-носія (її початок встановлюють на центрі ваги ракети-носія, а одна з її осей є напрямом, з яким повинна збігатись вісь ракети; інерційні вимірювання ракетиносія визначають орієнтацію ракети-носія, визначену відносно нерухомого орієнтира на землі в системі координат, що вважається галілеєвою). Коли на ракету-носій не діють ніякі збурення, контур керування відгукується вмить, вісь ракети збігається з однієї з осей заданої системи координат. Система керування є контуром автоматичного регулювання, першою задачею якого є стабілізація рухів ракети-носія навколо її центра ваги (поняття стійкості), як правило, шляхом регулювання напряму реактивної тяги. З іншого боку, система керування в міру можливості реалізовує задане значення орієнтації, що надходить від системи наведення (система керування є автоматичною «виконавчою» системою), і забезпечує певний імунітет ракети-носія по відношенню до діючих на неї збурень (система керування є контуром регулювання). Для цього функціональний блок керування на основі інерційних вимірювань орієнтації (тих же, що використовує система наведення) визначає найбільш прийнятний напрям реактивної тяги. Таке збурення, як вітер, є перешкодою для польоту ракети-носія, створюючи рух навколо її центра ваги. Насправді, вітер створює також загальний рух ракети-носія (поступальний рух або знос). Оскільки система наведення враховує поточне положення ракети-носія (за допомогою інер ційних вимірювань) для вироблення нової траєкторії аж до кінцевої точки, то не буде помилкою розглядати тільки рух навколо центра ваги для вироблення даних, призначених для ефективної роботи функціонального блока керування. Функція керування повинна враховувати деякі особливості, зокрема, те, що по своїй суті ракетаносій не є стаціонарною системою. її фізичні характеристики (положення центра ваги, маса, інерція) і аеродинамічні характеристики змінюються в залежності від польоту. З функцією керування взаємопов'язані перехідні фази, серед яких такі, як відділення ступеня, наявність зовнішніх збурень (вітер) і внутрішніх збурень (наприклад, зміщення напряму реактивної тяги). Нарешті, як і в будь-якій фізичній системі, на параметри ракети-носія впливають погрішності. Функцію керування встановлюють на основі польотного завдання суворо з урахуванням вказаних ви ще елементів. Звичайно це польотне завдання включає в себе: - стабілізацію ракети-носія; - вирівнювання ракети-носія і мінімізацію кута атаки а в фазі польоту в шарах атмосфери (фіг.1); - слідування заданому значенню орієнтації, що виробляється системою наведення; - усунення наслідків зовнішніх і внутрішні х збурень; - врахування характеристик серворуля. Як правило, алгоритм керування вводиться у вигляді рекурентних рівнянь (повторно) в цифрову обчислювальну машину. На основі інформації, що надходить від датчиків (орієнтація, швидкість орієнтації, прискорення) і навігаційних приладів, алгоритм наведення розраховує задані значення орієнтації, які реалізовує контур керування і які, таким чином, використовуються в алгоритмі керування. Звичайно правила керування формують на основі припущення про можливість роз'єднання осей тангажа (горизонтальна вісь), рискання (вертикальна вісь) і крену (подовжня вісь). Це припущення дозволяє синтезувати (сформулювати) правило з використанням одноосної моделі, дійсної для малих кутів. Ефект об'єднання трьох правил (по "одному для кожної осі) згодом перевіряється триосним моделюванням. На фіг.2 показана одноосна функціональна схема керування. Алгоритм керування розглядається як «чорний ящик», що містить інформацію, яка надходить від датчиків ракети-носія (інерційний блок для вимірювання орієнтації і гірометр для вимірювання швидкості орієнтації), і визначає команду для одноосного приводу, в цьому випадку сопла. Одноосна схема передбачає, що рух ракетиносія є рухом в площині. З іншого боку, положення приводу регулюється автоматично. Він приймає положення, яке відповідає заданому значенню регулювання сопла, що виражається в подовженні. 5 82858 Попередній рівень техніки Основною складністю, з якою стикається розробник системи керування, є використання фізичних умов, яким повинно задовольняти правило керування для визначення математичного критерію, який потім може бути оптимізований. Для такого використання необхідно відійти від фізичної суті умов, щоб знайти адекватний математичний вираз. Наприклад, стійкість (з фізичної точки зору) виражається як загасання часового відгуку контуру керування, на який діє збурення або подається команда. З математичної точки зору можна також сказати, що мірг стійкості (якість загасання) пов'язана з коефіцієнтом перенапруження контуру керування (резонанс контуру керування на даній частоті). Чіткий зв'язок між загасанням і коефіцієнтом перенапруження існує тільки, в так званих, академічних системах (системах другого порядку). Незважаючи на ці обмеження, в сучасних розробках правил керування використовують швидше поняття перенапруження, ніж поняття загасання, щоб враховувати проблему стійкості, оскільки це поняття перенапруження найбільш відповідає критеріям, виробленим на основі мінімізації математичної норми. Оскільки зв'язок між перенапруженням і загасанням не є прямим, то загасання визначають тільки згодом шляхом моделювання за часом. У відомих правилах керування використовують наступні алгоритми синтезу: - метод LQG (А4, М45, А5); - метод Н¥ (А5). У кожному алгоритмі використовуються параметри синтезу, що дозволяють оптимізувати правило, щоб воно відповідало вимогам і умовам, необхідним для керування (стійкість, ефективність вирівнювання, надійність стійкості і роботи). Вказані методи синтезу призначені для узагальнення різних задач з використанням поняття стандартної системи. Більшість задач аналізу, а також синтезу керування можуть бути записані у вигляді однієї і тієї ж стандартної схеми, за допомогою якої можна формулювати умови у вигляді математичного критерію, який намагається мінімізувати (норма H2 або Н¥). Таким чином, поняття стандартної проблеми має величезне значення для узагальнення задач у вигляді єдиного математичного критерію. Однак таке узагальнення відбувається за рахунок відходу від фізичного значення, яке буде мати результуючий критерій. З іншого боку, приведення до стандартної форми, як правило, приводить до ускладнення алгоритму. Оскільки параметри стандарту не обов'язково підходять для розв'язання поставленої проблеми, то доводиться допускати додаткові міри свободи (звідки відбувається збільшення порядку) для правильного ретранскрибування поставлених задач. Новітні методи, що використовуються в цей час, роблять незаперечний внесок в аналіз і синтез задач керування. З іншого боку, критерій, що отримується в результаті, на основі якого здійснюють синтез задач керування, приводить до за 6 стосування методу «проб і помилок» для знаходження задовільного результату. Рішення, отримані за допомогою цих алгоритмів, не дозволяють досягти взаємозв'язку між поведінкою по частоті і поведінкою у часі інакше, як шляхом моделювання, зокрема, високого рівня перенапруження замкненого контуру, корельованого із задовільним загасанням. Таким чином, оптимальне правило можна отримати тільки шляхом послідовних ітерацій «синтез-моделюванняперевірка». Технічною задачею даного винаходу є створення способу і пристрою орієнтованою ракетою за допомогою слідкуваючого приводу по відношенню до траєкторії, схильної до впливу зовнішніх збурень, в яких використовують алгоритм керування, параметри якого можуть корелюватися з фізичними умовами, що задаються для керування. Поставлена задача вирішена шляхом * створення способу керування орієнтованою ракетою за допомогою приводу, що стежить за орієнтацією WO траєкторії, схильної до впливу зовнішніх збурень, вказаний спосіб полягає в тому, що щонайменше для тангажа (горизонтальна вісь) заздалегідь визначають правило керування, що містить поправковий член першого порядку, перехідний член, що містить характеристичні параметри ракети і зовнішніх збурень, коефіцієнт посилення орієнтації і коефіцієнт посилення швидкості орієнтації, заздалегідь визначають корелюючі зв'язки між коефіцієнтом посилення швидкості орієнтації і параметрами поправкового члена в залежності від коефіцієнта посилення орієнтації, параметрів перехідного члена ракети і двох членів, що являють собою задані значення швидкості і загасання контуру керування, щонайменше для однієї фази польоту визначають значення параметрів перехідного члена ракети і вибирають коефіцієнт посилення орієнтації і членів швидкості і загасання, з яких виводять параметри поправкового члена і коефіцієнт посилення швидкості, і для приводу використовують правило керування з цими значеннями параметрів. Згідно з винаходом запропонований також пристрій керування, призначений для реалізації описаного вище способу, що містить вхід, для прийому щонайменше одного вимірювання орієнтації тангажа, вихід, призначений для передачі команди на привід, щонайменше один контур автоматичного регулювання тангажа, підключений між входом і виходом і утримуючий коректувальний фільтр першого порядку, при цьому перехідний член містить характеристичні параметри ракети і зовнішніх збурень, коефіцієнт посилення орієнтації і коефіцієнт посилення швидкості орієнтації. Можна зазначити, що так простий вибір правила керування йде врозріз з сучасним аналізом, що використовується фахівцями в даній галузі техніки, згідно з яким простий алгоритм, тобто такий, що містить невелике число параметрів, мало підходить для нормального керування. Проте, всупереч очікуванням, такий простий вибір правила керування дозволить сформулювати правила, що дозволяють, з деяким спрощенням, наприклад, 7 82858 шляхом обмеженого розгортання замкненого контуру, корелювати параметри правила з фізичними параметрами, такими як загасання (значить, стійкість) і швидкість автоматичного регулювання (значить, ефективність у часі), коефіцієнтом посилення орієнтації навколо осі, що розглядається, а також з фізичними параметрами моделювання. Короткий опис креслень Надалі відмітні ознаки і переваги даного винаходу пояснюються описом переважного варіанту втілення з посиланнями на супроводжуючі креслення, на яких: фіг.1 зображає класичну схему впливів на ракету, на яку діє динамічний тиск; фіг.2 - відому схему одноосної системи керування; фіг.3 - відому схему, що визначає різні кути для даних осей; фіг.4 - схему ар хітектури аналітичного правила керування, що використовується для даної осі згідно з винаходом; фіг.5 - варіант схеми архітектури для випадку, коли кутова швидкість навколо осі, що розглядається, не виміряна, згідно з винаходом; фіг.6 - криву, корелюючу коефіцієнт посилення і фазу розімкненого контуру в номінальному випадку і в так званих випадках НЧ і ВЧ, згідно з винаходом; фіг.7 і 8 - криві, що показують реагування ракети по орієнтації, регулюванню сопла і кута атаки замкненого контуру керування для НЧ (A6mn, K1max) і ВЧ (А6m ах, К1 min), згідно з винаходом. Докладний опис переважних варіантів втілення винаходу Відповідно до даного винаходу використовують необхідний (в значенні складності) алгоритм керування для забезпечення керування ракетою. Алгоритм оснований на родовій структурі, параметри якої розраховують суворо в залежності від параметрів відповідної ракети і необхідних характеристик керування (відстеження траєкторії, мінімізація кута атаки, проміжні фази і т.д.). Правило чітко враховує погрішності параметрів ракети і запізнювання глобалізованого ланцюга (запізнювання, зумовлене динамікою приводу + запізнювання датчиків + запізнювання по причині дискретизації). Це правило застосовне для нестаціонарних систем (зміна параметрів ракети-носія). Нестаціонарне правило отримують швидко, оскільки його параметри є формальними. Внаслідок родової структури не виникає проблем, пов'язаних з інтерполяційними прийомами, що широко використовуються в системах керування ракетами-носіями. Незаперечною перевагою цього методу є те, що параметри синтезу є фізичними параметрами вищого рівня (загасання замкненого контуру, смуга пропущення). Відоме приведення до цих параметрів відповідної фізичної величини і відповідної задачі. Таким чином, регулювання здійснюють безпосередньо на основі фізичних умов, що встановлюються розробником. Це витікає з нижченаведених пояснень, які, для більшої простоти, обмежуються керуванням жорстким режимом польоту ракети. Можлива при 8 сутність гнучких режимів може бути врахована при виборі «обережної політики», тобто, уникаючи збудження гнучких режимів за допомогою контурного посилення правила керування (наприклад, шляхом додання фільтра-атенюатора). Розробка правила керування вимагає використання моделі ракети-носія, яка називається моделлю синтезу. Некоректована динаміка розімкненого контур у може бути представлена двома об'єднаними рівняннями, що описують рухи при орієнтації і зносі ракети-носія (фіг.3). Розробка правила керування вимагає вибору відповідної моделі ракети-носія, яка називається моделлю синтезу. Некоректована динаміка розімкненого контур у може бути представлена, з посиланнями на величини, визначені на фіг.3, у вигляді двох об'єднаних рівнянь, що описують рух орієнтації і зносу ракети. Передусім, якщо обмежитися малими кутами, момент для тангажа може бути визначений рівняннями (1), приведеними в Додатку, тоді як сили, діючі поперечно відносно осі швидкості повітря, можуть бути визначені за допомогою рівнянь (2). Крім того, різні кути (фіг.3) пов'язані рівнянням (3), яке після диференціювання за часом дає рівняння (4). Після виключення у в рівняннях (2) і (4) отримують систему рівнянь (5), де s є змінною Лапласа. Якщо передбачити, що члени, ідентифіковані в умові (C), є малими для значень, що містяться в смузі пропускання контуру керування, то до виразу (5) можна прийти через вираз (6). Цей вираз показує, що система є системою другого порядку з динамікою першого порядку, нестійкою при пульсації А 6 . Система рівнянь (6) являє собою модель синтезу, на основі якої будуть вироблені основи аналітичного синтезу. Звідси витікає, що перехід команди, тобто перехід між контрольованою змінною (q), і командою (регулювання сопла b) виражається членом K1/(s 2– A6). Поведінка серворуля і вимірювального ланцюга може бути змодельована за допомогою загального чистого запізнювання t ланцюга послідовно з переходом команди, звідки отримують вираз (7), де G' з точки зору автоматики є математичним виразом фізичної системи, яку необхідно втілити в контур. Чисте запізнювання в згаданому виразі отримане шляхом апроксимації PADE першого порядку. Включення в контур здійснюють таким чином, щоб відповідний замкнений контур відповідав вимогам стійкості і ефективності. Приклади родової архітектури аналітичного правила керування На фіг.4 показана родова архітектура аналітичного правила керування. Вона представлена з припущенням того, що вимірювання орієнтації, а також швидкості орієнтації є доступними, але, як буде показано нижче, це припущення не є обмеженням методу. 9 82858 У цій архітектурі запізнювання т об'єднує запізнювання ланцюга, запізнювання внаслідок дискретизації-блокування, а також запізнювання, еквівалентне фазовому відставанню руля. Це запізнювання може також включати в себ-ї відставання по фазі фільтра, призначеного для локальної атенюації контурного посилення правила керування, щоб забезпечити надійність посилення в гнучкому режимі ракети-носія. У прямий ланцюг s+w1/s+w2 вводять поправковий член першого порядку і коефіцієнт посилення швидкості орієнтації (Kv) і коефіцієнт посилення орієнтації (Kp). У цьому випадку порядок правила керування дорівнює 1. Проводять оцінку першої динаміки способу в замкненому контурі для його фіксування на моделі другого порядку параметрів (z, wn). Цей прийом дозволяє акуратно сконденсувати компроміс ефективність-стійкість. Загасання забезпечує певну міру стійкості, тоді як wn (швидкість автоматичного регулювання) породжує ефективність у часі. Таким чином, параметри ((z, wn) являють собою регулювальні параметри «вищого рівня». Після цього здійснюють обмежене розгортання замкненого контуру до третього порядку. Отримують систему трьох рівнянь, на основі яких виводять три з чотирьох регулювальних параметрів правила керування (K, w1, w2) в залежності від (Kp, z, wn) за допомогою рівнянь (8). Щоб не захаращувати виклад, попередні рішення були сформульовані без урахування загального запізнювання контуру t. При його наявності ці рішення стають набагато більш складними. Проте, рішення завжди є і можуть бути легко інтегровані в комп'ютерну програму синтезу правила. При цьому можна сформулювати наступні зауваження: полюс поправкового члена прямого ланцюга є нестабільним (w2