Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

Р а з д е л 8

СИСТЕМЫ РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

Глава 8.1

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

8.1.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Эффективность осуществления косми ческих проектов и космической деятельно сти в современном мире в значительной сте пени определяется достигнутым и совершен ством и надежностью используемых средств выведения (СВ) разнообразных космических объектов.

Космические ракеты (КР) и РБ являются доминирующей компонентой целевого ракет4 но4космического комплекса (РКК). В состав РКК входят КР, стартовое сооружение (СС) с соответствующей инфраструктурой (заправоч ный комплекс, наземная энергосистема, ком муникации, технологическое оборудование), средства связи, средства информатики, спец устройства подготовки и проведения пуска. СС представляет собой сложный инженер но технический комплекс, оборудованный средствами обеспечения астрономо геодезиче ских, телеметрических, внешнетраекторных и других . РКК — концентрация дос тижений страны в области новейшей техники и высоких технологий.

Основа функциональности РКК — пото ки измерительной, сигнальной и командной информации, которая циркулирует между элементами, приборами, агрегатами РН и подсистемами РКК. Главным источником и распределителем этой информации по основ ному составу функциональных звеньев РКК является СУ РН.

Определяющими факторами уровня СВ выступают функциональные возможности, уро вень технических характеристик и надежность СУ, РКК и СВ в целом.

СУ — одна из важнейших систем РН и всего РКК. Ее генеральная задача — управ ление подготовкой пуска и пуском РН, обес печение управляемого движения РН на ак

тивном участке полета в целях надежного выведения полезного груза (ПГ) на заданную орбиту или близкую к ней. Выводимые объ екты — КА, доразгонные орбитальные блоки и т.п. могут иметь и имеют свою систему до выведения на требуемую орбиту. В задачу СУ могут входить управление движением от деляемых ступеней РН, если предусматрива ется их спасение для повторного использо вания.

СУ выполняет ряд операций, обеспечи вающих основу для решения генеральной за дачи:

–восприятие и обработка исходных дан ных на пуск РН;

–расчет полетного задания (ПЗ) на за пуск ПГ;

–проведение предстартовой подготовки всех подконтрольных СУ подсистем и агрега тов РН;

–контроль готовности к пуску РН;

–принятие команды «Пуск». Надежность предстартовой подготовки и

пуска РН базируется на периодических регла ментных проверках состояния аппаратуры СУ и смежных систем в процессе наземной экс плуатации РКК, включая контроль точност ных параметров СУ в условиях наземных ис пытаний.

В генеральную задачу СУ РКК на актив ном участке полета РН входят следующие ос новные действия:

стабилизация движения ракеты в про странстве и во времени при воздействии воз мущающих факторов, влияющих на параметры угловой ориентации ракеты и движения ее центра масс;

контроль и самоконтроль состояния бор товых систем и агрегатов РН, а также прибо ров СУ, формирование команд управления РН в зависимости от фазы полета, действующих возмущающих факторов и т.д.;

обеспечение требуемой ориентации раке ты для реализации заданных условий выведе ния ПГ и работы средств измерений;

обеспечение требуемой точности управ ления выведением ПГ в момент отделения го

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

834	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

ловной части, а также динамических условий отделения ПГ или сближения кооперируемых объектов в космосе;

реализация оптимальных условий для минимизации энергетических затрат при воздействии допустимых возмущающих фак торов;

обеспечение надежности работы аппара туры (узлов и элементов) с использованием канального приборного, элементного и алго ритмического резервирования;

обеспечение экологической безопасности КР путем минимизации районов падения от деляемых элементов КР, полного выгорания топлива и т.

в случае нештатной ситуации вырабаты вает команды прекращение полета, в том числе на аварийный подрыв ракеты.

При проектировании СУ главную роль наряду с функциональными свойствами игра ют достижения в решении проблемных вопро сов технологии, информатики, выбора эле ментной базы прецизионного приборострое ния, средств электротехники и электроники, ориентированных на высокие точность, ин формативность и надежность работы, а также бортовое энергосбережение.

Основные проблемы создания СУ — оп тимальность управления и повышение точно сти управления, снижение массогабаритных характеристик и электропотребления аппара туры СУ; повышение надежности работы, по вышение автоматизации подготовки РКК к за пуску КА и пуску ракеты.

8.1.2. СЕРТИФИКАЦИОННЫЙ СТАТУС СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

СУ средств выведения ПГ на заданную орбиту ИСЗ представляют собой сложные приборно технические разнесенные ком плексы, объединяемые в единую систему разнообразными средствами современной электротехники и информатики как внутри

собственной	так и с внешними
абонентами.	по своей	структуре	и
функциональным	свойствам	относятся	к

классу больших информационно техниче ских систем.

СУ СВ имеют следующую классифика

цию:

1. Комбинированные СУ с радиоуправле нием — автономная угловая стабилизация с

радиокоррекцией боковых отклонений, выда чей команд на выключение ДУ и отделение го ловной части либо решение одной из этих за дач радиосредствами.

2.СУ со средствами внешней коррек ции — астрокоррекция, коррекция от нави гационной спутниковой системы, высотоме ров и т.д.

3.Автономные СУ (обеспечивающие полет ракеты и управление на участке выве

дения без использования информации от наземных или космических средств и объектов).

Выбор одного из перечисленных типов СУ СВ осуществляется на начальных этапах проектирования в зависимости от состава решаемых РКК задач и технических воз можностей при создании средств для их ре шения.

Для перечисленных типов СУ, особенно для автономных, применяется классификация по типу головного прибора (или приборов) системы угловой стабилизации:

–СУ на свободных гироскопах;

–платформенные системы (с гироскопи ческими, лазерными или другими чувствитель ными элементами угловой ориентации);

–рассыпные системы с датчиками угло вых скоростей стабилизируемого объекта.

СУ на свободных гироскопах («Гирого ризонт», «Гировертикант» и др.) имеет, на пример, ракета «Р 7», которая вывела на кос мическую орбиту первый в мире ИСЗ, также она радиоуправляема. Платформенными ав тономными системами обладают, например, СУ ракет «Протон М», «Энергия», «Зенит» и др. Рассыпные системы находят применение

вбольшинстве КА.

СУ СВ независимо от функциональных особенностей выводимых объектов (ИСЗ, кос мические буксиры, возвращаемые аппараты или космические межпланетные экспедиции и т.п.) состоит из бортовой системы управления (БСУ) и наземной системы управления и кон4 троля (НСУК), связанными в период подготов ки запуска с наземным управляющим комплек4 сом (НУК) РКК.

НУК во взаимодействии с НСУК и БСУ осуществляет проверочно пусковые операции подготовки запуска КА — взаимодействие с ним по командной радиолинии (КРЛ) согласно задачам запуска КА.

БСУ КР является центральной системой всего РКК, непосредственно связанной со все

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

8.1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СТРУКТУРА И ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ	835

ми другими его системами и службами, вклю чая автоматизированную заправку КР компо нентами топлива.

РБ, входящий в состав СВ КА, может иметь собственную СУ. В этом случае БСУ де лится на СУ ступеней — СУ РН и СУ РБ, а НСУК делится на наземные СУ РН и РБ.

СУ СВ в аппаратном воплощении пред ставляют собой совокупность приборов, раз нообразных устройств и средств информати ки, обеспечивающих в соответствии с ПЗ и произведенным азимутальным наведением управляемый полет ракеты. Данным СУ необ ходимо постоянное совершенствование при борных решений и технических характери стик, опираясь на самые современные дости жения техники и технологий в целях сниже ния своих массогабаритных характеристик, электропотребления, повышения надежности и точности работы, расширения функцио нальных возможностей.

Функциональное назначение и техниче

ское воплощение СУ СВ	х РКК
обладают следующими свойствами:
– расчленением системы	ряд обособ

ленных подсистем, являющихся в своей функ циональной сфере системами, допускающими дальнейшее расчленение;

–сохранением общей целенаправленно сти функционирования при функциональных расчленениях;

–циркуляцией больших потоков инфор мации детерминированного и стохастического (вероятностного) типов;

–присутствием в системе и ее подсис темах определенного числа входов и выхо дов, что относит ее к системам открытого вида;

–иерархичностью системы, позволяющей соблюдать принципы подчиненности низших уровней высшим;

–наличием многоцелевого аспекта функционирования отдельных подсистем, обеспечивающих надежность решения гене

ральной задачи, поставленной перед СУ

иКР;

–функциональным комплексированием

иинтеграцией, что относит СУ СВ к сложным техническим системам.

Создание инерциальных СУ — одно из выдающихся достижений научной и инженер ной мысли, показатель высочайших техноло гических достижений промышленности, кото рыми был отмечен ХХ век.

8.1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СТРУКТУРА И ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Функциональная структура СУСВ КР как специфическая информационно техни ческая система весьма консервативна. В оте чественных и зарубежных разработках она имеет достаточно сходный облик. Унифици рованное представление СУ СВ отображено на рис. 8.1.1, где представлены основные под системы БСУ СВ: стабилизации, наведения, бортовой электроавтоматики, электропитания, телеметрических измерений. Данные подсис темы взаимосвязаны информационно и элек трически, подчиняются единой циклограмме полета, положенной в основу подготовленного

ивведенного в БСУ ПЗ. Перечисленные под системы имеют достаточно сложную структуру

иреально подвержены дальнейшему делению на подсистемы внутри собственной структуры. Основные компоненты такого деления также показаны на рис. 8.1.1.

Первое представление о задачах назван ных функциональных подсистем БСУ выте кает из их наименований. Наземная часть СУ СВ — наземная система управления и кон троля (НСУК), связана с системой дистанци4 онного управления (СДУ) НУК. БСУ и НСУК взаимосвязаны между собой в условиях про ведения штатных и частных технологических операций подготовки запуска. Система теле метрических измерений связана с бортовым радиокомплексом, который в общем, не при надлежит БСУ. Ядром современной БСУ является инерциальный измерительный плекс командных приборов (ККП) с

вым цифровым вычислительным комплексом

(БЦВК). Именно их технологическое совер шенство и информационно техническое раз витие лежит в основе приобретения новых функциональных возможностей СУ СВ, даю щих основания для разделения этапов разви тия ракетно космической техники на после довательные поколения, отличающиеся меж ду собой диалектическим переходом от коли чества новых появляющихся функций к но вым качествам РКК.

Первое поколение РКК началось с леген дарной «семерки» — пакетной «Р 7», возвес тившей миру о начале космической эры. Это му этапу РКК предшествовали боевые отечест венные первопроходцы, начиная с боевого ра кетного комплекса с ракетой «Р 1».

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

836	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Рис. 8.1.1. Унифицированная функциональная структура СУ СВ

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

8.1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СТРУКТУРА И ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ	837

Приборный состав СУ СВ

Приборный состав СУ СВ изменялся вслед за расширением их функций от поколе ния к поколению вслед за развитием элемент ной базы электромеханических и электронных устройств, совершенствования их конструкций и технологий изготовления, повышения на дежности, снижения стоимости, освоения но вых прогрессивных материалов и приемов их обработки. Функциональная структура СУ СВ имеет консервативное ядро. Унифицирован ный приборный состав СУ СВ представлен на рис. 8.1.2.

Главенствующую роль в приборном со ставе СУ СВ играют КПП и БЦВК. В гене ральной задаче СУ СВ эти комплексы решают главное — обеспечивают устойчивый полет РН на активном участке по подходящей траекто рии и выведение ПГ на орбиту с заданной точ ностью.

Носитель инерциальной системы коорди нат на борту КР — гиросистема на базе гиро скопов различного типа: электромеханиче ских, лазерных, криогенных и др.

Гиросистема в ККП имеет систему стаби лизации и приведения в горизонт (следящую систему разомкнутого типа) для решения задач азимутального наведения и калибровок точно стных параметров элементов и приборов ККП, обеспечивающих точность выведения ПГ. Устойчивый полет обеспечивает эффек тивная работа рулевых органов РН, управле ние приводами которых осуществляет усили тель–преобразователь рулевых машинок по информации от БЦВК, который получает сиг налы от датчиков угла поворотов РН, находя щихся в составе ККП.

В приборный состав БСУ входят спе циализированные преобразователи токов и напряжений, функционирующие в составе БСУ при посредстве блока коммутации электрических цепей (слаботочных и силь ноточных). Электропитание приборов и аг регатов на борту осуществляется от борто вой батареи с помощью разрабатываемых в процессе проектирования приборов БСУ вторичных источников питания, удовлетво ряющих эксклюзивным требованиям своих абонентов. Общей их задачей при проекти ровании вторичных источников питания, не теряющей актуальности, является повыше ние КПД.

Наземная аппаратура СУ СВ имеет в своем составе аппаратуру подготовки старта,

включая взаимодействие с	систе
мами — дистанционного	за

правки компонентами топлива, регламент ными проверками СУ и т.п., а также служеб ные стойки и пульт оператора, связанные с бортом РН и аппаратурой подготовки стар та электрическим и цифровым каналами свя зи (ЦКС).

Жесткие требования к массогабарит ным, прочностным, жесткостным характери стикам конструкции аппаратуры СУ, ее теп ловым характеристикам, электропотребле нию и надежности вынуждают разработчи ков аппаратуры СУ ориентироваться на са мые передовые достижения технологии, ма териаловедения, схемотехники, организации бортовых каналов электро и информацион ной связи.

Особое значение имеет выбор и приме нение элементной базы электротехники, пре цизионной электромеханики и релейно кон тактных схем и устройств. Весьма широко практикуется методология воспроизведения удачных схемных и структурно функциональ ных решений на новой элементной базе, дающей заметные конструктивные выгоды с точки зрения получения более экономичных

ирациональных параметров аппаратуры. При этом существует традиция использовать но вую элементную базу при создании приборов, имеющих прототипы, а саму элементную базу апробировать на других образцах аппаратуры, позволяющих достаточно полно выявить ее особенности.

Технические и технологические дости жения в области космического приборострое ния имеют конверсионный характер и по своей сути определяют уровень научно тех нического потенциала страны по отношению к мировому уровню. Их значение выходит да леко за рамки ракетно космической техники, становясь нередко рубежами достижений ловечества.

Производство аппаратуры СУ, но средств информатики и прецизионной

электромеханики, таких как гироскопиче ские устройства, измерители параметров движения, датчики углов, моментов и т.д. подчиняются требованиям государственных

иотраслевых.

Основная часть бортовой аппаратуры СУ размещается в герметизированных при борных отсеках–контейнерах, что выгодно конструктивно. Технологичность конструк

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

838	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Рис. 8.1.2. Унифицированный приборный состав СУ СВ

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

8.1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СТРУКТУРА И ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ	839

ций приборов аппаратуры СУ обеспечивается системой мероприятий, главными из которой являются:

– рациональное расчленение приборов на отдельные функционально законченные узлы (блоки), что позволяет изготавливать их неза висимо друг от друга;

– отработка процесса сборки блоков и приборов до уровня, не требующего при менения уникального инструмента и осна стки;

–исключение ручного труда при монта же приборов и узлов, включая внутриприбор ные межсоединения на плоских ленточных проводах и пайку выводов микросхем;

–использование в процессе изготовле ния приборов и блоков аппаратуры контроль но регулировочных, испытательных и прие мосдаточных испытаний с использованием экстремальных режимов работы приборов и их элементов.

Большинство электронных приборов, входящих в состав контейнера, представляет собой бескорпусные этажерочные конструк ции на печатных платах, жестко прикреп ленные к основаниям, рамам контейнеров. Контейнеры заполняются инертным газом, что способствует длительной эксплуатации электронных приборов, размещенных внут ри отсеков. Контейнеры имеют специальное лакокрасочное покрытие, обеспечивающее снижение уровня радиационного воздейст вия на электронные приборы. Применение рамных конструкций при создании контей неров обеспечивает высокие прочностные и жесткостные характеристики. При этом соз дается система последовательного типа воз духожидкостного отвода тепла через тепло обменники контейнеров с эффективной принудительной конвекцией внутри контей неров.

Весь комплекс конструктивно техноло гических мероприятий обеспечивает необхо димые условия для правильного функциони рования электронных приборов и точной ра боты прецизионных электромеханических приборов.

Бортовые приборы измерений

истабилизации РН в полете

Кбортовым измерительным приборам, работающим в трактах автомата стабилизации РН и автономного решения бортовой навига ционной задачи, относятся:

гироскопические приборы направления — двухстепенные и трехстепенные гироскопы в гироплатформах или в виде свободных кур совых гироскопов в составе структур инер циальной ориентации РН на активном уча стке полета;

параметров движения центра масс РН в заданных направлениях в инерци альном пространстве, реализуемой бортовой гиросистемой.

Бортовые приборы измерений и автоном ного управления РН в полете обычно объеди нены конструктивно в инерциально измери тельный блок — комплекс командных прибо ров (ККП).

ККП — ядро современной БСУ, часто конструктивно объединяющий в своем со ставе материальный носитель инерциального пространства для РН — трехосную гироста4 билизированую платформу (ГСП), на которой, заданное (стабилизированное) положение занимают измерительные приборы бортовой системы навигации и наведения. Данные приборы выдают информацию, обработка которой по заложенным в БСУ алгоритмам дает необходимые проекции вектора скоро сти V (t) центра масс КР и проекции вектора его положения R(t) в системах координат, выбранных, чтобы обеспечить оптималь ность условий для решения бортовой задачи «попадающей» траектории, а также задач внешнего наблюдения за параметрами дви жения КР на активном участке в интересах послеполетного анализа.

Материальные воплотители инерциаль ного пространства разнообразны. В большин стве случаев они представляют собой стабили зированные в пространстве оси или площадки (платформы), работа которых основана на инерциальных свойствах вращающегося твер дого тела сохранять стабильным в пространст ве положение оси своего вращения (например, гироскопы).

Термин «гироскоп» определяет средства для наблюдения вращения: гиро — «вращаю», скоп — «наблюдаю». Долгое время термин «гироскоп» понимался как быстро вращаю щийся маховик, стабильность положения оси

вращения	хорошо иллюстрирует дет
ская игрушка	.
Однако	настоящему времени эволю

ция этого понятия привела к тому, что гиро скопами стали называть широкий класс при боров и устройств, в том числе таких, в кото

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

840	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

рых не содержится вращающихся тел (лазер ный гироскоп, волновой твердотельный ги роскоп и др.). Но в гироскопическом прибор ном многообразии фундаментальная роль принадлежит традиционному механическому гироскопу, а именно роторному, в котором носителем быстрых циклических движений является ротор, симметричный быстровра щающийся маховик.

Все замечательные свойства гиросистем, т.е. систем, имеющих в своем составе ротор ные гироскопы, связаны со свойствами данно го быстровращающегося тела при его разнооб разных взаимодействиях с окружающими те лами и объектами, диктуемых задачами управ ления КР в полете.

Для технических применений стабили зирующих свойств ротора ограничивают его поступательные перемещения, оставляя свободу для угловы эволюций окружающих его конструктивны элементов. Этому слу жит подвес роторного гироскопа — система твердых рамок соединенных орто гонально одноосными шарнирами, что обеспечивает «развязку» ротора от вращаю щейся Земли, позволяя оставлять ось его вращения неподвижной в инерциальном пространстве. Такая система колец называ ется кардановым подвесом (рис. 8.1.3), а быстровращающийся ротор 1 — гироскопом в кардановом подвесе. Он имеет три степе ни свободы — ось вращения ротора H и оси вращения 4 и 5 рамок подвеса (трехстепен

ной гироскоп). Рамка 2 называется внутрен ним кольцом карданова подвеса, рамка 3 — внешним. Ось внешнего кольца 4 связыва ют с основанием — механическим объектом (кораблем, ракетой, самолетом и т.п.), на котором установлено такое гироскопиче ское устройство.

Конструктивное оформление карданова подвеса может быть весьма разнообразным. Большей частью маховик (ротор) помещается внутри герметичной камеры, называемой ко жухом роторного гироскопа. С ним связаны подшипники оси собственного вращения. Ко жух играет роль внутренней рамки (кольца) карданова подвеса. Получается трехстепенный гироблок (рис. 8.1.4) — техническое устройст во по схеме рис. 8.1.3.

Датчики углов 5 и 6 (рис. 8.1.4) способ ны давать информацию об изменении углов ориентации основания относительно непод вижного в пространстве ротора H гироскопа, если их связать с осями внутреннего и внеш него колец,

На рис. 8.1.5 представлены углы тангажа Σ(t), рыскания (t), вращения (t), которые од нозначно определяют ориентацию корпуса ра кеты в инерциальном пространстве, реализуе мом гиросистемой СУ КР, в частности на трехстепенных гироблоках (рис. 8.1.4).

На рис. 8.1.6 представлена схема распо ложения датчиков угловой стабилизации ра кеты на трехстепенных гироскопах в пред стартовом положении: два свободных гиро

Рис. 8.1.3. Гироскоп в кардановом подвесе:

1 — ротор гироскопа; 2 — внутреннее кольцо; 3 — внешнее кольцо; 4 — выходная ось (ось прецес сии); 5 — входная ось (ось стабилизации), связанная со стабилизируемым в пространстве объектом через подшипники

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

8.1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СТРУКТУРА И ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ	841

Рис. 8.1.4. Трехстепенный гироблок:

1 — кожух гироскопа; 2 — ось прецессии гироблока; 3 — внешнее кольцо; 4 — выходная ось; 5, 6 — датчики углов положения объекта в пространстве

Рис. 8.1.5. Углы ориентации корпуса РН в инерциальном пространстве оxгhгzг:

Х1 — направление продольной оси РН; Σ(t) — угол тангажа; (t) — угол рыскания (курса); (t) — угол вращения (крена); Σ(t), (t), (t) — угловые скорости соответственных переменных (углов ста билизации РН)

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

842	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Рис. 8.1.6. Схема расположения датчиков угловой стабилизации ракеты на трехстепенных гироскопах

скопа — «Гировертикант» и «Гирогоризонт» из структуры ККП ракеты «Р 7». Там же по казаны места расположения датчиков углов тангажа ДУΣ, рыскания ДУ , вращения ДУ , дающие информацию в автомат стабилиза4 ции (АС) о текущей ориентации КР, опреде ляемой углами Σ(t), (t), (t) в соответствии с рис. 8.1.5. На рис. 8.1.7 показана схема управ

ления углами Σ(t), (t), (t) в результате рабо ты рулевых органов РН под управлением ав томата стабилизации. Знаки « » или « » ука зывают на положительные или отрицатель ные приращения управляемых углов.

Влияние автономной системы спутнико вой навигации (АСН) типа «Глонасс» на точ ностные и эксплуатационные характеристики

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

8.1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СТРУКТУРА И ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ	843

СУ должно существенно возрасти. Использо вание системы АСН в СУ позволяет снизить требования к точностным характеристикам гиростабилизированной платформы, сокра тить на участке полета время предстартовой подготовки за счет явного упрощения подго товки гиростабилизированной платформы к полету (уменьшение требований по числу и точности предстартовых замеров, снижение требований к точности азимутального прице ливания РН и РБ). Кроме того, данный под ход позволяет создавать более дешевые ком плексы командных приборов за счет сниже ния требований по точности.

В перспективе для СУ СВ ракетно кос мической техники наряду с традиционными ККП, построенными на базе гиростабилизи рованных платформ, все чаще применение бу дут находить так называемые «рассыпные» системы, отличительной особенностью кото рых является использование в качестве источ ника навигационной информации бесплат форменных инерциальных блоков.

Прежде всего, это обусловлено повы шением точностных характеристик гироско пов и акселерометров, чувствительных эле ментов инерциальных систем и широким развитием систем спутниковой навигации, информация с которых используется для коррекции показаний навигационной систе мы. В этих условиях для ряда применений традиционные платформенные системы из быточно точны, что приводит к неоправдан ным затратам при их изготовлении и экс плуатации.

К достоинствам таких блоков в первую очередь можно отнести меньшие габариты, массу и энергопотребление. Кроме того, более высокая технологичность их изготовления при водит к существенному снижению себестоимо сти системы.

Включение в состав комплекса команд ных приборов спецвычислителя позволит оп тимизировать «срез» получаемой инерциаль ной информации, что освободит вычислитель ный комплекс СУ от достаточно специфичных задач первичной обработки информации инерциальных чувствительных элементов и учета систематических и калибруемых пара метров в их моделях погрешностей.

Таким образом, существенно упростится процесс адаптации ККП к практически любой СУ, а число параметров передаваемых СУ в общем случае не превысит десяти.

Вопросы стабилизации космической ракеты в полете

Полет и управление РН на активном участке траектории проходят в существенно меняющихся условиях, которые определя ются главным образом свойствами атмосфе ры и ее воздействием на ЛА. При этом не обходимо рационально преодолевать силу тяготения, что требует выбора оптимальных траекторий. Топливо на борту ракеты всегда в дефиците из за стремления «забросить» в космос полезный груз возможно большей

. Поэтому управление траекторией строится так, чтобы преодоление сопротив атмосферы и тяготения было опти мальным по расходу компонентов топлива, для чего по согласованным критериям (в рамках задачи запуска КА) выбирается про грамма угла тангажа (t)Σпр. При этом учиты ваются особенности компоновки ракеты, свойства конструкционных материалов, эф фективность органов управления и динами ческих свойств корпуса ракеты как удли ненного упругого стержня, в том числе с жидким наполнением за тонкими оболочка

ми баков.

Автоматическая стабилизация активного полета КР осуществляется как стабилизация движения ее центра масс и угловая стабили зация вокруг центра масс. Это — взаимно обусловленный многокритериальный про цесс, в котором главная задача — не столько соблюдение формы траектории, сколько со блюдение углового положения КР на специ фически участках траектории, особенно в момент максимального скоростного напора (преодоление звукового барьера) и других критических участков.

Стабилизация движения центра масс для жидкостных ракет происходит с применением регулирования тяги ДУ в целях соблюдения условий, для точности выведения и оптималь ного расхода компонентов топлива (для мак симума запускаемой массы ПГ).

Стабилизация углового положения КР осуществляется рулевым управлением по трем углам, определяющим угловое положение раке ты относительно гироскопической системы ко ординат (рис. 8.1.5). Углы (t), (t) при нор мальной работе АС случайны и малы, угол тангажа задается программой (t)Σпр, разность (Σ(t) (t)Σпр) также обычно мала.

Органы управления РН и РБ имеют разную конструкцию. Для жидкостных ра

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Рис. 8.1.7. Схема управления углами n(t), j(t), y(t) с помощью реактивных сопел I, II, III, IV, имеющих углы поворотов d(n, j, y):

I–III — ось поворота рулей I, III (рыскание, вращение); II–IV — ось поворота рулей II, IV (тангажа); Σ, , — углы поворота рулевых сопел для управления углами соответственно Σ(t), (t), (t); знаки « » или « » указывают на положительные или отрицательные приращения управляемых углов

кет наиболее признанное их исполнение —		щей требуемое направление полета. Такой
на базе рулевых реактивных сопел. На		поворот дает возможность привести про
рис. 8.1.7 представлена схема управления		дольную ось в требуемую «плоскость» откло
углами рыскания, тангажа и вращения в ре		нениями рулей I и III в одинаковом направ
зультате работы рулевых органов РН под		лении.
управлением	Показанные на нем руле	2. Поворачивают РН вокруг ее продоль
вые органы, работающие в схеме АС, состо		ной оси ОХ1, что приводит плоскость, содер
ят из двух групп рулевых сопел, располо		жащую ось ОY1 (I–III), в требуемую «плос
женных в двух взаимно перпендикулярных		кость» полета. Достигается это отклонением
плоскостях, содержащих взаимно перпен		рулевых сопел I и III в разные стороны, т.е.
дикулярные оси I III и II IV, параллельно		аналогично движениям элеронов на крыле са
которым расположены оси поворотов (кре		молета.
пления) соответственно сопел I, III и II, IV		Рулевые сопла II, IV выполняют только
(рис. 8.1.6, 8.1.7). Рулевые сопла приводятся		одну функцию: поворачивают РН вокруг
в движение элекрогидравлическими рулевы		оси ОZ1, перпендикулярной плоскости, со
ми машинками.		держащей требуемое направление полета,
Рули I, III обычно выполняют две функ		т.е. по углу тангажа Σ(t). Достигают это от
ции:		клонением рулей II и IV в одинаковом на
1. Поворачивают РН относительно оси		правлении с использованием синхронизи
ОY1, перпендикулярной продольной оси ОХ1		рующей электрической связи, осуществляе
ракеты и лежащей в «плоскости», содержа		мой через АС.

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

8.1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СТРУКТУРА И ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ	845

На всем участке активного полета АС стремится установить РН в положение, при котором

0; 0; пр 0.

(8.1.1)

Угол пр задается программным регулиро ванием, которое возможно и для углов и , если этого требуют задачи пуска РН.

В АС входят следующие основные прибо ры и агрегаты:

гиросистема в составе ККП с командны ми датчиками ДУ , ДУ , ДУ углов тангажа(t ), рыскания (t ) и вращения (t ) соответст венно, являющихся параметрами регулирова ния в АС (гиросистемы «гирогоризонт» и «ги ровертикант», рис. 8.1.6.);

усилитель преобразователь (УП) команд ных сигналов с датчиков углов ДУ , ДУ , ДУ (рис. 8.1.2.);

рулевые машинки, кинематически свя занные с рулевыми соплами.

Собственно стабилизация РН в поле те осуществляется по трем названным выше углам, а также их первым, вторым (и выше) производным по времени, т.е. по угловым скоростям и угловым ускорениям.

Сигналы, поступающие в УП по различ ным каналам, преобразуются, суммируются и усиливаются. В результате этого на выходе УП получаются сформированными сигналы, идущие по четырем каналам к рулевым ма шинкам.

УП — устройство аналогового типа. Фор мулы исполнительных сигналов, выходящих из УП, учитывают требования, предъявляемые

кточности регулирования движения РН при пуске, динамической устойчивости ее при движении и согласованному действию рулевых органов.

Весьма сложной проблемой оказалось влияние жидкого наполнения КР на ее ди намические свойства. Из за движения от стенок бака на свободной поверхности жид кости возникают волны, которые приводят

куловимым в тракте АС смещениям цен тра масс КР, созданию вариаций сил и мо ментов, влияющих на устойчивость движе ния КР.

Для описания процессов динамическо го взаимодействия корпуса КР и заполняю щей его полости жидкости разработан мате матический аппарат и созданы модели взаи модействия, позволившие успешно решать

задачи стабилизации КР с жидким наполне нием. При этом было обнаружено и довано динамическое влияние линейных и угловых ускорений корпуса КР на поведе ние жидкости и статическое влияние накло на корпуса КР на смещение центра масс КР с динамикой, характер которой весьма не безразличен для СУ как системы регули рования при движении КР вокруг центра масс.

Результаты исследований легли в осно ву рекомендаций по установке в полостях баков эффективных гидроуспокоителей, ко торые значительно снижают влияние коле баний жидкости в баках на динамику управ ляемого полета КР с рациональными поте рями энергетических возможностей выведе ния ПГ.

Другой проблемой, связанной с высоко частотными возмущениями в системе стабили зации, являются упругие колебания корпуса КР. В процессе полета КР вследствие аэроди намических нагрузок и нагрузок, создаваемых тягой ДУ, корпус КР подвергается упругим поперечным деформациям. Последние улавли ваются датчиками угловых перемещений КР, установленных на гироприборах. Информация с них поступает в контур системы угловой ста билизации.

Кроме того, изгиб корпуса приводит к смещению линии действия тяги и возникно вению дополнительных моментов. Такие факторы становятся причиной возникнове ния неустойчивости полета КР. В результате появляется необходимость в специальных мерах по синтезу корректирующих контуров АС, обеспечивающих создание необходимо го противодействия с помощью рулевых ор ганов, учитывающих фазу и амплитуду воз мущающих воздействий и электрических сигналов.

Помимо изгибных колебаний корпуса КР вследствие упругости в подвеске ДУ и других причин возникают продольные коле бания корпуса КР, являющиеся одним из источников вибраций в местах крепления командных приборов. Вибрации неравно мерно распределяются по корпусу КР и в от дельных местах передаются с весьма ким коэффициентом динамичности.

ции способны не только забить сигнальные тракты системы стабилизации, но и нарушать нормальную работу самих приборов.

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

846	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Проблема подавления упругих колебаний корпуса КР и борьбы с вибрациями в местах крепления командных приборов на различных участках активного полета, нейтрализация их влияния на динамические характеристики ак селерометров является одной из наиболее сложных. В процессе изготовления и отработ ки СУ предусматриваются вибрационные ис пытания на специальных вибростендах по ча стным программам. Этих мер иногда оказыва ется недостаточно. По результатам испытаний приходится идти на конструктивные доработ ки самой КР, устанавливать специальные амортизаторы в местах крепления командных приборов СУ, а также проводить другие меро приятия.

Основные факторы, которые затрудняют и определяют пути решения этой задачи:

неточности динамической схемы КР — отсутствие достоверной априорной информа ции характеристиках упругой податливости и

х упругих колебаний; недостаточное собственное демпфирова

ние низкочастотных составляющих упругих колебаний;

близость частот первых тонов упругих колебаний и собственной частоты колеба ний КР как твердого тела для крупногаба ритных КР.

Борьба с упругими поперечными (изгиб ными) колебаниями или их влиянием успешно ведется путем их фазовой или амплитудной стабилизации.

Измерители параметров

В инерциальном управлении выведени ем ПГ фундаментальную роль играют изме рители параметров движения, которые на зывают акселерометрами. Под этим назва нием понимают устройства с чувствитель ным элементом для измерения в заданном направлении и интегрирования ускорения движения на движущемся объекте. В зави симости от типа конструкции акселеромет ра его выходной сигнал (величина тока, частота или число импульсов и т.д.) может давать информацию, характеризующую ус корение, скорость или их комбинацию для направления его измерительной оси на ги роплатформе.

Акселерометры различаются по спосо бам подвеса чувствительной массы и съема информации — с непрерывным (аналоговым)

идискретным (кодовым) выходным сигналом

идр. Разработаны кварцевые акселерометры, изменение частот которых пропорционально перегрузке.

Для РН наибольшее распространение имеют маятниковый акселерометр, гироско4

пический интегратор (ГИ), нуль4индика4 тор скорости (НИС) (керн с гидродинами ческим подвесом). В качестве индикатора скорости могут быть маятниковые акселе рометры.

Маятниковые и гироскопические акселе рометры применяются в контурах измерения ускорения и скоростей РН на активном участ ке в плоскости азимутального наведения ГСП — плоскости движения РН, нуль инди каторы скорости — в контурах приведения ГСП в горизонт и в контуре регулирования бо кового движения РН.

Чувствительный элемент маятникового акселерометра — однокомпонентный маят ник, выполненный в виде неуравновешенной массы, расположенной на некотором рас стоянии от оси вращения (плечо маятника). Маятниковые измерители создавались как системы с обратной связью, т.е. в их осно ве — работа нуль индикатора. Введение глу бокой отрицательной обратной связи позво лило получить выходной сигнал, практически не зависящий от нестабильности работы электронных устройств и весьма устойчивый

кпомехам.

Всистеме измерителей параметров дви жения РН базовыми понятиями являются по нятия кажущегося ускорения и кажущейся скорости.

Известно, что при движении РН в поле силы тяготения Земли относительно непод вижной системы координат, начало которой связано с центром Земли, имеет место соотно шение (второй закон Ньютона), связывающее

действующие на РН силы и получаемое абсо лютное ускорение V (t):

m(t)V P(t) Fаэр(t) G[R(t)], (8.1.2)

где m(t) — масса РН; P(t) — сила тяги ДУ (активная сила); Fаэр(t) — равнодействующая аэродинамических сил (активная сила); G[R(t)] m(t)g[R(t)] — сила земного тяготения (консервативная сила); g[R(t)] — ускорение тяготения; R(t) — радиус вектор из цен тра Земли, направленный в точку нахожде ния РН.

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

8.1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СТРУКТУРА И ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ	847

Таким образом, для абсолютного ускоре ния РН имеет место соотношение:

V (t) W (t) g(R(t)),			(8.1.3)
W (t)	P(t) Fаэр(t)	,	(8.1.4)
	m(t)

где W (t) — ускорение РН под действием актив ных сил.

В случае выхода РН за пределы атмосфе ры и выключения ДУ, когда активные силы равны нулю, получается:

V (t) g(R(t))

(8.1.5)

т.е. центр масс РН движется с ускорением сво бодного падения g(R(t)).

Экспериментально установлено, что в свободно падающем объекте (в невесомости) не возникает моментов для разбалансирован ных масс. При этом наблюдатель (или чувст вительный элемент), находящийся внутри свободно падающего объекта, не может обна ружить (измерить) ускорение падения, т.е. наблюдатель фиксирует, что ускорение объ екта, внутри которого он находится, равно нулю.

При включении в работу на РН активных сил возникает ускорение W (t), и на все менты РН действует сила инерции ка). Она направлена по вектору активны

в противоположную сторону. На центр ma акселерометра действует сила Fa (t):

F	a	(t) m W	(t).	(8.1.6)
		a

Ускорение W (t) в отличие от ускорения V (t) центра масс РН называется кажущимся ускорением. Интеграл от него называется ка жущейся скоростью W (t).

Сила Fa (t) (6) не зависит от выбора сис тем координат и отражает факт приложения к РН активных сил, равнодействующая которых отличается от нуля.

При моделировании условий работы, зависимых от действия перегрузки акселеро метров, для проекций силы Fa (t) на оси свя занных с измерительными осями акселеро метров систем координат используют аппа рат ортогональных преобразований прямо угольных систем координат и связанных с ними аффинных систем, изначально базиру ясь на системе координат, в которой вектор W (t) известен.

На этапе проектирования СУ векторы кажущегося ускорения W (t) и скорости W (t) заданы своими компонентами в исходных данных на проектирование, что позволяет моделировать самый широкий круг задач по поиску оптимальных ориентаций измери тельных осей командных приборов.

При анализе натурных испытаний РН компоненты векторов W (t) и W (t) определя ются путем обработки информации с измери телей параметров движения РН. Алгоритмы обработки разрабатываются и согласовывают ся с заинтересованными участниками испы таний перед их началом.

Собственные (инструментальные) по грешности измерительных приборов в составе ККП обнаруживаются и анализируются при наземных испытаниях СУ. В этом случае V (t) 0, и из соотношения (3) вытекает:

W (t) g0 ,

(8.1.7)

где g0 — вектор ускорения силы тяжести в месте испытаний.

Следовательно, в наземных условиях ра боты СУ активной силой, воздействующей на чувствительные элементы инерциального ККП, выступает сила тяжести. Из соотноше ния (8.1.7) следует: может существовать такой режим тяги ДУ РН, при котором масса РН уравновешивается силой тяги и стартовый стол можно убрать. Таким образом, в качестве активной силы для ЧЭ приборов вновь высту пит тяга ДУ.

Эффективный метод, обеспечивающий точную работу акселерометра — масштабиро вание его выходного сигнала (регламентное или предстартовое), т.е. определение цены од ного импульса, если выходной сигнал является дискретным (импульсным). Тарированные (отмасштабированные) импульсы — это очень удобно для анализа в БЦВМ.

В основе методики масштабирования лежит точное знание величины ускорения силы тяжести g0 в месте установки акселеро метра. Измерение модуля вектора g0 силы тяжести в точке старта производится грави метрами, точность которых должна быть весьма высокой. Например, для практиче ской задачи получения точности измерения кажущейся скорости не ниже 0,01% погреш ность знания величины g0 не должна превы шать 0,003 %, чтобы полезный сигнал отмас штабированного акселерометра был прием

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

848	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

лем для решения навигационной задачи в пределах 0,01…0,015 %.

Если акселерометр находится на высоте 10 м над стартовым столом, то погрешность масштабирования составит порядка 0,0003 %, что для прибора, работающего в пределах тре бований к точности выше 0,01 %, становится существенным. Таким образом, к измеренной в точке старта величине g0 следует вводить «высотную» поправку gh на основе соотноше ния, вытекающего из закона всемирного тяго тения Ньютона:

		R2
gh g0		0	,	(8.1.8)
	(R	h)2
	0

где h — превышение высоты расположения ак селерометра над точкой стартовой позиции, где работали с гравиметром.

Операция масштабирования акселеро метра проводится в месте испытаний СУ или в период предстартовой подготовки на не подвижном основании с вертикально ориен тированной измерительной осью акселеро метра: ГСП работает в режиме приведения, угол 90 . Погрешность вертикализациим влияет нелинейно на погрешность изме рения W кажущейся скорости W (t) при последующей работе акселерометра:

	W м W (t)	2
		М	.	(8.1.9)
		2

Факт масштабирования состоит в том, что при дискретном выходе акселерометра на мерном интервале времени tм определя ется точное число импульсов N0м на его выходе.

В качестве масштаба выступает средний период t0им следования импульсов в оговорен ных условиях измерений:

t0им	tм	.	(8.1.10)
	N0м

Величина .им — измеренная цена одного отмасштабированного акселеромет ра. получена в сопровождении сопутст

вующи возмущающих факторов и может ме няться в процессе дальнейшей работы акселе рометра, выражая инструментальную погреш ность прибора и влияя на точность управле ния:

.ми g0t0им .

(8.1.11)

Отмасштабированный акселерометр любо го типа должен быть выставлен в предстарто вое положение измерительной оси относи тельно горизонта с высокой точностью. Задан ная величина угла обеспечивается на ГСП предусмотренным для конструкции ГСП спо собом, но не точно. Контроль выставления из мерительной оси на требуемый угол * относи тельно горизонта и определение поправки п в алгоритма навигации бортовых вычислите

производятся по информации самого ак селерометра.

В качестве исходных данных при опреде поправки п для угла по показаниям

самого прибора используют:

величину интервала времени (t1у, t2у), на котором производится измерение приращения импульсов кажущейся скорости;

приращение импульсов N иy кажущейся

скорости, полученной от измерителя на интер вале t иy t2у t1у;

номинальное значение угла *, что предусмотрено конструкцией измерительного блока и содержится в ПЗ. Для бортовых вы числителей рационально пользоваться значе нием sin *.

По прежнему действует требование не подвижности основания. Следовательно, спра ведливо соотношение Wga g0 sin .

Фактически требования неподвижности основания выполняются не полностью, так как существуют малые подвижки: упругая податли вость конструкции, тепловые воздействия, про цессы регулирования «неподвижности» основа ния и т.п. Это приводит к тому, что на мерном интервале t иy проявляется некоторое среднее значение фактического угла . Определяемая поправка п * также отражает среднее ее значение на мерном интервале.

По аналогии с (8.1.9):

tyи
	9	и .	(8.1.12)
N yи		y

Отношение выражает средний период следования импульсов на интервале tу. С учетом выражения (11) и замечания о фак тической нестабильности основания полу чим:

	9	и
		0м	sin y .	(8.1.13)
	9	и
		у

Удобная для бортовых вычислителей раз ность Σ дает с точностью до малых второго

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

8.1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СТРУКТУРА И ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ	849

Рис. 8.1.8. Аффинная система расположения измерительных осей акселерометров:

ОЧ — ось чувствительности акселерометра

порядка относительно разности y * и влияния инструментальных погрешностей всей рассмотренной системы измерений иско мую поправку п:

	9	и
Σ sin *		0м		sin * sin y ;		(8.1.14)
	9	и
		у
п			Σ		.	(8.1.15)
			cos

Вследствие того, что при масштабирова нии измерителей требования к точности вер тикализации сравнительно невысоки (допус каются погрешности более десятка дуговых минут) по сравнению с требованиями точно сти выставки каждой из измерительных осей (менее одной угловой минуты), ортогональ ный трехгранник измерительных осей на ГСП

практически	применяется. Чаще всего ис
пользуют	систему, представленную

на рис. 8.1.8, применяют также другие аффин ные системы

Связь между параметрами движения (ка жущимися ускорениями) в гироскопической О г г г и приборной ОΙz системах координат при отсутствии перекосов конструктивных элементов определяется известными соотно шениями:

W				cos		sin	0 W?
					cosΙ	sinΙ	0		г
WΙ								W	Χ	; (8.1.16)
										г
				0		0
Wz							1 W		г

sinΙ

sin

0

?г

sin(Ι )

sin(Ι )

W

W

,(8.1.17)

W

Χ

cosΙ

cos

0

WΙ

г

sin(Ι )

sin(Ι )

W

г

0

0

1

Wz

где W (t), WΙ(t), Wz (t) — кажущиеся ускоре ния, которые измеряются в приборной систе ме координат О z и для решения навигаци онной задачи преобразуются в гироскопиче скую систему координат О г г г (8.1.17), свя занную с ГСП.

Положение РН, описываемое углами тангажа Σ(t), рыскания (t), вращения (t), ре гулируется относительно ГСП, имеющей собственные ошибки ориентации в «расчет ном» инерциальном пространстве О нг нг нг, в котором попадающая траектория. Поскольку рассогласования на датчиках ко манд, поступающих в АС, отрабатываются в

нуль, то	тяги P не меняет своей ори
ентации	относительно гироскопической

системы О г г г, но меняет положение от носительно «расчетного» инерциального пространства О нг нг нг, реализуя факт ин струментальной погрешности управления, доступной наблюдению извне. Таким обра зом, сама автономная система управления своих ошибок «не знает», и влияние «ви дит» внешняя система внешнетраекторных измерений (ВТИ).

Измерительная информация о парамет рах движения РН, поступающая в бортовую вычислительную систему для решения нави гационной задачи, телеметрируется и обра батывается на Земле в целях восстановления траектории центра масс РН, что возможно только в системе координат, привязанной к системе О г г г, в которой определен вектор кажущейся скорости.

Совместная обработка параметров и те4 леметрических измерений (ТМИ) траектории РН в одной и той же выбранной системе ко ординат OXYZ для одних и тех же моментов времени дает вариации одноименных пара метров движения, которые отражают возму щения траектории полета РН на активном участке вследствие влияния инструменталь ных погрешностей ККП и средств измере

ний:
qi (t) qiВТИ(t) qiТМИ(t).	(8.1.18)