Пристрій керування збуреним рухом пружно-деформованої ракети-носія навколо центру мас

Завантажити PDF файл.

Формула / Реферат

Пристрій керування збуреним рухом пружно-деформованої ракети-носія навколо центру мас, що містить вимірники, які встановлені на елементах конструкції корпусу ракети-носія у точках уздовж його твірних, пристрій посилення і пристрій перетворення їх сигналів у сигнали управління і подачі на приводи органів керування, які призначені для компенсації згинальних коливань, який відрізняється тим, що в нього додатково включені елементи порівняння та пристрої для диференціювання сигналів, кількість елементів порівняння дорівнює 2n-2, де n - кількість вимірників, кількість пристроїв для диференціювання сигналів дорівнює подвоєній кількості елементів порівняння, вимірники виконані у вигляді датчиків просторового кута атаки, виходи яких з'єднані з пристроєм посилення сигналів та з елементами порівняння, при цьому перший вхід кожного елемента порівняння з'єднаний з одним виходом кожного з вимірників, крім одного, прийнятого за базовий, а другий вхід кожного елемента порівняння з'єднаний з відповідним виходом базового вимірника, вихід кожного елемента порівняння з'єднаний з входом відповідного йому пристрою для диференціювання сигналу та з пристроєм посилення сигналів, вихід пристрою для диференціювання сигналу з'єднаний з входом відповідного йому пристрою для диференціювання сигналу та з пристроєм посилення сигналів.

Текст

Реферат: Пристрій керування збуреним рухом пружно-деформованої ракети-носія навколо центру мас містить вимірники, які встановлені на елементах конструкції корпусу ракети-носія у точках уздовж його твірних, пристрій посилення і пристрій перетворення їх сигналів у сигнали управління і подачі на приводи органів керування, які призначені для компенсації згинальних коливань. Додатково в пристрій включені елементи порівняння та пристрої для диференціювання сигналів, кількість елементів порівняння дорівнює 2n-2, де n - кількість вимірників, кількість пристроїв для диференціювання сигналів дорівнює подвоєній кількості елементів порівняння. Вимірники виконані у вигляді датчиків просторового кута атаки, виходи яких з'єднані з пристроєм посилення сигналів та з елементами порівняння, при цьому перший вхід кожного елемента порівняння з'єднаний з одним виходом кожного з вимірників, крім одного, прийнятого за базовий, а другий вхід кожного елемента порівняння з'єднаний з відповідним виходом базового вимірника, вихід кожного елемента порівняння з'єднаний з входом відповідного йому пристрою для диференціювання сигналу та з пристроєм посилення сигналів. Вихід пристрою для диференціювання сигналу з'єднаний з входом відповідного йому пристрою для диференціювання сигналу та з пристроєм посилення сигналів. UA 118725 U (54) ПРИСТРІЙ КЕРУВАННЯ ЗБУРЕНИМ РУХОМ ПРУЖНО-ДЕФОРМОВАНОЇ РАКЕТИ-НОСІЯ НАВКОЛО ЦЕНТРУ МАС UA 118725 U UA 118725 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до ракетно-космічної техніки, конкретно - до управління збуреним рухом пружно-деформованих ракет-носіїв (РН), який супроводжується згинальними коливаннями їх корпусів у процесі польоту. Відомий пристрій управління збуреним рухом пружно-деформованої РН навколо центру мас (ЦМ) [1], виконаний у вигляді допоміжного органу керування (ОК) - ракетного двигуна, встановленого сумісно з датчиком кутової швидкості відхилення осьової лінії корпусу пружнодеформованої РН від осьової лінії корпусу РН, як абсолютного твердого тіла, в одному й тому ж місці корпусу ракети-носія. Таким місцем, з теоретичної точки зору, зазвичай є носова або хвостова частина РН. Недоліком вказаного пристрою є відносно низька точність вимірювання вказаних відхилень внаслідок їх непрямого характеру та невідомої похибки типу зміщення нуля. Відомий пристрій для управління збуреним рухом пружно-деформованої РН навколо ЦМ [2], що містить основний контур управління рухом РН навколо ЦМ, як абсолютно твердого тіла, і допоміжний контур для заглушення згинальних коливань корпусу, який містить вимірник (датчик) у вигляді швидкісного гіроскопа, що розташований у місці розміщення ОК і вимірює в цьому місці швидкість зміни кутового відхилення осьової лінії пружно-деформованого корпусу від програмної осьової лінії корпусу РН, як абсолютно твердого тіла; пристрій посилення і пристрій перетворення його сигналів у сигнал управління, що подається на привід допоміжного ОК у вигляді поворотного рульового двигуна малої тяги для вироблення силового чинника, компенсуючого дію збурюючих сил на пружно-деформований у польоті корпус. Його недоліком є похибка внаслідок непрямого характеру вимірювання, невідома похибка типу зміщення нуля та через формування сигналу на привід допоміжного ОУ на основі даних, отриманих від гіроскопічного вимірювального пристрою, який розташовано в одному місці (носова або хвостова частина) корпусу РН, що не враховує зміну форми коливань осьової лінії корпусу РН у процесі польоту. Установка вимірника в хвостовій частині РН (тобто поблизу маршового двигуна) пов'язана із значним його вібронавантаженням, що збільшує похибки вимірювань. Найближчим аналогом пристрою, що заявляється, є пристрій управління збуреним рухом пружно-деформованої ракети-носія навколо центру мас [3], що містить вимірники, які встановлені на елементах конструкції корпусу ракети-носія у точках уздовж його твірних, пристрій посилення і пристрій перетворення їх сигналів у сигнали управління, що подаються на приводи органів управління, які призначені для компенсації згинальних коливань. Його недоліки полягають у невеликій точності внаслідок: непрямого характеру вимірювання тензометричними датчиками, що приводить до великих похибок вимірювань, а звідти, похибок визначення форми вигину осьової лінії корпусу, її відхилення від програмної осьової лінії корпусу ракети-носія, швидкості і прискорення їх змін по всій довжині ракети-носія і формування на їх основі управляючого сигналу на приводи органів управління з великою похибкою; невідомої похибки типу зміщення нуля, оскільки корпус ракети-носія завжди має деформації внаслідок навантажень і не може бути будь-яких еталонів для вивірки встановлених на ньому датчиків. Крім того, знижені загальна ефективність та функціональність вимірювань саме тензометричними датчиками, що дозволяють визначати тільки один параметр - напруження внаслідок деформації. В основу корисної моделі поставлено задачу розробки пристрою керування збуреним рухом пружно-деформованої ракети-носія навколо центру мас підвищеної ефективності, функціональності, точності та мінімальної складності за рахунок подвоєння обсягу інформації з вимірників та виключення похибки типу зміщення нуля без збільшення кількості вимірників та зміни місць установки. Поставлена задача вирішується тим, що в пристрій керування збуреним рухом пружнодеформованої ракети-носія навколо центру мас, що містить вимірники, які встановлені на елементах конструкції корпусу ракети-носія у точках уздовж його твірних, пристрій посилення і пристрій перетворення їх сигналів у сигнали управління і подачі на приводи органів керування, які призначені для компенсації згинальних коливань, згідно з корисною моделлю, додатково включені елементи порівняння та пристрої для диференціювання сигналів, кількість елементів порівняння дорівнює 2n-2, де n - кількість вимірників, кількість пристроїв для диференціювання сигналів дорівнює подвоєній кількості елементів порівняння, вимірники виконані у вигляді датчиків просторового кута атаки, виходи яких з'єднані з пристроєм посилення сигналів та з елементами порівняння, при цьому перший вхід кожного елемента порівняння з'єднаний з одним виходом кожного з вимірників, крім одного, прийнятого за базовий, а другий вхід кожного 1 UA 118725 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 елемента порівняння з'єднаний з відповідним виходом базового вимірника, вихід кожного елемента порівняння з'єднаний з входом відповідного йому пристрою для диференціювання сигналу та з пристроєм посилення сигналів, вихід пристрою для диференціювання сигналу з'єднаний з входом відповідного йому пристрою для диференціювання сигналу та з пристроєм посилення сигналів. Суть корисної моделі полягає у використанні поточного напрямку набігаючого потоку (НП), як єдиної бази для вимірювання кутового відхилення осьової лінії пружно-деформованого корпусу від програмної осьової лінії РН, як абсолютно твердого тіла, датчиками, розташованими вздовж твірних її корпусу. Внаслідок пружних деформацій корпусу датчики вимірюють локальні для їхніх місць установки кути атаки та аеродинамічного крену. Шляхом вибору одного з них як базового, різниці показань всіх інших датчиків з ним дають питомі відхилення осьової лінії. Перше та друге диференціювання цих відхилень дає кутові швидкість та прискорення. Суть корисної моделі продемонстрована на кресленнях. На фіг. 1 зображено пристрій у статиці, на фіг. 2 - пристрій у дії. На носі корпусу ЛА 1 з програмною осьовою лінією (ОЛ) 2 встановлені вимірювачі - датчики просторового кута атаки (ДПКА) 3, 4, в свою чергу встановлені на кріпленнях 5, 6 відповідно. НП немає і ДПКА 3, 4 "провисли", їхні покажчики орієнтовані по виску. У такому стані можна визначати зміщення нуля, які дорівнюють показанням вимірювачів. На фіг. 2 показані позиції: НП - 7, форма корпусу ЛА 1 внаслідок польотних навантажень - 8, відповідна йому форма ОЛ внаслідок польотних навантажень -9, збурена орієнтація ДПКА 3 в польоті - 10, ДПКА 4-11, кутове відхилення ОЛ -12. Пристрій діє таким чином. ЛА 1 з ПО 2 і ДПКА 3, 4 в польоті попадає в НП 7, напрямок якого показаний стрілками. Корпус ЛА 1 внаслідок польотних навантажень згинається і приймає форму 8, а ОЛ - форму 9. ДПКА 3, 4 стали в орієнтації в польоті - 10, 11 відповідно. Різниця показань ДПКА 3, 4 дає кутове відхилення ОЛ 9-12. Оскільки на старті або після нього навантаження на корпус можна прийняти за еталонні, то відповідні йому виміри кутів атаки та аеродинамічного крену дозволяють ліквідувати зміщення нуля. Це підвищує точність визначення відхилень осьової лінії. Крім того, ДПКА дозволяють виконувати прямі виміри кутових відхилень осьової лінії пружно-деформованого корпусу від програмної осьової лінії РН, що принципово підвищує точність питомих визначень. Використання вимірювань кутів атаки для визначення кутових відхилення осьової лінії пружно-деформованого корпусу підвищує функціональність пристрою. Складність корисної моделі не перевищує складності найближчого аналогу при подвоєному збільшенні обсягу інформації, що отримується, і тим забезпечує її мінімум. Разом підвищення точності та функціональності вимірів підвищує загальну ефективність пристрою. Таким чином, вирішена поставлена задача розробки пристрою керування збуреним рухом пружно-деформованої ракети-носія навколо ЦМ підвищеної ефективності, функціональності, точності та мінімальної складності. Джерела інформації: 1. Фрид Л.Е., Миллер К.Л. Увеличение устойчивости автопилота методом демпфирования изгибных колебаний корпуса ракеты // Вопросы ракетной техники. - 1962. - № 5. - С. 47-64. Стор. 54, 61. 2. Фрид Л.Е., Миллер К.Л. Увеличение устойчивости автопилота методом демпфирования изгибных колебаний корпуса ракеты // Вопросы ракетной техники. - 1962. - № 5. - С. 47-64. Рис. 1 стор. 48. 8 3. Пат. № 102987 Україна МПК В64С 13/00, B64G 1/24. Спосіб і пристрій управління збуреним рухом пружно-деформованої ракети-носія навколо центру мас // Горбунцов В.В., Заволока О.М., Свириденко М.Ф. - Заяв. № u201209134 від 25.07.2012; опубл. 10.06.2013. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 55 60 Пристрій керування збуреним рухом пружно-деформованої ракети-носія навколо центру мас, що містить вимірники, які встановлені на елементах конструкції корпусу ракети-носія у точках уздовж його твірних, пристрій посилення і пристрій перетворення їх сигналів у сигнали управління і подачі на приводи органів керування, які призначені для компенсації згинальних коливань, який відрізняється тим, що в нього додатково включені елементи порівняння та пристрої для диференціювання сигналів, кількість елементів порівняння дорівнює 2n-2, де n 2 UA 118725 U 5 кількість вимірників, кількість пристроїв для диференціювання сигналів дорівнює подвоєній кількості елементів порівняння, вимірники виконані у вигляді датчиків просторового кута атаки, виходи яких з'єднані з пристроєм посилення сигналів та з елементами порівняння, при цьому перший вхід кожного елемента порівняння з'єднаний з одним виходом кожного з вимірників, крім одного, прийнятого за базовий, а другий вхід кожного елемента порівняння з'єднаний з відповідним виходом базового вимірника, вихід кожного елемента порівняння з'єднаний з входом відповідного йому пристрою для диференціювання сигналу та з пристроєм посилення сигналів, вихід пристрою для диференціювання сигналу з'єднаний з входом відповідного йому пристрою для диференціювання сигналу та з пристроєм посилення сигналів. Комп’ютерна верстка М. Мацело Міністерство економічного розвитку і торгівлі України, вул. М. Грушевського, 12/2, м. Київ, 01008, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3

Дивитися

Додаткова інформація

МПК / Мітки

МПК: B64C 13/00, B64G 1/24

Мітки: пружно-деформованої, пристрій, ракети-носія, збуреним, мас, рухом, керування, центру

Код посилання

<a href="http://uapatents.com/5-118725-pristrijj-keruvannya-zburenim-rukhom-pruzhno-deformovano-raketi-nosiya-navkolo-centru-mas.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентів України">Пристрій керування збуреним рухом пружно-деформованої ракети-носія навколо центру мас</a>

Подібні патенти