 |
Функциональная схема проверки АЭ и ПИ
|
|
|
|
В соответствии с техническим заданием была разработана функциональная схема соединений для проведения проверок для изделия 9М133 с использованием имеющихся средства контроля и измерения 15С01.
Данная функциональная схема представлена в графической части.
Проверочная аппаратура представлена в виде двух составных частей – КПА 15С01 и пульта проверки.
В КПА входит модуль измерения, предназначенный для формирования тестовых сигналов, подаваемых на излучатель, сигналов ФД1, ФД2.
Модуль управления служит для контроля выхода на режим бортовой батареи (контроль +12В), контроль сигналов управления Вых1, Вых2, поступающих с АЭ. ОЗУ КПА запоминает определенные параметры сигналов и сравнивает с заложенными в ее ПЗУ эталонными значениями.
Модуль согласования КПА – для осуществления передачи выходных сигналов с КПА ФД1, ФД2, а также литеры L1 и инвертирования L4, питания ±12В на пульт проверки, сигналов Вых1,Вых2, контроль +12В на КПА.
Излучатель – для формирования лазерного излучения. Посредством него на приемник передаются команды изменения координат с проверочной аппаратуры.
Набор светофильтров предназначен для изменения уровня мощности излучателя на входе приемника излучения.
Пульт проверки осуществляет коммутацию электрических сигналов, поступающих с АЭ, ПИ, ОРП и КПА.
Для запитки КПА требуется четыре источника ±12В, один ±5В и один источник ±50В для питания излучателя.
Для проверки АЭ и ПИ используются поочередно два ОРП.
Вольтметр предназначен для контроля напряжения с выхода АЭ. Аппаратура электронная и приемник излучения является составной частью
бортовой аппаратуры управления ракеты. Бортовая аппаратура управления предназначена для приема модулированного излучения лазера, преобразования его в электрический сигналы, формирования сигнала, определяющего координаты относительно оси луча, преобразования координат из неподвижной системы координат в систему, связанную с ракетой, преобразования электрических сигналов управления в механические перемещения рулей.
|
|
|
Помимо аппаратуры электронной и приемника излучения в состав аппаратуры управления ракеты входят следующие составные части: гирокоординатор (ГК), бортовая батарея (ББ) и отсек рулевого привода (ОРП).
АЭ предназначена для преобразования кодовой последовательности информационных импульсов, поступающих с ПИ. АЭ формирует релейный сигнал, скважность которого в каждую четверть оборота ракеты по крену определяет величину команд управления по тангажу и курсу, усиливает его по мощности и выдает два противофазных сигнала на управление одноканальным двухпозиционным рулевым приводом ракеты. В соответствии с величиной угловой скорости вращения ракеты по крену и временем с момента старта ракеты, АЭ программно изменяет величину команд, подаваемых на рулевой привод. Кроме того, АЭ осуществляет изменение начальной фазировки сигналов управления в зависимости от положения ракеты на пусковой установке. В случае прерывания информационного сигнала, АЭ запоминает последние координаты ракеты до момента появления информационного сигнала, прием при отсутствии сигнала на время более 1,5 секунды обе координаты обнуляются.
Преобразование команд управления в отклонения рулей по курсу и тангажу происходит в бортовой аппаратуре ракеты следующим образом.
После входа ракеты в луч, расположенный на борту ракеты ПИ вырабатывает электрический сигнал U (см. рис. 4.1) пропорциональный отклонению h изделия от оси луча. В формирователе команд АЭ U корректируется, суммируется с независимыми от отклонения h программными командами и с помощью опорного сигнала Uг, вырабатываемого ГК соответственно крену ракеты g, преобразуется в одноканальный сигнал V, управляющий работой двухпозиционного релейного рулевого привода РП. Отклонение руля на угол d вызывает перемещение ракеты Р к оси луча.
|
|
|
Рисунок 4.1 – Формирование команд управления и преобразование их в отклонение ракеты по курсу и тангажу
Для контроля параметров бортовой аппаратуры изделия в контрольно-проверочной аппаратуре заложен следующий способ.
Формируют электрический сигнал, имитирующий отклонение изделия относительно точки прицеливания по определенному закону, преобразовывают его в электромагнитное излучение и подают на вход приемного тракта изделия.
Одновременно с заданием сигнала, поступающего на вход приемного тракта, формируют сигнал, имитирующий вращение изделия по углу крена на траектории, и подают его на датчик крена изделия.
Сравнивают текущие величины команд управления на рулевом приводе с расчетными значениями команд, соответствующим сигналу, имитирующего отклонения изделия относительно точки прицеливания по определенному закону, и по результатам сравнения производят оценку работы бортовой аппаратуры изделия.
В изделии для создания опорных сигналов, по которым в АЭ происходит преобразование команд управления из измерительной системы координат в систему, связанную с вращающей по крену ракетой предназначен гирокоординатор (ГК), представляющий собой трехстепенной свободный гироскоп с пружинным разгоном ротора и оптронным датчиком крена. В проверочной аппаратуре имитация вращения датчика крена осуществляется с помощью генератора и ключевого устройства.
Сигналы ФД1,ФД2 (см. «Эпюры сигналов» и рисунок 4.2) имеют форму меандр. При этом сигнал ФД1 опережает ФД2 на 90°.
Рисунок 4.2 – Сигналы ФД1, ФД2
Сигнал ИКООР. представляет собой посылки координатных импульсов (см. граф. часть «Эпюры сигналов» и рис.4.3). Данный сигнал от КПА поступает на излучатель, сигнал с выхода излучателя поступает на приемник излучения.
Рисунок 4.3 – Координатные импульсы
Информация о координатах Y, Z (об отклонениях по курсу и тангажу) заключена в длительности интервалов от t1 до t2. А различие Y, Z по литерным интервалам L1, L2 – длительностям между импульсами в паре. Определение координат производится по среднему значению длительностей первого и последнего в посылке интервалов времени между парными импульсами, соответствующими началу и концу посылки. Концом посылки является пара, после которой отсутствует сигнал данной литеры в течении времени более (0.125 – 0.5) мс.
|
|
|
Команда К – закон изменения длительностей координатных интервалов t, t1, t2, с учетом изменения частот fФД в интервале от 2,9 до 17,4 Гц (см. «Эпюры сигналов» и рисунок 4.4).
Рисунок 4.4 – Закон изменения координат
Переключение частот применяется в связи с изменением частоты вращения ракеты в процессе полета по зависимости 2,9 Гц – 5,8 Гц – 7,2 Гц – 17,4 Гц – 2,9 Гц.
Таким образом, на АЭ поступает информация о координатах Y, Z, опорный сигнал об изменении положения ракеты по крену – ФД1, ФД2, и, кроме того, при формировании команд управления Вых1, Вых2 должна учитываться компенсация веса по координатам Z. Компенсация веса необходима для уравновешивания силы тяжести, при чем, в начале полета она должна быть большой величины, с увеличением скорости ракеты она уменьшается, когда же скорость ракеты падает, компенсация веса снова увеличивается.
Сигналы управления с отработкой компенсации веса и без учета изменения координат показаны на рисунке 4.5 и в графической части «Эпюры сигналов».
Рисунок 4.5 – Сигналы управления Вых 1, Вых 2 и их параметры, которые запоминает КПА
Данные сигналы являются двухполярными и противофазными, и, как видно из рисунка 4.5, ОЗУ КПА запоминает положительную полуволну одного из сигналов и затем микропроцессор сравнивает ее величину с заложенными в ПЗУ величинами.
Кроме того, АЭ должна отрабатывать такие сигналы, как установка литеры 1(L1) и литеры 2 (L2), а также L4 (инвертирование/ неинвертирование).
Установка литеры 1 и литеры 2 предназначена для приема изделием информационного сигнала от своей ПУ при одновременной работе двух ПУ по двум целям (перекрестная стрельба). В этом случае на первой ПУ при работе с L1 производят закоротку входа АЭ по цепи L1, а при работе с L2 на второй ПУ вход по цепи L1 находится в обрыве.
|
|
|
Команда установки L4 (закоротка входа АЭ по цепи L4) производится только при работе с боевой машины в случае крепления изделия на установке с разворотом продольной оси на 180°. в этом случае АЭ формирует сигналы Вых 1, Вых 2 со сдвигом фазы на 180° для компенсации разворота изделия.
Сигнал «контроль +12В» обеспечивает проверку выхода бортовой батареи на режим. За время не менее 0,4 с напряжение батареи должно достигнуть значения не менее 10,9В, т.к. это наименьшее напряжение, при котором может работать АЭ.
|
|
|
