Исходные данные для прицеливания

СБОРНИК МЕТОДИЧЕСКИХ ДОКУМЕНТОВ

ПО КУРСУ 131

Тема № 18. «Системы прицеливания баллистических ракет»

Учебные и воспитательные цели:

1. Ознакомить с основными принципами прицеливания БР.

2. Изучить назначение и примерный состав систем прицеливания (СПр) базовых РК.

3. Изучить принцип работы СПр 15Ш53.

4.  Изучить работу СПр в режимах функционирования СУ.

    Время: 14 часов

    Место: класс

    Метод проведения: - лекция – 4 часа;

-  групповое занятие – 10 часов      

Материальное обеспечение:

-  графопроектор «Лектор 2000»,

-  слайды,

-  плакаты

Литература:

1. Г. А. Хлебников. Системы прицеливания. ВА им. Ф.Э. Дзержинского, М-1991 г.

2. Ю.Ф. Титов. Системы управления стратегических ракет. Учебное пособие. ВА им. Ф.Э. Дзержинского, М-1986 г.

3. Агрегат 15У168 ТО часть 1 МО СССР, 1988 г.

4. 15Ш53 ТО Издание первое, 1986 г.

Лекция

    Время: — 4 часа.

    Место проведения: — класс.

Содержание занятия

Ход занятия

I. ВВОДНАЯ ЧАСТЬ

– принять доклад дежурного по взводу;

– проверить наличие личного состава;

– проверить готовность взвода и материального обеспечения к занятию;

– объявить тему, цель занятия, учебные вопросы и порядок его проведения

II. ОСНОВНАЯ ЧАСТЬ

II. Вступление

Управление движением баллистических ракет производится на ос­новании информации о параметрах ее движения в выбранной системе отсчета. Такую информацию выдают командно-измерительные приборы, измеряя действительные значения параметров углового (углы танга­жа, рыскания и вращения) и линейного движения (составляющие ус­корения или скорости центра масс на определенные направления) и вырабатывая (в аналоговой или дискретной форме) сигналы, в соот­ветствии с которыми бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) формирует управляющие команды, подаваемые на исполнитель­ные органы ракеты. Последние воздействуют непосредственно на ра­кету, заставляя ее двигаться по требуемой для попадания в цель траектории.

В современных автономных системах управления ракет командно-измерительные приборы объединяются в единый комплекс командных приборов (ККП), реализуемый, как правило, на базе трех­осного гиростабилизатора (ТГС), на стабилизированной платформе которого размещаются измерители составляющих кажущегося ускоре­ния (кажущейся скорости) центра масс, например, маятниковые ак­селерометры или гироскопические интеграторы линейных ускорений. Параметры углового движения ракеты измеряются с помощью датчиков команд, установленных на осях подвеса стабилизированной платфор­мы ТГС.

Стабилизированная в инерциальном пространстве платформа ТТС физически моделирует в полете опорную, так называемую гироскопическую, систему координат, в которой и измеряются параметры движения ракеты. Гироскопическая система координат с точностью до малых уходов сохраняет заданное ей в момент старта угловое положение в инерциальном пространстве.

Перед стартом ракеты должна быть выполнена с требуемой точностью ориентация стабилизированной платформы относительно системы координат, определяющей взаимное положение на Земле точек старта и цели, например, путем приведения в заданное положение относительно плоскостей горизонта и меридиана. Процедура всех организационных и технических мероприятий по осуществлению требуемой ориентации стабилизированной платформы с установленными на ней измерителями, при которой обеспечивается прохождение траектории ракеты через заданную цель, осуществляется с помощью системы прицеливания, а процесс ориентации называют прицеливанием ра­кеты.

1 учебный вопрос

Принцип прицеливания БР.

Для понятия принципов прицеливания БР необходимо пояснить физическую сущность гироскопической системы координат.

Гироскопическая система координат. (слайд № 1 рис. 1) Для управления полетом на активном участке траектории на ее борту моделируют начальную стартовую систему координат. В автономных инерциальных системах управления ракет чаще всего используют физическое моделирование осей с помощью трехосного гиростабилизатора. Систему координат, моделируемую на борту движущейся ракеты, принято называть гироскопической системой координат.

Ее начало O'₁ (слайд № 1 рис. 1.а), совпадает с центром подвеса стабилизированной платформы (СП) трехосного гиростабилизатора, а оси O'₁Х, O'₁У и O'₁Z определенным образом расположены в теле СП, образуя правую прямоугольную тройку.

Названным осям гироскопической системы координат перед стартом придают вполне определенную ориентацию по отношению к осям стартовой системы координат, которую они и сохраняют в течение всего управляемого полета.

Оси гироскопической системы координат фиксируют на СП ТГС с осей чувствительности различных приборов: датчиков горизонта или вертикали (уровней или индикаторов отвесной линии), акселерометров, оптических элементов (зеркал или призм) и т.п. Так, на рис. 1.б показана в качестве примера фиксация осей гироскопической системы координат с помощью нормалей к граням правильной 72-гранной зеркальной призмы, которая расположена на СП так, что нормаль к нулевой грани У₀ фиксирует требуемое поло­ня оси O'₁Z, а нормаль к 18-й грани У₁₈ - требуемое положение O'₁Х, ось O'₁У при этом определяется однозначно. Очевидно, что при таком расположении плоскость нулевой грани является плоскостью УO'₁Х гироскопической системы координат.

Относительно осей гироскопической системы координат на СП ТГС располагают определенным способом измерители составляющих вектора кажущейся скорости (ускорения) движения центра ракеты (акселерометры) и гироскопы системы стабилизации платформы (гироблоки), а на осях подвеса СП - измерители углов вращения, рыскания и тангажа (датчики команд - ДК).

Для управления полетом на активном участке траектории измеряют в гироскопической системе координат параметры линейного и углового движения ракеты с помощью комплекса командных приборов (ККП), основу которого составляет ТГС, физически моделирующий систему координат. Общая задача попадания головной части (ее отдельных блоков) в цель решается в стартовой (начальной стартовой) системе координат на основе исходных геодезических данных о точках старта и цели. При этом часть необходимых для управления данных в виде полетного задания рассчитывается заблаговременно и вводится в запоминающее устройство системы управления, а другая часть вычисляется БЦВМ непосредственно при пуске ракеты или корректируется в полете. Таким образом задача управления включает в себя в том числе перевод в стартовую (начальную стартовую) систему координат параметров движения ракеты, измеренных в гироскопической системе координат. При этом ориентация гироскопической системы координат относительно стартовой системы координат должна быть известно. Комплексом всех задач по определению необходимых данных полетного задания, вводимых в аппаратуру системы управления, в том числе по взаимной ориентации систем координат и определяется в широком смысле содержание термина "прицеливание ракеты".

Качество решения задачи управления (точность попадания ракеты в цель) весьма существенно определяется точностью ориентации гироскопической системы координат относительно стартовой (начальной стартовой) системы координат. Поэтому в узком смысле под прицеливанием ракеты понимают совокуп­ность всех мероприятий и технических операций по приданию осям гироскопической системы координат требуемой ориентации относительно осей стартовой системы координат.

Так как оси чувствительности акселерометров однозначно выставлены по отношению к осям гироскопической системы координат, то благодаря прицеливанию им придается вполне определенная пространственная ориентация по отношению к плоскостям пуска и местного горизонта в точке старта.

Исходные данные для прицеливания

Исходными данными для прицеливания принято называть геодезические углы пуска А_О и базового направления А_бн.

Геодезический азимут пуска А_О оп­ределяется в процессе подготовки данных полетного задания и вводится в запоминающие устройства (ЗУ) наземной аппаратуры циф­рового вычислительного комплекса (НЦВК) пусковой установки на этапе ввода полетного задания. Как правило, запоминающие устрой­ства позволяют разместить в них несколько полетных заданий для данной ПУ. Поэтому в ЗУ хранятся несколько азимутов пусков А_О, что обеспечивает прицеливание ракет по нескольким целям без смены полет­ных заданий. При изменении подвижной ПУ места старта полетные задания и азимуты пусков А_О должны быть изменены (рассчитаны и введены заново) .

Геодезический азимут базового направления А_бн для современ­ных комплексов с ЦВМ определяется и рассчитывается с использова­нием визуальных, автоматических гирокомпасов или самоориентиру­ющихся гиростабилизаторов. Определение А_бн производится при при­ведении ПУ в готовность к боевому применению, при очередных рег­ламентах и может периодически повторяться при несении боевого дежурства.

Вычисленное значение геодезического азимута базового на­правления А_бн такие вводится в запоминающие устройства НЦВК пус­ковой установки.

В период предстартовых операций подготовки и пуска ракеты БЦВМ, на основании значений геодезических азимутов пуска А ₀ и базового направления А _бн, вычисляет угол прицеливания, который и используется для азимутального наведения СП ТГС.

Углом прицеливания aпр (слайд № 1 рис. 2)называется угол междубазовым направлением и направлением пуска (осью OX_C стартовой сист. коорд.), не превосходящий по модулю 180°. Углу прицеливания присваивается знак "+" (+aпр), если мысленное совмещение ба­зового направления с осью OX_C по кратчайшему пути происходит по ходу часовой стрелки (рис. 2.а,в), и присваивается знак "-" (-aпр) в противном случае (рис. 2.б).

Физически угол прицеливания означает, куда и насколько надо повернуть СП ТГС вокруг вертикальной оси подвеса из положения, при котором ее ось О'₁Х совпадает с базовым направлением, для осуществления азимутального наведения, т.е. для совмещения в го­ризонтальной плоскости одноименных осей О'₁Х, О'₁Z гироскопиче­ской и ОХс, 0Zc стартовой систем координат.

Алгоритм вычисления угла прицеливания вытекает из рассмотре­ния возможных случаев взаимного положения базового направления, направления пуска (оси 0X_С), а также северного направления ка­сательной к меридиану.

Способы фиксации базового направления.

В современных наземных системах начальной выставки для фиксации базового направления на пусковых установках широкое применение получили специальные фотоэлектрические устройства - коллимационные угломеры, или автоколлиматоры (АК). Такие устройства не только фиксируют базовое направление положением своей визирной оси, не только физически моделируют БН параллельным световым потоком, распространяемым вдоль визирной оси и позволяют измерить рассогласование между визирной осью АК и некоторым оптическим контрольным элементом, например многогранной призмы (МП). Принцип действия АК позволяет широко автоматизировать операции по управлению их работой в различных режимах.

Как уже отмечалось, конечной целью начальной выставки является придание СП ТГС требуемой ориентации перед стартом. С этой точки зрения трехосный стабилизатор ККП часто называют объектом прицеливания. От динамических качеств ТГС с системами регулирования существенно зависят точность, боеготовность и другие важные характеристики прицеливания. Кроме ТГС в прицеливании используется большое количество различных приборов и устройств, с помощью которых осуществляется контроль исходного положения ТПК с ракетой, фиксация базового направления, определение его геодезического азимута и т.д. Все эти приборы и устройства связаны между собой и ТГС как выполняемой задачей, так и каналами (линиями) обмена информацией.

Совокупность приборов и устройств прицеливания, объединенных в автоматизированную систему, большинство операций в которой выполняются автоматически по дистанционным командам, принято называть системой прицеливания.

Если большинство операций прицеливания выполняется вручную, с использованием визуальных наблюдений и измерений, то совокупность приборов и устройств, служащих для этого, составляет комплект приборов прицеливания.