Спосіб забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії зі стартової споруди з габаритними точками

Спосіб забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії зі стартової споруди з габаритними точками, який базується на визначенні параметрів лінійного зміщення центра мас і кутового відхилення ракети та задіюванні виконавчих органів системи керування ракети для парирування відхилень, який відрізняється тим, що після виходу ракети за межі габаритних точок стартової споруди обмежують дії виконавчих органів, які використовуються для обнуління кутових відхилень ракети у каналах тангажа і рискання, на величину до 10% для ракет важкого класу і до 80% для ракет легкого класу від максимально можливих. (19) (21) u200813537 (22) 24.11.2008 (24) 25.03.2009 (46) 25.03.2009, Бюл.№ 6, 2009 р. (72) ЗАЄРКО ВІКТОР ІВАНОВИЧ, UA, ІВАНОВ ЮРКО ЮРІЙОВИЧ, UA, МОКІН АНДРІЙ ОЛЕКСАНДРОВИЧ, UA, МОКІН ОЛЕКСАНДР ВАСИЛЬОВИЧ, UA, ФОМІШЕНКО ІГОР МИХАЙЛОВИЧ, UA, ЧЕСКІДОВ ЮРКО ВАСИЛЬОВИЧ, UA (73) ЗАЄРКО ВІКТОР ІВАНОВИЧ, UA, ІВАНОВ ЮРКО ЮРІЙОВИЧ, UA, МОКІН АНДРІЙ ОЛЕКСАНДРОВИЧ, UA, МОКІН ОЛЕКСАНДР ВАСИЛЬОВИЧ, UA, ФОМІШЕНКО ІГОР МИХАЙЛОВИЧ, UA, ЧЕСКІДОВ ЮРКО ВАСИЛЬОВИЧ, UA 3 Необхідно відмітити, що великі розміри сучасних ракет і легкість їх конструкції обумовлюють вигини і поперечні коливання корпусу ракети під час прикладання до ракети керуючих моментів. Якщо не узгодити частоти і форми пружних коливань ракети з динамічними характеристиками СК, то можливе підсилення коливань і руйнування ракети. Але задача ще більше ускладнюється наявністю у баках ракети палива, що витрачають, а також тим, що поряд з поперечними коливаннями корпусу ракети можуть виникати і поздовжні коливання, які викликаються змінним режимом роботи рушійної установки ракети. Для нейтралізації цих небезпечних явищ у паливні баки і магістралі ракети уводять демпфуючі пристрої, належним чином розташовують чутливі елементи СК по довжині корпусу ракети (з урахуванням форм його пружних ліній), а також вибирають оптимальне настроювання АС ракети. Отже уведення у цю оптимально врівноважену систему, на початковій ділянці траєкторії польоту ракети під час переходу СК на стабілізацію відносно центра мас, спеціального настроювання АС неможливе, тому що велика при цьому імовірність появи вище названих небезпечних явищ. Недоліком відомого способу є його невисокі експлуатаційні якості, тому що після виходу ракети за межи габаритних точок стартової споруди (ГТСС) на початковій ділянці польоту вона може досягнути критичного кута нахилу через збурення, що накопичилися. В основу корисної моделі поставлена задача створення удосконаленого способу забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії зі стартової споруди з габаритними точками, який би дозволяв забезпечити підвищення його експлуатаційних якостей шляхом уведення в нього нових елементів і технічних рішень, таких як: - після виходу ракети за межі габаритних точок стартової споруди обмежуються дії виконавчих органів, що дозволяє гарантовано забезпечити керованість ракети після переходу СК на алгоритм керування відносно центра мас; - обмежуються дії виконавчих органів, які використовуються для обнуління кутових відхилень ракети у каналах тангажу і рискання, що дозволяє пропорційно розподілити ефективність виконавчих органів ракети по усім каналам стабілізації, а також відпрацювати збурення параметрів руху ракети, які накопичилися під час керування ракетою відносно хвостової частини; - відхилення виконавчих органів, які використовуються для обнуління кутових відхилень ракети у каналах тангажу і рискання, обмежується на величину 10-80% від максимально можливих, що дозволяє пропорційно розподілити ефективність виконавчих органів ракети всередині кожного каналу стабілізації. Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому способі забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії зі стартової споруди з габаритними точками, який базується на визначенні параметрів лінійного зміщення центра мас і кутового відхилення ракети та задіювання виконавчих органів системи керування раке 40244 4 ти для парирування відхилень, в ньому після виходу ракети за межі габаритних точок стартової споруди обмежують дії виконавчих органів, які використовуються для обнуління кутових відхилень ракети у каналах тангажу і рискання, на величину до 10% для ракет важкого класу і до 80 % для ракет легкого класу від максимально можливих. Запропонований спосіб забезпечення старту ракети здійснюється наступним чином. У якості приклада розглядається моноблочна ракета за [патентом України №49669А, МПК B64G1/00, F42B15/00, 2002р.] Ракету транспортують і встановлюють у пускову систему стартової споруди заглибленого типу, яка має габаритні точки, що обмежують бічне зміщення максимально виступаючої точки хвостової частини. Габаритні точки можуть розміщуватися на різній висоті відносно максимально виступаючої точки хвостової частини, що визначається особливостями компоновочної схеми пускової системи. Для забезпечення безпечності старту ракети враховують, як правило, габаритну точку, яка має найбільшу висоту. Після проведення передстартової підготовки ракети запускають рушійну установку і, зареєстрував факт початку руху, вмикають АС і визначають параметри лінійного і кутового руху ракети, при цьому керування ракетою здійснюють відносно її хвостової частини. Після виходу ракети за межі габаритних точок пускової системи, які визначають інтегруванням бортовим обчислювальним комплексом вертикальної швидкості руху, АС перемикають на алгоритм стабілізації відносно центра мас. У цьому режимі кути відхилення керуючих органів ракети у площині тангажу (φ) і рискання (ψ) визначаються у традиційний спосіб і мають, наприклад для каналу рискання, наступний вигляд: . . . . d y = K y × D y + K y× D y - Kz × z - K z × z (1) де: Кі - коефіцієнти підсилення автомату стаæ ç è . .ö білізації по і-му збуренню ç y, y, z, z ÷ ; ÷ ø . Dy и D y - кутове відхилення і кутова швидкість ракети відповідно; . z и z - бічне зміщення і бічна швидкість ракети відповідно. При цьому до повного відпрацювання збурень параметрів руху ракети, що накопичилися під час керування ракетою відносно хвостової частини, обмежують відхилення виконавчих органів, яке використовують для обнуління кутових відхилень ракети у каналах тангажу і рискання на 10-80% від максимально можливого. При цьому, враховуючи найбільшу вагомість першого члену рівняння (1), на нього виділяють 10-80% потужності виконавчих органів у каналі тангажу (рискання), а потужність виконавчих органів у цьому каналі, що залишилася, перерозподіляють між наступними членами рівняння (1). Таким чином забезпечують гарантоване 5 відпрацювання не тільки кутового відхилення ракети, але і, що важливо, забезпечують гарантоване відпрацювання кутової швидкості збурень параметрів руху ракети. Необхідно зауважити, що коефіцієнти підсилення АС забезпечують його оптимальне настроювання, тобто є складовою частиною оптимально врівноваженої системи, про яку згадувалося вище. Таким чином, коефіцієнти підсилення автомату стабілізації є наперед заданими для кожної конкретної ракети, тому діапазон обмеження вихідного сигналу з АС на виконавчі органи ракети є широким. Необхідно зауважити, що величину обмеження відхилення виконавчих органів по тангажу і рисканню вибирають з урахуванням не тільки конкретних коефіцієнтів підсилення АС, але і з урахуванням гранично-припустимих кутів і кутових швидкостей відхилення ракети, граничноприпустимого бічного зміщення ракети, а також висоти закінчення початкової ділянки траєкторії руху ракети (висоти, на якій виконується розворот ракети по крену), тому що до цього моменту часу ракета повинна відпрацювати усі збурення параметрів руху, які накопичилися під час стабілізації ракети відносно хвостової частини. Треба зауважити, що найбільше завантаження виконавчих органів СК ракети під час відпрацювання збурень параметрів руху створюють збурення у каналах тангажу і рискання, а завантаження виконавчих органів під час відпрацювання збурень у каналі крену на три порядки менше, ніж під час відпрацювання у каналах тангажу і рискання. Це пов'язано з тим, що момент інерції ракети відносно поздовжньої осі приблизно у 1000 разів менше, ніж момент інерції відносно поперечних осей ракети. При даному способі забезпечення старту ракети на початковій ділянці траєкторії зі стартової споруди з габаритними точками значно підвищується надійність запуску ракети, тому що підвищується надійність старту ракети і виключається можливість аварійного запуску ракети за провиною обмежених можливостей СК під час відпрацювання збурень параметрів руху ракети, які накопичилися на попередніх етапах початкової ділянки траєкторії. Розглянемо, для обґрунтування діапазону обмеження ефективності потужності виконавчих органів, яка використовується для парирування кутових відхилень, застосування вище описаного способу. Для спрощення опису застосування і з урахуванням вище викладеного матеріалу, який стосується стабілізації ракети щодо крену, приймаємо для усіх нижче наведених випадків потрібній кут відхилення керуючих органів ракети для парирування збурень по крену: δкрен=0,5 градуса. Випадок 1. Для ракети легкого класу маємо систему рівнянь: . . . . ì ïd y = Ky × y + K y× y - Kz × z - K z× z; (1) ï . . . . í d = Kj × j + K j× j- Kz × y - K z× y; (2) j ï ï d ³ dy + dj + d (3 ) крен, î 40244 6 де: рівняння (1)- рівняння керування у каналі рискання; рівняння (2) - рівняння керування у каналі тангажу; рівняння (3) - критерій керованості ракети; у і ỳ - нормальні відхилення і швидкість ракети. Для ракет легкого класу маємо наступні середні значення: - коефіцієнтів підсилення автомату стабілізації – . Ky = 0,7 , K y = 0,6 c, . Kj = 0,7 , K j = 0,6 c , . Kz = 0,03 град м , K z = 0,03 град × с м ; - кутових відхилень – ψ=15°, φ=15°; кутових швидкостей . y 1,0 град с , = . = 10 град с ; j - бічного і нормального зміщення - z=5м, у=5м; - швидкості бічного і нормального зміщення – . . z = 0,3 м с , y = 0,3 м с ; - кут відхилення керуючих органів - δ=6°. Для ракет легкого класу обмежують ефективну потужність, яка іде на парирування кутових відхилень, на 80 % від максимально можливих, тобто перші члени рівнянь (1) і (2) множать на 0,2. ì dy = 0,7 × 15 × 0,2 + 0,6 × 1,0 - 0,03 × 5 - 0,03 × 0,3; (1) ï íd = 0,7 × 15 × 0,2 + 0,6 × 10 + 0,03 × 5 + 0,03 × 0,3; ( 2) , ï j î ì d y = 2,541; (1) ï íd = 2,859; ( 2) ï j î δ=6≥2,541+2,859+0,5; (3) δ=6≥5,9. (3) З наведеного розрахунку видно, що при граничних параметрах збурень ракети ефективність керуючих органів використовується оптимально і повністю. При обмеженні ефективної потужності, яка використовується для парирування кутових відхилень ракети більше ніж на 80%, отримуємо значне недовантаження керуючих органів, при цьому збільшується ділянка траєкторії, на якій ракета парирує кутові збурення, що недоцільно, тому що на цій ділянці ракета не може почати відпрацювання польоту. Випадок 2. Для ракет важкого класу маємо систему рівнянь, аналогічну системі для ракет легкого класу, а середні значення складових системи для ракет важкого класу наступні: . K y = 0,94; K y = 0,8; K j = 0,90; . K z = 0,01; K z = 0,01 j = 2,5; . j = 0,3; . K j = 0,8; . y = 3,2; y = 0,3; . . z = y = 15; z = y = 0,7; d = 6 Для ракет важкого класу обмежують ефективну потужність, яке іде на парирування кутових відхилень, на 10 % від максимально можливих, тобто перші члени рівнянь (1) і (2) множать на 0,9. ì d y = 0,94 × 3,2 × 0,9 + 0,8 × 0,3 - 0,01 × 15 - 0,01 × 0,7; (1) ï íd = 0,90 × 2,5 × 0,9 + 0,8 × 0,3 + 0,01 × 15 + 0,01 × 0,7; ( 2) ï j î 7 40244 ì d y = 2,790; (1) ï íd = 2,422; (2) ï j î δ=6≥2,790+2,422+0,5; (3) δ=6≥5,712. (3) З наведеного розрахунку видно, що при граничних параметрах збурень ракети ефективність керуючих органів використовується оптимально і повністю. При обмеженні ефективної потужності, яка використовується для парирування1 кутових відхилень ракети менше ніж на 10 %, втрачається керованість ракети (не дотримується критерій керованості (3)). Випадок 3. Для ракет середнього класу маємо систему рівнянь, аналогічну системам для ракет легкого і важкого класів, а середні значення складових системи для ракет середнього класу наступні: K y = 0,8; . K y = 0,6; . K z = 0,02; K z = 0,02 j = 5,0; . j = 0,7; . K j = 0,8; K j = 0,6; y = 6,5; y = 0,7; . . . z = y = 10; z = y = 0,5; d = 6 Комп’ютерна верстка Н. Лисенко 8 Для ракет середнього класу обмежують ефективну потужність, яка іде на парирування кутових відхилень, на 50% від максимально можливих, тобто перші члени рівнянь (1) і (2) множать на 0,5. ì ïdy = 0,8 × 6,5 × 0,5 + 0,6 × 0,7 - 0,02 × 10 - 0,02 × 0,5; (1) íd = 0,8 × 5,0 × 0,5 + 0,6 × 0,7 + 0,02 × 10 + 0,02 × 0,5; ( 2) ï j î ì ï d y = 2,81; (1) í ïd j = 2,63; ( 2) î δ=6≥2,81+2,63+0,5; (3) δ=6≥5,94. (3) З наведеного розрахунку витікає, що оптимально і повністю використовується ефективна потужність керуючих органів при граничних значеннях збурень параметрів руху ракети. Використання запропонованого способу забезпечення старту ракети гарантує керованість ракети і відпрацювання збурень параметрів руху на початковій ділянці траєкторії, при цьому оптимальне завантаження виконавчих органів ракети і мінімальна початкова ділянка траєкторії, що відбивається на енергетичних характеристиках ракети. Підписне Тираж 28 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601