Способ управления рулевым приводом управляемой ракеты Российский патент 2024 года по МПК F42B15/01 F42B10/60 

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в ракетах с широким диапазоном скоростей и высот полета в качестве системы пропорционального управления рулевым приводом с линеаризацией релейного элемента собственными гармоническими колебаниями (автоколебаниями).

Известен способ управления рулевым приводом управляемой ракеты, описанный в патенте на изобретение РФ №2630462 и выбранный нами в качестве прототипа. Данный способ включает в себя формирование сигнала, пропорционального углу поворота рулей и получении гармонического сигнала ошибки в виде разности сигнала отклонения рулей и сигнала, заданного системой управления ракетой, подаче сигнала ошибки через релейный элемент в привод с образованием собственных линеаризующих гармонических колебаний привода (автоколебаний) в замкнутом контуре управления приводом.

Описанный способ управления основан на измерении угла и скорости поворота рулей, получении сигнала ошибки в виде разности сигнала отклонения рулей и сигнала, заданного системой управления ракетой, пропускании сигнала ошибки через блок переменного коэффициента, на управляющий вход которого после последовательного выделения абсолютного значения и постоянной составляющей подают линеаризованный сигнал, пропорциональный скорости перемещения рулей, а значение коэффициента блока переменного коэффициента изменяют в зависимости от линеаризованного сигнала скорости перемещения рулей из условия обеспечения постоянных значений запасов устойчивости контура управления привода по фазе и амплитуде на всей траектории полета ракеты, при этом формирование вынужденных колебаний в контуре управления приводаосуществляют преобразованием прямоугольного импульсного сигнала на выходе релейного элемента в треугольный и суммированием их разностного сигнала с выходным сигналом блока переменного коэффициента

В данном способе управления рулевым приводом ракеты запасы по амплитуде и фазе выбирают для режима характеризующегося максимальной скоростью полета ракеты. Для обеспечения запасов по фазе и амплитуде во всем диапазоне изменения скорости пролета ракеты используется блок переменного коэффициента, параметры которого определяются исходя из определенной на этапе проектирования зависимости коэффициента передачи рулевого привода от скорости перемещения рулей. Данная зависимость имеет вид гиперболы и будучи определенной единожды определяет закономерность изменения коэффициента передачи в зависимости от сигнала, поступающего на управляющий вход блока переменного коэффициента.

Недостатком этого способа является то, что система обеспечивает заданные характеристики при достаточно близком соответствии характеристик реального изделия характеристикам, закладываемым при проектировании. Однако, при расхождении ряда параметров в рамках допусков, а также при поступлении в систему внешних возмущающих сигналов появляется возможность формирования в контуре колебаний с частотой, превышающей максимально возможную частоту работы электромагнита, что может приводить к выходу из предельного цикла, образуемого внутренним генератором и переходу системы в автоколебательный режим работы.

Задача заявляемого технического решения повышение динамических характеристик рулевого привода при реализации пропорционального управления с использованием линеаризации собственными гармоническими колебаниями привода (автоколебаниями), в широком диапазоне изменения скоростей и высот полета за счет осуществления опережающих переключений релейного элемента на основе анализа гармонического сигнала ошибки.

Поставленная задача решается способом управления рулевым приводом управляемой ракеты, основанным на формировании сигнала, пропорционального углу поворота рулей и получении гармонического сигнала ошибки в виде разности сигнала отклонения рулей и сигнала, заданного системой управления ракетой, подаче сигнала ошибки через релейный элемент в привод с образованием собственных линеаризующих гармонических колебаний привода (автоколебаний) в замкнутом контуре управления приводом, при этом, новым является то, что в нечетных четвертях периода колебаний линеаризующего сигнала ошибки перед релейным элементом определяют максимальное значение ошибки и временной интервал четверти периода, вычисляют среднюю скорость, сохраняют значение величины абсолютного значения максимальной ошибки и абсолютное значение средней скорости в течение четных четвертей периода и сбрасывают их при окончании периода, при этом, посредством изменения сигнала ошибки, поступающего на релейный элемент, осуществляют, за время прохождения четных четвертей периода, два опережающих переключения релейного элемента.

При этом среднюю скорость вычисляют согласно формуле:

где: Ω_Δmax - значение максимума средней скорости нарастания ошибки на половине периода,

К_ус - коэффициент усреднения,

Δ_max - значение максимума ошибки на половине периода,

t - время, прошедшее с момента пересечения сигналом ошибки нулевого уровня, с.

Первое переключение релейного элемента осуществляют при выполнении условия, описываемого формулой:

где: Δ - значение сигнала ошибки,

Δ₁ - значение уровня первого переключения,

К_1п - коэффициент первого переключения, заранее определенный из параметров работы автоколебательного контура управления,

Ω_max - значение максимума средней скорости нарастания ошибки на половине периода,

Δ_огр - значение ограничения уровня начала первого опережающего переключения, меньшее максимума ошибки на половине периода, определяемое при настройке контура управления.

А второе переключение осуществляют при выполнении условия:

где: Δ - значение сигнала ошибки,

Δ₁ - значение уровня первого переключения,

К_2п - коэффициент второго переключения, заранее определенный из характеристик управляющего электромагнита распределителя.

Данный способ реализуется при помощи блока формирования опережающих переключении, встраиваемого в контур управления, состоящий из входного сумматора, прямой вход которого соединен с выходом системы управления ракетой, релейный элемент, выход которого соединен со входом привода, датчик отклонения рулей, выход которого соединен с инверсным входом входного сумматора, после входного сумматора перед релейным элементом..

Данный способ реализуется следующим образом. В блоке формирования опережающих переключений максимум средней скорости нарастания ошибки вычисляется по формуле:

где: Ω_Δmax - значение максимума средней скорости нарастания ошибки на половине периода;

К_ус - коэффициент усреднения;

Δ_max - значение максимума ошибки на половине периода;

t - время, прошедшее с момента пересечения сигналом ошибки нулевого уровня,

После чего, вычисленное значение средней скорости ошибки (Ω_Δmax) и абсолютное значение максимума ошибки (Δ_max) сохраняется в памяти устройства в соответствующих ячейках данных.

В четных четвертях периода, определяются моменты первого и второго переключений исходя из условия, что максимум уровня первого переключения ограничен сверху величиной Δ_огр меньшей величины максимальной ошибки. Команда на первое переключение релейного элемента формируется на выходе блока формирования опережающих переключений происходит при пересечении сигналом ошибки уровня Δ₁.

где: Δ₁ - значение уровня первого переключения;

К_1п - коэффициент первого переключения, заранее определенный из параметров работы автоколебательного контура управления;

Ω_Δmax - значение максимума средней скорости нарастания ошибки на половине периода;

Δ_огр - значение ограничения уровня начала первого опережающего переключения, меньшее максимума ошибки на половине периода, определяемое при настройке контура управления.

Коэффициент первого переключения определяется заранее на этапе моделирования контура управления и может быть определен как:

где f_amin - частота автоколебаний, возникающих в контуре без корректирующего устройства при минимальной скорости полета изделия.

Команда на второе переключение релейного элемента происходит при пересечении сигнала ошибки уровня Δ₂, рассчитываемого как произведение Δ₁ и коэффициента К_2п, определенного временем срабатывания электромагнита распределительного устройства.

После этого момента времени и до следующего опережающего переключения в последующей четной четверти периода, выходом блока формирования опережающих переключений будет являться сигнал ошибки.

При использовании предлагаемого способа управления, частоты автоколебаний в контуре рулевого привода в 3-3,5 раза больше чем в контуре без корректирующего устройства, при этом амплитуда колебаний уменьшается в 1,4-1,6 раза. Это приводит к повышению динамических характеристик рулевого привода при реализации пропорционального управления с использованием линеаризации собственными гармоническими колебаниями привода (автоколебаниями), в широком диапазоне изменения скоростей и высот полета.

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано в ракетах с широким диапазоном скоростей и высот полета в качестве системы пропорционального управления рулевым приводом с линеаризацией релейного элемента собственными гармоническими колебаниями. В нечетных четвертях периода колебаний линеаризующего сигнала ошибки перед релейным элементом определяют максимальное значение ошибки и временной интервал четверти периода, вычисляют среднюю скорость, сохраняют значение величины абсолютного значения максимальной ошибки и абсолютное значение средней скорости в течение четных четвертей периода и сбрасывают их при окончании периода. Посредством изменения сигнала ошибки, поступающего на релейный элемент, осуществляют, за время прохождения четных четвертей периода, два опережающих переключения релейного элемента. Технический результат заключается в повышении динамических характеристик рулевого привода в широком диапазоне изменения скоростей и высот полета за счет осуществления опережающих переключений релейного элемента, позволяющих снизить амплитуду и увеличить частоту автоколебаний, при обеспечении в контуре управления постоянных запасов по фазе и амплитуде на всем диапазоне изменения скоростей и высот полета. 3 з.п. ф-лы.

1. Способ управления рулевым приводом управляемой ракеты, основанный на формировании сигнала, пропорционального углу поворота рулей, и получении гармонического сигнала ошибки в виде разности сигнала отклонения рулей и сигнала, заданного системой управления ракетой, подаче сигнала ошибки через релейный элемент в привод с образованием собственных линеаризующих гармонических колебаний привода (автоколебаний) в замкнутом контуре управления приводом, отличающийся тем, что в нечетных четвертях периода колебаний линеаризующего сигнала ошибки перед релейным элементом определяют максимальное значение ошибки и временной интервал четверти периода, вычисляют среднюю скорость, сохраняют значение величины абсолютного значения максимальной ошибки и абсолютное значение средней скорости в течение четных четвертей периода и сбрасывают их при окончании периода, при этом посредством изменения сигнала ошибки, поступающего на релейный элемент, осуществляют, за время прохождения четных четвертей периода, два опережающих переключения релейного элемента.

2. Способ управления рулевым приводом управляемой ракеты, выполненный по п. 1, отличающийся тем, что среднюю скорость вычисляют согласно формуле:

где: Ω_Δmax - значение максимума средней скорости нарастания ошибки на половине периода,

К_ус - коэффициент усреднения,

Δ_max - значение максимума ошибки на половине периода,

t - время, прошедшее с момента пересечения сигналом ошибки нулевого уровня, с.

3. Способ управления рулевым приводом управляемой ракеты, выполненный по пп. 1, 2, отличающийся тем, что первое переключение релейного элемента осуществляют при выполнении условия, описываемого формулой:

где: Δ - значение сигнала ошибки,

Δ₁ - значение уровня первого переключения,

К_1П - коэффициент первого переключения, заранее определенный из параметров работы автоколебательного контура управления,

Ω_Δmax - значение максимума средней скорости нарастания ошибки на половине периода,

Δ_огр - значение ограничения уровня начала первого опережающего переключения, меньшее максимума ошибки на половине периода, определяемое при настройке контура управления.

4. Способ управления рулевым приводом управляемой ракеты, выполненный по пп. 1-3, отличающийся тем, что второе переключение осуществляют при выполнении условия:

где: Δ - значение сигнала ошибки,

Δ₁ - значение уровня первого переключения,

К_2П - коэффициент второго переключения, заранее определенный из характеристик управляющего электромагнита распределителя.