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

850	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Указанные вариации (8.1.18) называют инструментальными вариациями траектории. Они характеризуют собой ошибку автономно го управления РН на активном участке. Вто ричная обработка полученных инструменталь ных вариаций по специальным методикам по зволяет с определенной достоверностью оце нивать точностные характеристики автоном ной СУ.

Все баллистические и навигационные задачи на борту РН решаются в инерциаль ной (гироскопической) системе координат О г г г, начало которой связывают с цен тром референц эллипсоида модели Земли. Попадающая траектория рассчитывается в естественных параметрах движения, диктуе мых требованиями второго закона Ньютона вектора абсолютного ускорения V (t) и инте гралов от него — вектора абсолютной скоро сти V (t) и положения R(t) относительно цен тра Земли.

Соотношение (8.1.3) показывает связь между абсолютным V (t), кажущимся W (t) и гравитационным g[R(t)] ускорениями, обу словленными действием активной силы

F (t) P(t) F (t)аэр — равнодействующей си лы тяги ДУ и аэродинамических сил и силы

гравитационного притяжения Земли, дейст вующей согласно закону всемирного тяготе ния Ньютона.

Задачи навигационной системы на борту РН — интегрирование уравнения (8.1.3) в проекциях на оси гироскопической системы координат О г г г, где компоненты вектора W (t) формируются по информации от бортовых акселерометров, а вектор g(R(t)) и его проекции на оси системы О г г г ги роскопической системы координат опреде ляются на борту с использованием модели вектора g(R(t)) для выбранного рефернц эл липсоида модели Земли с учетом аномалий вектора гравитационного ускорения g0 на разных участках поверхности Земли, сопут ствующих трассе траектории РН и выводи мого ПГ.

Для модели сферической Земли справед ливо соотношение:

	R2
g(r(t)) g0	0	R(t),	(8.1.19)
	R3 (t)

где R(t) имеет компоненты [ г(t), г(t), г(t)]; g0 — гравитационное ускорение на поверхности Земли; R0 — радиус Земли.

Моделирование ускорения силы тяготе ния Земли для разных трасс движения РН и ПГ — самостоятельные геодезическая и борто вая баллистическая задачи. В задачах приклад ной баллистики исходные данные по характе ристикам измерительно инерциального блока (углы ориентации измерительных осей прибо ров ККП и предстартовые поправки к их по казаниям) указывают в ПЗ и прилагают как начальные условия решения бортовой навига ционной задачи.

8.1.4. БОРТОВОЙ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС И ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ СМЕЖНЫХ СИСТЕМ

Бортовой вычислительный комплекс

Структура БСУ дискретного типа в ка честве центрального элемента, организую щего управление, имеет бортовая вычислительная машина (БЦВМ).

важным качеством, которое приобретает при этом СУ — гибкость, т.е. расширение функ циональных возможностей не аппаратно, а за счет изменения состава бортовых про грамм, определяющих выполнение СУ логи ческих функций и функций управления на базе организованного на борту вычислитель ного процесса и взаимодействия бортового вычислителя со всеми подсистемами СУ и смежными системами.

Носителем основных свойств СУ стала бортовая программа, размещенная в посто янном запоминающем устройстве БЦВМ Функциональная схема БЦВМ приведена рис. 8.1.9.

Расширение области взаимодействия бортовых вычислительных средств с бортовы ми и внешними абонентами, увеличение со става абонентов в бортовом и наземном ком плексах управления, обособление в бортовых вычислительных средствах функций централь ного процессора (вычислителя), устройств ввода/вывода и обмена с внешними абонен тами, оперативной и постоянной памяти и т.д., привели к образованию БЦВМ. Развитие интерфейса БЦВМ (средств стандартного со пряжения и программного обеспечения для обмена информацией между вычислительной машиной и абонентами) увеличивает возмож ность получения и обработки информации от бортовых приборов и систем, повышает их качество.

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

БОРТОВОЙ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС И ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ СИСТЕМ 851

Рис. 8.1.9. Функциональная структура БЦВК

Диспетчерская функция БЦВМ связы вает в единую систему бортовую аппаратуру и наземный проверочно пусковой комплекс

(НППК). Придает им функцию единого управляющего комплекса ракетно космиче ской системы, функционирующего в автома тизированном режиме на технической и стартовой позициях космодрома при прове дении программы наземных испытаний ра кеты носителя, подготовке пуска и пуске с контролем цепочки набора готовности к ра боте всех смежных систем.

Возможность наращивания функций СУ как открытой системы обеспечивается органи

зацией соответствую	набора типовых уст
ройств согласования	БЦВК и всем со

ставом абонентов (преобразователи «аналог — код», «код — аналог», «команда — код», «код — код» и т.п.).

Особенности структуры и интерфейса вычислительного комплекса СУ СВ

Вычислительный комплекс СУ СВ делит ся на две основные части: БЦВК и наземный цифровой вычислительный комплекс (НЦВК).

БЦВК предназначен для управления функциональными режимами работы ККП,

исполнительными органами КР, приборами электроавтоматики, информацией цифровой телеметрии и т.д.

НЦВК предназначен для организации регламентных проверок аппаратуры СУ, про ведения предстартовой подготовки в составе НППК, для организации обмена цифровой информацией между НЦВК, абонентами на земной аппаратуры и БЦВК по цифровому ка налу связи (ЦКС).

Структуры БЦВК и НЦВК выполняют ся по схеме с резервированием, как уже го ворилось, для обеспечения требований на дежности.

Структурно каналы БЦВК и НЦВК, как правило, выполнены по одной схеме. Однако в составе НЦВК могут применяться и универ сальные ЭВМ, которые в проведении собст венно пуска не участвуют, но контролируют информацию, отображаемую в ходе предпус ковых операций.

Организация работы резервированного прибора БЦВК осуществляется блоком орга низации структуры и связи канала ввода — вывода, который по информации, поступаю щей в него из БЦВМ, отключает выходную информацию неисправного канала.

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

852	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Неисправный канал выявляется по результатам программного анализа само проверки (выход на окончание цикла, кон троль информации на четность, анализ окончания канальных программ, различ ные «зависания» и др.), а также в процессе работы канала ввода–вывода путем пораз рядного сравнения выходной информации канала.

В трехканальной структуре обеспечивает ся работоспособность при отказе любых двух каналов.

БЦВК осуществляет управление ККП и

исполнительными органами (ИО) через устрой ства обмена, которые обеспечивают обмен ин формацией между ЦВК, ККП и ИО, осущест вляя преобразование сигналов, поступающих с приборов СУ в БЦВК и обратно, в кодируе мую информацию.

Устройства обмена обеспечивают выпол нение следующих задач:

обмен информацией с каналами ввода– вывода;

прием информации от электронных бло ков акселерометров ККП и датчиков угла;

выдачу управляющих сигналов на спецав томатику и усилители рулевых приводов;

выдачу сигналов на управление про граммными механизмами ККП;

обмен релейной информацией с прибора ми релейной автоматики;

прием сигналов обратной связи с испол нительных органов рулевых приводов и кон троля с УП ККП и др.

Схема (основные элементы) функцио нального взаимодействия ККП и других под систем СУ с БЦВК посредством устройства обмена представлена на рис. 8.1.10.

Основными элементами взаимодейст вия ККП с БЦВК посредством устройства обмена (УО) являются датчики приборов, располагающихся на ГСП и ее кардановом подвесе. В частности, к ним относятся мандные датчики углов положения РН инерциальном пространстве, расположенные

по осям карданова подвеса ГСП (Дут,р,в). Сигналы этих датчиков после преобразова

ния в кодовых преобразователях угла (КПУ ) и преобразования координат, поступают через усилитель преобразователь тракта АС на

Рис. 8.1.10. Схема функционального взаимодействия ККП и других подсистем СУ с БЦВК через устройства обмена

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

НАВИГАЦИЯ И НАВЕДЕНИЕ. ТЕРМИНАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ	853

усилительное устройство (УУ ) рулевых ма шинок и с него в аналоговый тракт устрой ства исполнения (УИ) рулевыми машинками регулирования углового движения РН, обес

печивая	угловые эволюции про
граммного	РН.
Кроме	сигналы с Дут,р,в, поступая

в УО через преобразователь координат, при

ходят в тракт	системы стабилизации ГСП
и упорядочивают		управление	двигателями
стабилизации	(ДС)	совместно	с сигналами

с датчиков углов прецессии (ДУП) с тем, что бы моменты от ДС для компенсации внеш них возмущений, действующих на ГСП бы ли эффективны и обеспечивали устойчивость ее положения в пространстве. Здесь действу ет блок управления токами стабилизации

(УТС) на ДС.

Акселерометры А , ,z, подавая порция ми в текущем машинном времени импульс ную информацию в УО в каждом цикле оп роса их показаний, обеспечивают формиро вание компонент W (t), W (t), Wz(t) вектора кажущейся скорости W (t ) в БЦВМ. После преобразования этих данных из аффинной системы в ортогональную инерциальную данная информация служит основой для ре шения в БЦВМ навигационной задачи со всеми предусмотренными особенностями реализации ее результатов для задач актив ного участка полета РН.

Информация с акселерометров исполь зуется перед стартом РН для приведения ГСП в горизонт, управляя ее положением ортого нально вектору ускорения силы тяжести g 0 посредством подачи сигналов (токи стабили зации) через преобразователь координат на

датчики моментов (ДМт,р) гироблоков танга жа и рыскания.

Информация для удержания ГСП в нужном азимутальном положении поступа ет с датчика угла после разворота ее датчи ками моментов ДМр,в на требуемый угол азимутального наведения, реализованный согласно ПЗ относительно базового элемен та (БЭ), азимутально привязанного к стар товой позиции. В начальное положение по БЭ ГСП выставляется с участием прицельной призмы (ПП).

Автономная азимутальная привязка ГСП может осуществляться и средства ми ККП. В основе ее лежит решение урав нений:

X c	cos B cos A;	(8.1.20)
Z c	cos B sin A,

связывающих проекции вектора угловой скоро сти вращения Земли 3 на оси стартовой систе мы координат ОХсYсZс, имеющей начало в точке старта. Ось ОХс горизонтальна, ось ОYс верти кальна. Величины Х c , Z c могут быть получены с помощью информации от системы приведе ния ГСП или от гироскопических датчиков уг ловой скорости (ДУС), расположенных на ней, при работе ГСП в режиме приведения.

Косвенным образом во взаимодействии ККП и БЦВК участвует система опорожнения баков (СОБ), влияющая на режим работы ДУ через БЦВК. Включение системы СОБ в рабо ту происходит по данным датчиков уровня го рючего и окислителя в баках РН и данным ре шения навигационной задачи.

Электропитание на ККП и БЦВК пода ется от бортовой батареи (ББ) через блоки пи тания (БП) ККП и БП БЦВК, в чем участвует распределительно коммутационная аппарату ра. Коммутацию релейных цепей для получе ния требуемой циклограммы работы ККП и БЦВК, осуществляют блок релейной автомати ки (БРА) и релейный блок (БР) ККП.

Команды на начало функционирования БЦВК и ККП подаются с НППК, которая может принимать командные сигналы от сис темы дистанционного управления (СДУ). Кон троль за функционированием ККП и БЦВК осуществляется по информации от них, пере даваемой в систему телеметрического контро ля (СТК).

Наземные средства обработки информа ции СТК могут выдавать контрольные данные в темпе активного полета РН.

8.1.5. НАВИГАЦИЯ И НАВЕДЕНИЕ. ТЕРМИНАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ

Задачи навигации и наведения. При ус тойчивом полете ракеты носителя на актив ном участке траектории задачи точного выве дения ПГ на заданную орбиту или целевую траекторию в БСУ решает подсистема нави гации и наведения. Для РН задачи навигации состоят в наблюдении за параметрами движе ния на активном участке; задачи наведения — по данным решения навигационной задачи управлять моментом прекращения активного полета, когда по баллистическим условиям должно обеспечиваться выведение ПГ на за

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

854	Глава 8.1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

данную орбиту или другую целевую траекто рию в соответствии с ПЗ на пуск РН. Оче видно, что неудача с правильным определе нием момента прекращения активного участ ка («отсечки» тяги ДУ РН) ведет к ошибке выведения ПГ.

Для попадающей траектории момент отсечки tkp определен настолько точно, на сколько точны и достоверны исходные дан ные для ее расчета (характеристики тяги ДУ, параметры атмосферы, аномалии поля тяго тения Земли и др.). Эти данные и траектория в условиях реального пуска могут отличаться от расчетных, выключение ДУ в рассчитан ный до пуска момент отсечки tkp может при вести к недопустимой ошибке выведения. Ошибки моделируются заранее по методике расчета попадающей траектории. В частно сти, для этого в окрестности конца расчет ной траектории порционно и последователь но «возмущают» каждый из ее параметров и оценивают «реакцию», т.е. ошибку основных параметров орбиты на каждое из проведен ных «возмущений».

Расчеты показывают, что ошибки выве дения (возмущения параметров орбиты) зави сят от величин возмущений параметров дви жения в конце активного участка нелинейно. Это значит, что возмущения параметров тра ектории в конце активного участка должны быть ограничены. С другой стороны, алго ритм выключения ДУ для выведения ПГ с допустимой погрешностью должен быть эф фективен и для предельно допустимых воз мущений траектории.

Поиск эффективного закона выключения ДУ для возмущенной траектории при проекти ровании БСУ — наукоемкий и требует значи тельных вычислительных ресурсов для моде лирования различных ситуаций с возмущения ми траектории и парирования их влияния на точность выведения.

Принцип поиска для удовлетворитель ного закона выключения ДУ состоит в том, что в окрестности расчетной точки конца активного участка существует бесчисленное множество точек (фазовое пространство), из которых движение ПГ по орбите будет в до пустимой окрестности расчетных параметров орбиты. Алгоритмы, определяющие выход траектории в искомое фазовое пространство выключения ДУ достаточно изучены возмущенных траекторий любого типа носи теля. Однако реализации их в подсистема

наведения ракет более ранних поколений встречали трудности, связанные недоста точностью ресурсов бортовы вычислитель ных средств.

При современном состоянии БЦВМ та кие трудности преодолимы, но достижения этого пути проигрывают в эффективности по сравнению с другими возможностями, кото рые открываются в связи с выросшими бор товыми вычислительными ресурсами новых РН. Перспективнее и результативнее с пози ций решения задач навигации и наведе ния — методы терминального управления выведением ПГ.

Терминальное управление. Развитие ра кетно космической техники с учетом новых задач прикладной космонавтики и ужесто чающихся экологических требований к СВ (ограничение районов падения отделяющихся элементов и ступеней СВ, полное выгорание токсичных компонентов ракетного топлива и т.д.), создание предпосылок для спасения ступеней КР с последующим их повторным использованием и других задач в сочетании с возросшими возможностями интерфейса бор товых средств информатики и вычислитель ной мощи БЦВМ позволили перейти на но вые, более эффективные методы управле ния — терминальные.

Терминальное управление (ТУ ) отличается от классического тем, что производится на блюдение и регулирование не текущих пара метров состояния Х динамической системы (объекта регулирования), а ее конечных пара метров состояния Хк или величин, зависящих от параметров конечного состояния — терми нальных параметров Q.

В качестве параметров конечного со стояния для запуска КР в целях выведения КА на орбиту выступают ее параметры. Это значит, что при возмущенной траектории отсечка тяги ДУ в конце выведения КА про изводится по результатам непосредственно го формирования конечных параметров тра ектории R(tк ), V (tк ), tк , для требуемой орби ты в сложившихся условиях возмущенной траектории. Таким образом, любая возму щенная траектория КР из класса допусти мых по энергетике, массе ПГ и т.п. в дан ном пуске обретает свойство расчетной с минимальной методической погрешностью управления.

Главная операция ТУ — наблюдение за граничными (конечными) точками полета