Искусственный спутник земли

Принцип работы автопилота можно уяснить из рис. 23, где показана структурная схема автопилота, управляющего угловыми положениями ракеты в полете по заданной программе. Гироскопический чувствительный элемент воспринимает угловые отклонения ракеты и дает на выходе сигнал, пропорциональный этим отклонениям. Задатчик программы автоматически вырабатывает сигналы, пропорциональные заданным угловым отклонениям ракеты. Если ракета не выполняет заданной программы полета, то разность сигналов чувствительного элемента и задатчика программы подается на усилитель, а затем на рулевые машинки, управляющие рулями ракеты. При этом рули поворачиваются в такую сторону, чтобы устранить рассогласование между заданным и фактическим угловым положением ракеты.

Рис. 23. Структурная схема автопилота

На некоторых ракетах, например «Фау-2» и др., автопилот имел лишь два гироскопа с тремя степенями свободы (рис. 24).

Рис. 24. Схема расположения гироскопов автопилота:

П₁, П₂, П₃ — потенциометры; Г₁, Г₂ — гироскопы

Ось первого гироскопа (Г₁) параллельна поперечной оси ракеты, так что вращение ракеты вокруг этой оси не может быть обнаружено с помощью этого гироскопа. Он используется для управления движением ракеты относительно продольной и вертикальной осей ракеты. Управление осуществляется с помощью двух проволочных потенциометров: один (П₂) служит для регистрации отклонений ракеты от курса, другой (П₁) — вокруг продольной оси. Потенциометры расположены на кардановом подвесе гироскопа перпендикулярно друг другу. Сигналы, снимаемые с потенциометров, усиливаются электронными лампами и передаются на соответствующие рулевые машинки и рули. Другой гироскоп (Г₂) служит для управления движением вокруг поперечной оси. Поворот ракеты вокруг поперечной оси воспринимается проволочным потенциометром (П₃), сигнал с которого после усиления передается на соответствующие рули. С помощью специального вращения оси гироскопа Г₂ в плоскости, параллельной нормальной и продольной осям ракеты, осуществляется поворот ракеты вокруг поперечной оси при ее движении по траектории. Это вращение, происходящее по определенной программе, должно находиться в соответствии с расчетной траекторией движения ракеты. Характер изменения угла наклона продольной оси ракеты к горизонту показан на рис. 25.

Рис. 25. Траектория выхода ракеты-носителя на орбиту с помощью программных приборов управления:

H₁, H₂, Н₃ и Н₄ — высота ракеты над землей; α₁, α₂, α₃ и α₄ — углы наклона продольной оси ракеты по отношению к горизонту; V₁, V₂, V₃ и V₄ — направление вектора скорости полета ракеты; V_кр — вектор круговой скорости ракеты; Н_орб — высота орбиты ИСЗ

Как видно из рисунка 25, участок траектории полета ракеты-носителя до выхода ее на орбиту, т. е. до принятия ее продольной осью горизонтального положения, разбивается на ряд этапов (на рисунке: H₁, Н₂, Н₃, Н₄ и т. д.). Таких этапов в зависимости от высоты орбиты может быть много. Каждому из них соответствует определенный угол наклона продольной оси ракеты к горизонту (α₁, α₂, α₃ и т. д.). На первом этапе обычно этот угол равен 90°, т. е. ракета летит вертикально.

В дальнейшем по этапам этот угол постепенно изменяется согласно изменению его на рассчитанной заранее траектории полета. По расчетной траектории устанавливается на приборах управления ракеты программа ее полета. Эти программные приборы регулируют подачу топлива и положение руля.

Естественно, что на ракете должны существовать приборы, точно измеряющие и регистрирующие ее скорость на различных этапах полета и тем самым контролирующие выполнение заданной программы.

На первых ракетах измерение скорости полета ракеты осуществлялось радиотехническим методом. Ракеты были оборудованы радиопередатчиком и радиоприемником. Радиопередатчик генерировал колебания, принимавшиеся станцией, находящейся на месте старта. Наблюдавшийся при этом эффект Допплера использовался для определения скорости полета ракеты. Этот эффект мы часто наблюдаем в области звуков, когда, например, слышим гудок приближающегося или удаляющегося паровоза. Поскольку частота звука приближающегося паровоза увеличивается, а удаляющегося уменьшается, то эффект Допплера воспринимается нами как заметное изменение тона звука, вызванное движением.

По изменению частоты излучаемого ракетой радиосигнала и судят о величине ее скорости. В нужный момент, когда ракета достигла необходимой скорости, с Земли посылается соответствующий сигнал. Радиоприемник, находящийся на борту ракеты, принимает его, и подача горючего прекращается. Этот метод имеет тот недостаток, что радиоприемник может реагировать на ложные сигналы и помехи. Несмотря на то, что были найдены средства борьбы с помехами, радиометод измерения скорости полета был заменен автономным методом измерения скорости, основанным на измерении ускорений с помощью акселерометра и интегрировании этих ускорений. Принципы действия и конструкции акселерометров могут быть самые различные.