Системы управления ракетами: общие сведения

Запуск современной ракеты по стоимости складывается из двух примерно равных частей: 50 % приходится на стоимость самой ракеты и 50% - на стоимость ее системы управления. Конечно, такое соотношение сложилось не сразу. На заре ракетной техники системы управления были примитивными и их стоимость по сравнению со стоимостью ракеты была ничтожной. Но постепенно, в виду возрастания требований к системе управления, ее сложность начала возрастать, а стоимость - резко увеличиваться, в то время как стоимость ракеты росла весьма медленно.

Почему же возросла сложность системы управления? Да потому, что ракеты - это беспилотные летательные аппараты и пришлось автоматизировать постепенно все функции, которые должен выполнять человек, как в процессе полета, так и в процессе предстартовой подготовки аппарата.

Первое, что надо было создать - это автопилот. Ведь на самолетах сначала его не было. Летчик управлял аэропланом с помощью механических устройств: педалей, ручек, тросов и т.п. На ракете же сразу пришлось делать автопилот как автомат управления угловым движением. Сначала он управлял ракетой как твердым телом, а теперь - с учетом всех дополнительных степеней свободы - упругих колебаний корпуса, колебаний жидкости в баках и т. п.

Контур наведения (система управления движением центра масс ракеты) на первых парах тоже была примитивной. Так, на ракете ФАУ-2 задавалась программа ее разворота по углу тангажа в плоскости стрельбы, а в нужный момент, когда по показателям электролитического интегратора предельного ускорения достигалась скорость, соответствующая заданной дальности стрельбы, производилась отсечка тяги двигателя. Это были 40 - 50-е годы ХХ века.

Затем начали усложнять контур наведения. К сигналам рассогласования в параметрах вращательного движения по углам тангажа и рыскания стали добавлять отклонения по кажущимся скоростям и координатам в направлениях нормали и бинормали к расчетной траектории, то есть стали стабилизировать также и движение центра масс ракеты в этих направлениях. Кроме того, стали регулировать движение центра масс и в направлении касательной к расчетной траектории. Для этого в систему управления вводили программу изменения продольной кажущейся скорости, сравнивали ее с интегралом от показаний акселерометра, измерительная ось которого была параллельна продольной оси ракеты, а полученное рассогласование подавали в регулятор расхода топлива, который изменял величину тяги (а вместе с ней и продольного ускорения) в нужную сторону. Подобные системы можно назвать системами "жесткого" управления, ибо они "жестко" вели центр масс ракеты по расчётной траектории на всем активном участке полета. Они были реализованы в 50 - 60-х годах ХХ века.

Однако не на всех ракетах можно было применять такие контуры наведения. Например, тяга твердотопливных ракет не поддается регулированию, а разброс ее бывает значительный. Поэтому в повестку дня стала задача создания такой системы управления, которая позволяла бы центру масс двигаться по семейству "гибких" в пространстве скоростей и координат траекторий. Такая система была бы пригодной и для жидкостных ракет с многокамерной (многосопловой) двигательной установкой в тех случаях, когда часть камер на активном участке аварийно выключалась, а управляемость ракеты сохранялась. И такие системы в 60 - 70-х годах были созданы. Их назвали системами терминального управления , использовав имя Terminus - древнеримского божества, ответственного за охрану границ Римской империи. Человечество часто использует этот латинский корень для обозначения чего-либо, связанного с границей, краем, концом и т. п. (например: терминатор - граница света и тени; терминал - оконечный пункт путей сообщения или линии связи и т. д.). В системах же управления ракет этот термин был использован потому, что в указанных системах производилось управление не текущими параметрами движения, а конченными, граничными, которые характеризует точку траектории, в которой заданы подлежащие регулированию параметры. Примером таких параметров могут быть: дальность полета и боковое отклонение от цели (для баллистических ракет); высота орбиты назначения; радиальная скорость в точке выхода на орбиту, наклонение плоскости орбиты к экватору (для космических ракет) и т. п. Для управления конечными параметрами за ними надо "наблюдать", то есть как-либо производить их счисление. Его принято называть "прогнозом". Методы прогноза применяют разные: от прямого вычисления указанных параметров путем численного интегрирования в бортовой машине уравнений движения центра масс ракеты в "ускоренном" масштабе времени до неявного вычисления рассогласований по конечным параметрам с использованием специальных линейных операторов. После того, как рассогласования по конечным параметрам определены, вырабатывается программа коррекции управления движением, которая в общем случае распределяет во времени управляющее воздействие на остающемся участке активного полёта по определенному закону.

Однажды, в конце 80-х годов ракета-носитель "Зенит" , на второй ступени начала "барахлить": аварийно выключился маршевый двигатель, а рулевые двигатели остались в строю. Питание топливом у тех и других двигателей идет из одних и тех же баков; управляемость ракеты в канале автопилота сохранилась. Если бы на ракете "Зенит" была старая система с жестким регулированием продольной кажущейся скорости, то через некоторое время после отключения маршевого двигателя рассогласование по скорости в продольном канале достигло бы предельно допустимой в этой системе величины (несколько десятков м/с), после чего было бы произведено аварийное автоматическое прекращение полета. Система терминального управления ракеты "Зенит" поступила совершенно иначе. Она поняла, что тяга упала, спрогнозировала при пониженной тяге оставшуюся до выхода на орбиту часть активного участка траектории, вычислила полученные рассогласования по параметрам целевой орбиты и выработала поправку к программе тангажа (в сторону кабрирования) с целью парировать действие гравитационного ускорения. В сущности, эта система действовала как интеллектуальная, обладающая определенными знаниями в области теории реактивного движения. Действительно, из формулы Циолковского известно, что конечная скорость (в данной задаче круговая для целевой орбиты) не зависит от секундного расхода топлива (т.е. от того, что часть двигателей выключалась), а зависит от его запаса (а он сохранился послу этого выключения). Правда, формула Циолковского справедлива для полета в безвоздушном пространстве при отсутствии тяготения по прямой. Два из этих условий в рассматриваемой аварийной ситуации выполнялись, а вот для парирования тяготения как раз и понадобилось подправить программу тангажа. В результате "Зенит" дотянул до заданной орбиты, набрал нужную круговую скорость, и спутник был успешно запущен. Это был триумф "гибкой" системы терминального управления.

Еще одной проблемой автоматизации системы управления было создание автоштурмана на ракете, т. е. такого автомата, который позволял бы определять координаты текущего местоположения ракеты, компоненты ее текущей скорости, ориентацию корпуса ракеты в пространстве, его угловую скорость и полетное время.

На первых ракетах автоштурман был примитивный; он позволял определять не абсолютные, а кажущиеся параметры: кажущийся путь, кажущуюся скорость (без учета действия гравитации). При этом использовались гирогоризонты и гировертиканты, на которых устанавливались акселерометры, чьи показания интегрировались в аналоговых устройствах. Прицеливали на старте ракету в азимуте путем ее разворота на поворотном столе для обеспечения выставки органов управления в плоскость стрельбы. Так, в частности, прицеливалась королевская ракета Р-7 , нацеленная на США.

Однако управление по кажущимся параметрам имело методическую ошибку из-за неучета гравитационных ускорений, а также значительные инструментальные ошибки приборов (акселерометров, гироскопов).

Поэтому автономная инерциальная часть системы управления дополнялась радиотехнической системой внешней коррекции траектории активного участка. Радиотехническая система была весьма громоздкой, содержала несколько наземных пунктов управления и в военном отношении была очень уязвимой. Разработчик автономной подсистемы Н.А. Пилюгин стал, в сущности, соревноваться с разработчиком радиотехнической подсистемы Михаилом Сергеевичем Рязанским (впоследствии членом-корреспондентом Академии Наук СССР) в части обеспечения точности.

Ссылки: