Автомат стабилизации продольного движения ракеты

 

Использование: в системах стабилизации продольного движения ракет. Сущность изобретения: автомат стабилизации продольного движения ракеты содержит чувствительный элемент, установленный в топливной магистрали, блок выделения переменной составляющей сигнала, управляемый ключ, пороговый блок, блок фазовой подстройки, сервопривод с поршнем и демпфирующее устройство. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к автоматам стабилизации продольного движения ракеты.

Известен автомат стабилизации продольного движения ракеты, содержащий чувствительный элемент, установленный в топливной магистрали и подключенный ко входу блока выделения переменной составляющей, а также последовательно соединенные блок фазовой подстройки, сервопривод и демпфирующее устройство (патент США N 4267496, кл. G 05 B 5/01, 1981).

Недостатком известного устройства является то, что оно не может обеспечить предотвращения потери устойчивости ракеты при отклонении частоты продольных автоколебаний от расчетного значения.

Технический результат изобретения расширение диапазона частот устойчивой работы автомата и ограничение амплитуды продольных автоколебаний ракеты.

Технический результат достигается тем, что автомат стабилизации продольного движения ракеты, содержащий чувствительный элемент, установленный в топливной магистрали и подключенный ко входу блока выделения переменной составляющей, а также последовательно соединенные блок фазовой подстройки, сервопривод и демпфирующее устройство, снабжен последовательно соединенными пороговым блоком и управляемым ключом, сигнальный вход которого связан с выходом чувствительного элемента, при этом вход порогового блока подключен к выходу блока выделения переменной составляющей сигнала, а выход ключа связан с блоком фазовой подстройки.

На фиг. 1 показана блок-схема автомата стабилизации продольного движения ракеты; на фиг. 2 соединение сервопривода с демпфирующим устройством.

Автомат стабилизации продольного движения ракеты содержит чувствительный элемент 1, соединенный с входом блока выделения переменной составляющей сигнала 2 и с сигнальным входом управляемого ключа 3. Выход блока выделения переменной составляющей сигнала 2 подключен к входу порогового блока 4, функцией которого является сравнение амплитуды сигнала, поступающего из блока выделения переменной составляющей сигнала 2, с постоянной заранее заданной величиной. Эта постоянная величина определяется допустимой амплитудой колебаний давления в топливной магистрали 5, в которой установлен чувствительный элемент 1. Пороговый блок 4 последовательно соединен с управляемым ключом 3. Кроме того, автомат стабилизации продольного движения ракеты содержит последовательно соединенные блок фазовой подстройки 6, сервопривод 7 и демпфирующее устройство 8. С блоком базовой подстройки 6 связан выход ключа 3. Демпфирующее устройство 8 закреплено на топливной магистрали 5, жидкостная полость которой отделена от газовой полости демпфирующего устройства 8 разделительным сильфоном 9. В демпфирующем устройстве 8 установлен поршень 10 со штоком 11, который шарнирно соединен со штоком 12 сервопривода 7.

Автомат стабилизации продольного движения ракеты работает следующим образом.

При нормальном полете ракеты, когда отсутствуют продольные автоколебания, не происходит регулярных колебаний давления в топливной магистрали 5. В этом случае сигнал от чувствительного элемента 1 не поступает через блок выделения переменной составляющей 2 на пороговый блок 4. Управляемый ключ 3 отсоединяет чувствительный элемент 1 от блока фазовой подстройки 6, на сервопривод 7 подается нулевой сигнал управления и шток 12 сервопривода 7, а значит и поршень 10 демпфирующего устройства 8 находятся в среднем положении и автомат стабилизации не осуществляет воздействия на величину давления в топливной магистрали 5. В том случае, когда имеют место автоколебаний ракеты в допустимых пределах, сигнал от чувствительного элемента 1 через блок выделения переменной составляющей сигнала 2 поступает в пороговый блок 4. Так как амплитуда колебаний ракеты не превышает ее порогового значения, пороговый блок 4 не выдает сигнал на управляемый ключ 3, который отсоединяет чувствительный элемент 1 от блока фазовой подстройки 6. Таким образом, автомат стабилизации не изменяет величину давления в топливной магистрали 5. При возникновении продольных автоколебаний ракеты с большой амплитудой величина амплитуды колебаний давления в топливной магистрали 5, поступающая от чувствительного элемента 1, через блок выделения переменной составляющей 2 в пороговый блок 4, превысит допустимый уровень. Из порогового блока 4 на управляемый ключ 3 поступит сигнал на подключение чувствительного элемента 1 к блоку фазовой подстройки 6. Сигнал от чувствительного элемента 1, пропорциональный колебаниям давления в топливной магистрали 5, через блок фазовой подстройки 6 поступит на сервопривод 7. По этому сигналу сервопривод 7 воздействует на демпфирующее устройство 8, перемещая в нем поршень 10. Фаза периодического сигнала, поступающего на сервопривод 7, формируется в блоке фазовой подстройки 6 таким образом, чтобы колебания давления в топливной магистрали 5, вызываемые перемещением поршня 10, были в противофазе с колебаниями давления в той же топливной магистрали 5, вызванные продольными автоколебаниями ракеты. В результате воздействия поршня 10 суммарная амплитуда колебаний давления в топливной магистрали 5 стабилизируется и не будет пульсаций тяги двигателя, вызванных продольными колебаниями ракеты, следовательно, уменьшится амплитуда давления автоколебаний ракеты. В тот момент, когда величина амплитуды автоколебаний станет меньше допустимой, продольное движение ракеты стабилизируется, и от порогового блока 4 подается сигнал на управляемый ключ 3, который отключает блок фазовой подстройки 6 от чувствительного элемента 1. Шток 12 сервопривода 7 и поршень 10 демпфирующего устройства 8 устанавливаются в среднее положение. Таким образом, автомат стабилизации продольного движения ракеты позволяет предотвратить потерю продольной устойчивостью ракеты посредством ограничения амплитуды автоколебаний.

Формула изобретения

Автомат стабилизации продольного движения ракеты, содержащей чувствительный элемент, установленный в топливной магистрали и подключенный к входу блока выделения переменной составляющей, а также последовательно соединенные блок фазовой подстройки, сервопривод и демпфирующее устройство, отличающийся тем, что он снабжен последовательно соединенными пороговым блоком и управляемым ключом, сигнальный вход которого связан с выходом чувствительного элемента, при этом вход порогового блока подключен к выходу блока выделения переменной составляющей сигнала, а выход ключа связан с блоком фазовой подстройки.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2