W. P l ET ROW l. S l CZ l Wl O·
KIERDWAJilE RAKIETAMI
BIBLIOTEKA
WIEDZY
WOJSKOWEJ
SERIA VII
W.
P l E T R OW
A.
S O C Z l WKO
KIEROWANIE RAKIETAMI
W A RSZ A W A
1965
W.
P l E T R O W A. S O C Z l W K O
KIEROWANIE RAKIETAMI
WYDAWNICTWO
MINISTERSTWA
OBRONY
NARODOWEJ
TytuŁ oryginaŁu:
Wiktor PawŁowicz Pietrow Arkadii Arkadjewicz Socziwko .,UPRA WLENIJE RAKIETAMI" Wojenizdat, Moskwa 1963
z rosyjskiego MARIAN SZT ARSKI
TŁumaczyt
mgr
!nż.
* prof.
mgr
inż.
Recenzent: ZBIGNIEW PĄCZKOWSKI Redaktor: J. WITKOWSKI
BOGUSŁAW
* Obwolutę,
okŁadkę
i
strpnę tytułowq
projektowaŁ:
MIECZYSŁAW WISNIEWSKI
Redaktor techniczny: HELENA MALCZEWSKA
Wydawnictwo Ministerstwa Obrony Narodowej Warszawa 1965. Wydanie I. Prlnted In Poland Nakład:
1.500 egz. Objętość: 15,16 ark. wyd., 15,75 ark. druk. Papler: druk. sat. IV kl. 65 g, format: 61 X86/16 ~ Fabryki Celulozy i Papieru im. J. Dąbrowskiego w Kluczach. Oddano do składu 24.VII.·1964 r. Podpis. do druku w styczniu 1965 r. Druk ukończono w lutym 1965 r. Zam. nr 864 z dnia 24.VII.19M r. Wojskowe Zakłady Graficzne w W-wie. Z-73. Cena zł 35.-
S Pl S
TREśCI
Str. 9. 11
Przedmowa do wydania radzieckiego Wstęp
R o z d z i .a
ł
R ozd zia
ł
I -
Krótka historia rozwoju broni rakietowej
II - Podstawy fizyczne ruchu pod odrzutu
wpływem
odrzutu
l.
Siła
2. 3. 4. 5. 6. 7.
Wzór Ciołkowskiego Rakiety wielostopniowe Siła ciągu rakiety . Ogólna sprawność silnika rakietowego Niektóre wielkości charakteryzujące silnik rakietowy Podstawowe wymagania stawiane paliwom rakietowym
Rozdział
III -
Podstawowe
wiadomości
o kierowaniu pociskami
1. Tory pocisków kierowanych 2. Zaburzenia działające na rakietę w locie 3. Stateczność rakiety 4. Współrzędne określające położenie rakiety w przestrzeni 5. Siły kierujące 6. Klasyfikacja systemów kierowania pociskami
R o z d z i a ł IV - Stabilizacja rakiet l. Właściwości swobodnego żyroskopu 2. Precesja żyroskopu 3. Pilot automatyczny Ciołkowskiego 4. Automatyczna stabilizacja rakiety V -2 5. Urządzenia wzmacniająco-przekształcające pochyleniem 6. Urządzenie sterujące rakietą V -2 7. Stery rakiety V -2 . 8. Vertikant R ozd zi a
ł
V -
Programowy system
l. Tor balistyczny
2. Korekcja znoszenia bocznego rakiety
24 24 25 27 29 31 32 34 36 36 37 38 42 43 50 53 53 55 57 58
sygnały
żyroskopowy
kietą balistyczną
13
sterowania 61 67 67 69
kierowania ra73 73 74
5
3. Całkowanie przyśpieszeń . 4. Integrator bocznych przyśpieszeń 5. Kierowanie pochyleniem osi rakiety . 6. Określenie prędkości lotu rakiety 7. Określenie prędkości rakiety za pomocą
76 78 80 żyroskopu
R o z d z i a ł VI - Programowy system kierowania, naziemne punkty orientacyjne
81 82
wykorzystujący
l. Samolot-pocisk 2. System kierowania samolotem-pociskiem V -l
85 85 86
Rozdział
VII - Radionawigacyjne systemy naprowadzania samolotów-pocisków l. Radionawigacja 2. Hiperboliczny system nawigacyjny naprowadzania samolotupocisku 3. Fazowy system nawigacji i naprowadzania . 4. Dopplerowskie systemy nawigacji i kontroli lotu rakiet
Rozdział
VIII -
Astronawigacyjne systemy naprowadzania
Współrzędne geograficzne i miejsce geograficzne ciała niebieskiego 2. Najprostszy system naprowadzania astronawigacyjnego 3. Określenie współrzędnych geograficznych za pomocą ciał niebieskich 4. Programowy astronawigacyjny system naprowadzania pocisków
90 90 94 98 105 111
l.
111 114 117 122
R o z d z i a ł IX - Bezwładnościowy system naprowadzania nawigacji l. Zasada działania naprowadzania bezwładnościowego nawigacji 2. Podstawowe zespoły systemów bezwładnościowych 3. Żyroskopy i akcelerometry 4. Przeliczniki pokładowe 5. Bezwładnościowy system kierowania rakietą balistyczną 6. Bezwładnościowy system nawigacji
124 12'6 130 136 140 142
R o z d z i a ł X - System sygnałów kierujących naprowadzania kierowanych pocisków odrzutowych
147
· l. 2. 3. 4. 5. 6.
6
Zalety i wady systemu sygnałów kierujących Podstawowe wiadomości o telekierowaniu Selekcja rozdzielcza Selekcja jakościowa Zasada stanowiska dowodzenia i wykonawczego Kombinowana zasada selekcji
124
147 149 150 152 155 159
7. 8. 9. 10. 11. 12. 13. 14. 15.
Selekcja kodowa i kodowania sygnałów elektrycznych Lampowy szyfrator kodowy Lampowy deszyfrator impulsów kodowanych Wizualne metody naprowadzania Termonamierzanie i radiolokacja Radiolokacyjna stacja śledząca Stanowisko dowodzenia z radiolokacyjną linią kontroli Wielokanałowe systemy kontroli ruchu pocisku i celu . Zautomatyzowany system naprowadzania radiolokacyjnego
R ozdzi a l.
ł
XI -
Wiązka
System kierowania w
wiązce prowadzącej
.
prowadząca
2. System naprowadzania w wiązce prowadzącej 3. Detektor współrzędnych 4. System kierowania rakietą Derlikon-54 R ozd zi a wych l.
2. 3. 4. 5.
ł
XII -
podstawowe o systemach samonaprowadzania Wybór metody naprowadzania pocisków Radiolokacyjne systemy samonaprowadzania Termiczna głowica samonaprowadzania . Zapalniki zbliżeniowe i samolikwidatory pocisków odrzutowych
R o z d z i a ł XIII - Kierowanie sztucznymi satelitami i pojazdami kosmicznymi l. Prędkości kosmiczne 2. Kierowanie sztucznymi satelitami i pojazdami kosmicznymi w początkowym odcinku ich lotu 3. Kierowanie połażeniem satelitów w okresie lotu swobodnego 4. Nawigacja w przestrzeni kosmicznej ł
XIV -
Zakończenie
L i t er a
tura
183 183 185 186 190
Systemy samonaprowadzania pocisków odrzuto-
Wiadomości
Rozdzi a
161 162 163 165 168 169 174 177 180
Klasyfikacja broni odrzutowej
195 195 198 202 206 213 221 221 229 232 239 243 248 250
OD REDAKCJI WYDANIA POLSKIEGO
Praca Pietrowa i Socziwki je~t udaną próbą popularnego przedstawienia zagadnień kierowania pociskami odrzutowymi. Jest ona zwięzłym i usystematyzowanym przeglądem różnych metod i systemów kierowania. Wiadomości zawarte w książce mają postać opisową, przy czym do niezbędnego minimum ograniczono posłu giwanie się analizą matematyczną. W wystarczający sposób naświetlono podstawowe zjawiska fizyczne, na których oparte jest działanie różnych współcześnie stosowanych układów kierowania. Podano charakterystyki zasadniczych systemów kierowania. Po krótkim wprowadzeniu historycznym rozpatruje się główne problemy ruchu odrzutowego, kierowania i stabilizacji pocisków odrzutowych (rozdz. I-IV). Opisane są współczesne systemy kierowania pociskami odrzutowymi, a mianowicie: systemy programowe, radionawigacyjne, astronawigacyjne, bezwładnościowe, dowódcze i samonaprowadzania (rozdz. V-XII). Omówione są podstawowe zagadnienia kierowania sztucznymi satelitami i pojazdami kosmicznymi (rozdz. XIII) oraz podana jest współczesna klasyfikacja broni odrzutowej (rozdz. XIV) Takie caloksztaltowe, a jednocześnie dość przystępne, omówienie metod i systemów kierowania pociskami odrzutowymi stało się bezpośrednim powodem włączenia niniejszej książki do Biblioteki Wiedzy Wojskowej. Książka niewątpliwie stanowić będzie cenną pomoc w pracy oficera-dowódcy. Niezwykle bowiem burzliwy rozwój techniki wojennej wymaga stalego śledzenia postę pów osiągnięć technicznych.
PRZEDMOWA DO WYDANIA RADZIECKIEGO
upłynęły od chwili ukończenia II wojny światowej, charaknadzwyczaj burzliwym rozwojem techniki. Właśnie w tym okresie zbudowano pierwsze elektrownie atomowe i atomowy lodołamacz. Uczeni uważają, że doniosłość wykrycia i wykorzystania energii atomowej można porównać w historii ludzkości z doniosłością odkrycia ognia. Osiągnięcia ostatnich 10-15 lat w dziedzinie radioelektroniki oraz konstrukcja szybko działających maszyn obliczeniowych nie dają się nawet porównać z osiągnięciami na przestrzeni historii techniki. Niezwykły rozwoJ automatyki i telemechaniki, ostatnie osiągnięcia w dziedzinie chemii i biologii, konstrukcje potężnych rakiet kierowanych, wystrzelenie sztucznych satelitów Ziemi i Słońca, loty automatycznych stacji w kierunku Księżyca, Wenus i Marsa, triumfalne obloty Ziemi przez radzieckich kosmonautów - wskazują, że przy współczesnym poziomie nauki i techniki możliwa jest reali'zacja śmiałego marzenia ludzi o lotach międzyplanetarnych. XXII Zjazd KPZR postawił przed radziecką nauką i techniką gigantyczne zadanie - zająć przodującą pozycję w świecie, we wszystkich podstawowych dziedzinach. I te wskazania partii są z honorem wykonywane. Jeśli do II wojny światowej, XX wiek nazywano wiekiem elektryczności, to w rezultacie nowego przewrotu technicznego, jaki nastąpił w latach powojennych, wiek nasz można nazwać wiekiem energii atomowej, radioelektroniki i lotów kosmicznych. W wojsku zawsze wykorzystywano. najnowsze osiągnięcia nauki i techniki. Ponadto rozwój wielu dziedzin techniki był spowodowany dążeniem do utworzenia i udoskonalenia najnowszych środków bojowych o charakterze ofensywnym i defensywnym. Burzliwy rozwój wszystkich dziedzin nauki spowodował przewrót i w technice wojskowej, w środkach obrony i ataku. Rola nauki i techniki we współczesnej wojnie wymaga dużej znajomości zagadnień technicznych przez cały skład osobowy woj-
Lata, jakie
teryzują się
ska, a szczególnie korpusu oficerskiego. Wiadomości techniczno-wojskowe są ważnym czynnikiem określającym cechy bojowe, zarówno każdego żołnierza, jak i całych sił zbrojnych. Autorzy tej książki postawili sobie za zadanie zapoznanie czytelnika z zasadami fizycznymi działania współczesnej odrzutowej broni kierowanej. Siły Zbrojne ZSRR dysponują różnorodnymi rodzajami doskonałych kierowanych broni odrzutowych, a w tej liczbie najgroźniejszymi rodzajami - rakietami międzykontynentalnymi i kosmicznymi. Nie ma wątpliwości, że jeśli agresywne koła imperialistyczne rozpętają trzecią wojnę światową, to odrzutowa broń kierowana będzie szeroko stosowana, zarówno w celach strategicznych, jak i taktycznych. W książce zwrócono uwagę głównie na zasady fizyczne kierowania bronią odrzutową. Celem zapoznania się z innymi zagadnieniami zwią zanymi z kierowaną bronią odrzutową (na przykład z silnikami rakietowymi i ich paliwami), a także celem bardziej szczegółowego poznania problematyki kierowania rakietami, można wykorzystać literaturę podaną na końcu książki.
WSTĘP
W XIX wieku rakiety hojowe weszły na uzbrojenie wielu armii świata, jednak 'przed I wojną światową zostały one wycofane z uzbrojenia wszystkich armii. Wyjaśnia się to tym, że wówczas w technice ·rakietowej nie rozwiązano ważnych problemów balistyki rakiet oraz zadań związanych ze zwiększe niem dokładności, gęstości i mocy ognia oraz zwiększeniem manewr·owości rakiet. Brak ·było opracowanych 'podstaw naukowych do wytwarzania paliw i konstruowania si'lników rakietowych. W tych czasach osiągnięto duży postęp w dziedzinach nauki i techniki, od których zależał rozwój artylerii lufowej. W końcu XIX wieku rozwiązano niektóre zagadnienia zewnę trznej i wewnętrznej baHstyki pocisków, osiągnięto znacme sukcesy w metalurgii i mechanizacji procesów produkcji uzbrojenia artyleryjskiego. W rezultacie broń rakietowa nie mogła wytrzymać konkurencji z artylerią 'lufową, w szylbkostrzelnośd i zasięgu oraz dokładności i gęstości ognia. Dzięki sukcesom radzieckiej nau'ki i technrki Armia Czerwona już na początku Wielkiej Wojny Narodowej otrzymała doskonałą broń rakiety M-13, znane powszechnie pod nazwą Katiusze. Pojawienie się Katiusz umożliwiło znaczne zwiększenie mocy ognia artylerii, co odegrało dużą rolę w wojnie. Hosnące techniczne nasycenie wojsk i zwiększenie głębokości obrony nieprzyjaciela wymagało od artylerii znacznego wzrostu mocy ognia, zmasowanego zast<>sowania, dużej manewrowości i szybkostrzelności. Artyleria rakietowa bardziej odpowiadała tym wymaganiom niż artyleria lufowa z ciężkimi lawetami i dużym zapleczem. Jeszcze przed Wielką Wojną Narodową wykazano, że przy zmasowanych zastosowaniach artylerii, strzelanie do odpowiednich powierzchni jest bardziej efektywne niż ogień docelowy. Katiusze posiadały dużą szybkostrzelność. Cechując się dużą manewrowością powodowały one niespodziane 11
i zmasowane uderzenia na nieprzyjaciela. Dlatego Katiusze
były
bronią współczesną.
Podcza's l'I wojny światowej niekierowam.e pociski odrzutowe stosowane na okrętach marynarki wojennej. Do odpalenia nie wymagały one ciężkich dział, lecz prostych i lekkich urządzeń startowych, przez co można było znacznie zwiększyć moc ogniową lekkich okrętów. Pociski odrzutowe stosowane były także w lotnictwie. \ Nadzwyczaj ważne znaczenie dla rwoj'ska miało pojawienie się kierowanej broni odrzutowej. Kierowany pocisk odrzutowy jest !bezpilotowym obiektem latającym, dysponującym urządzenia mi do kierowania lotem według załdżonego toru. Kierowanie ruchem pocisku odrzutowego w znacznym stopniu zmniejsza błę dy celowani'a, a taiide !błędy wynrkające ze zmienności wiatru, zmiany gęstości powietrza, niedokładności produkcji pocisków i manewrowości 'Celu. Zautomatyzowane systemy kierowania i samonaprowadzania pozwalają pociskom odrzutowym na dokonywanie bardziej szybkich i dokładniejszych manewrów niż manewry pilotowanych obiekt6w latających. Kier,owany pocisk odrzutOfWy jest skuteczną lbronią, przeznaczoną do rażenia zarówno celów nieruchomych, jak i ruchomych. Obecnie są konstruowane kierowane podski odrzutowe o zasięgu od kilku kilometrów do kilku tysięcy kilometrów. Podski takie po wyposażeniu w ładunek termojądrorwy mogą dostarczać na dowolną odległ,ość środki zniszczenia o praktycznie nieograniczonej mocy. Współczesny odrzutowy pocisk kierowany stanowi swego rodzaju syntezę najnowszych osiągnięć nauk i techniki. Nad utworzeniem i doskonaleniem tej broni pracuje duża liczba specjalistów w wielu krajach świata. były także
Rozdział
l
KRÓTKA HISTORIA ROZWOJU BRONI RAKIETOWEJ
Uważa się, że rakiety pojawiły się w różnych krajach tuż po wynalezieniu w tych krajach ;prochu. W Chinach proch i rakiety były znane około 3 tysięcy lat temu. Storsowane one były do ogni sztucznyoh w dni świąteczne. Około tysiąc lat temu Chińczycy zaczęli stosować rakiety jako broń. Pierwsza rakieta bo}owa wyglądała prawie jak raca ogni sztucznych, jednak zamiast drewnianej tyczki przywiązywano rdo niej strzałę, dzięki czemu zasięg jej lotu znacznie wzrósł (rys. 1). Oprócz "strzał ognistych" w Chinach :stosowano "lata-
Rys. l.
"Strzała
ognista"
jące noże", "}atają'ce włócznie" i "latające miecze". Bardziej skuteczną bronią były rakiety kombinowane, stanowiące 1dużą ilość oddzielnych rakiet ułożonych w jeden podsk. Zapł~on ich był równoczesny. Przy zapłonie jednocz·eśnie odpalane były
wszystkie rakiety. Kombinowana rakieta pod nazrwą "rpsżczoły jednego ula" wyrzucała jednocześnie 32 rakiety. Stosowana też była "strzała rozsiewająca 49 strzał", "rakieta strzelają·ca meteorytami", z której wylatywało 10 rakiet, "łuk ze stu strzała mi" itp. W Chinach stosowano do celów woj•skowych także ·rakietypociski. Wybuchały one wówczas, jak wypalał się "proch wysyłający" i zaczynał działać "'proch zapalający". Pod.ski takie nazywano "latającą błyskawicą poci'skiem niszczą'cym" i "świętym ognistym krukiem latającym". W jednej z chińskich legend opisuje się pierwszą pró'bę uniesienia się człowieka w powietrze za pormocą rakiety. Próba ta 13
jednak zakończyła się niepowodzeniem, ponieważ wybuchła jedna rakie•ta, porwstał pożar i w ogniu zginął sam wynalaz·ca latającego aparatu mandaryn Wan-Hu. W Europie rakiety poznano od Arabów stosunkowo dawno. Rzymski poeta Klaudjan opisał święto w 399 r. w Mediolanie, podczas którego zapalono ognie sztuczne. Jednak mieszanka pirotechniczna takich rakiet 'była bardzo zła i jej receptura nie przetrwała do czasów dzisiejszych. W Europie rakiety pojawiły się znów dopiero w XIV 'Wieku, po wynalezieniu prochu. Początek bojowego zastosowania rakiet w Europie zaczyna się w XV wieku. W 1421 r. wykorzystano zapalające "rakiety-gołębie" przy oblężeniu husytów w mieście Saaz. W Europie jednak wkrótce zapomniano o broni rakietowej, Europejczycy zwrócili na nią uwagę dopiero przy końcu XVIII wieku, gdy w walce przeciw angielskim kolonizatorom Hindusi zastosowali broń rakietową. Za pomocą rakiet spalono dużo angie'l'Siki:ch okrę tów i zniszcz.ono szereg garnizonów. W skład hinduskich wojsk walczących z Anglikami wchodził korpus :strzel'ców rakietowych. Był on zorganizowany w 1766 r. przez księcia Haider-Alikhana i składał się początk·owo z 1200 osób. Syn księcia Tippo-Sahib w 1782 r. ·zwiększył liczbę strzelców do 5000 osób. Bronią strzelców rakietowych była rakieta prochowa o wadze 3--;- 6 kG, rwyrposażona
'w
bambusową żerdź •stabilizującą.
Zbadaniem i udoskonaleniem 'broni rakietowej zajął się angielski i:nż)'lilier wojskowy William Congreve. Rakiety Congreve'a zostały przyjęte na uLibrojenie angielskiej armii i marynarki wojennej. Podczas wojny z Napoleonem za pomocą raikiet Anglicy spalili w 1806 r. francuski port Boulogne, a w 1807 r. sto'licę Danii. W Rosji* już w XV wieku rwytwarzano duże ilości prochu
*
Interesujące są wzmianki o rakietach w źródłach polskich. Pierwsze
poj~wiają się
w trzy wieki po bitwie pod Legnicą, tj. w 1569 r. w dziele Marcina Bielskiego (1495 -1575) pt. "Sprawa rycerska według postępku zachowania starego obyczaju Rzymskiego", gdzie rakiety nazywane są racami. W 1650 r. w Amsterdamie ukazuje się słynne dzieło pt. "Artis magnae artilleriae pars prima" (Nauki wielkiej artylerii część pierwsza), napisane przez polskiego inżyniera wojskowego, pułkownika królewskiej artylerii polskiej, Kazimierza Siemienowicza. W dziele tym opisane są różne typy rakiet oraz wysunięte są idee wielostopniowości rakiet i zastosowanie w rakietach stateczników w kształcie delta. Dzieło to zostało przetłumaczone na język francuski, angielski, niemiecki i holenderski i przez 150 lat uważane było za najlepszą książkę z dziedziny artylerii. Interesował się rakietami również generał Józef Bem (1794 -1850), który swoje spostrzeżenie opublikował w książce pt. "Uwagi o rakietach zapalających". W bitwie pod Olszynką Grochowską (25.Il.1831 r.) wojska polskie z powodzeniem używały rakiet typu Congreve (przyp. tłum.).
14
-- --
-
-~-~~a~~~~--~~--:::::_-~
-
-
-
-=----___ --====-----
~
--~-=-=-
-----
Rys. 2. Łódź podwodna A. SzUdera z wyrzutniami rakietowymi
dobrej Jakości. W "Regulaminie wojskowym dotyczącym spraw artyleryjskich i inny.ch spraw związanych z nauką wojenną", napisanym w 1607 -16'21 r. przez rosyjiskiego ogniomistrza Onisima Michajłowa, ·znajduje się opis rakiet rosyjskich, czyli "kul, które biegają i palą się". ·W 1680 r. car Piotr I otworzył ,;zakład rakietowy", w którym produkowano głównie rakiety do ogni sztucznych. W 1717 r. na uzbrojenie armii rosyj-skiej weszła sygnalizacyjna rakieta oświe tlająca, która ;przetPwała do końca XIX wieku lbez zasadniczych zmian. Zasługa zbudowania 1pie1.'!Wszych rosyjskich rakiet hojowych należy do bohatera wojny 1812 r. A. Zarsialdko, artylerzysty :szkoły suworowskiej i kutuzowskiej. Opracował on nowy system rakiet zapalających, burzących, 'Wyrzutnie dla tych rakiet oraz taktykę hojowego zasto'sowania utworzonej broni. Rosyjskie urządzenia rakietowe już wówczas swymi własnościami bojowymi i manewrowośdą przewyższały urządzenia zagraniczne. ·W 1826 r. bojowe rakiety A. Zasiadko zaczęły masowo produkować specjalne "Zrakłady -Rakietowe", wybudowane na Polu W ołkowym w .pob'liżu Peterslburga.
15
W 1834 r. na Newie opodal IPeters'burga zademonstrowano opancerzoną łódź podwodną, :skonstruowaną przez generała rosyjskiej armii A. Szildera i Z'budowaną w Zakładach Ale'ksandroW'skich. Uzlbr·ojeniem tej łodzi (rys. 2) była mina i sześć rakiet, które mo·żna 1było odpalać spod wody do celów nawodnych
i podwodnych. W łodzi tej, po raz pierwszy na świecie, wykorzystano energię elektryczną do zapłonu rakiet i wysadzenia miny. Idea wykorzystania elektryczności w technice rakieto:wej oraz uzbrojenia okrętów podwodnych w rakiety została obecnie szeroko rozpowszechniona. Oprócz A. Zasiadko i A. Szildera konstruowaniem i udoskonaleniem rosyjskich rakiet zajmowali się W. Wnukow, P. Kcwalewski i inni, jednak rakiety ich posiadały szereg wad. Było to spowodowane tym, że wynalazcy posiadali zaledwie ·począt kowe wiadomości o sile ciągu i zachowaniu •się rakiet w locie, zaś jakość pr<:Ydukowanych rakiet była ni'ska, ponieważ 'produkcja rakiet posiadała charakter rzemieślni·czy. ·W latach 40-tych XIX wieku rozpaczął swą działa1ność K. Kon:stantinow - wyróżniający się rosyjski uczony i wynalazca. Był on śmiałym nowatorem i dalekowzrocznym 'badaczem. K. Konstantinow dokonał prawdziwej rewolucji we współczesnej technice rakietowej i postawił rosyjską naukę o rakietach na pierwszym miejscu w świecie. Zbudował on przyrząd - wahadło balistyczne, pozwalające na analityczne badanie procesów zachodzących w komorze spalania oraz mierzenie siły ciągu rakiety w poszczególnych odcinkach czasu, od początku do końca palenia się substancji prochowej. OpracoRys. 3. Gen. K. Konstantinow wał on naukowe podstawy konstrukcji rakiet i pierwszy zmechanizował proces przygotowania mieszanki rakietowej, przy jednoczesnym zapewnieniu pełnego bezpieczeństwa tego procesu. K. Konstantinow skonstruował najbardziej doskonałe rakiety rosyjskie o zasięgu do 5 km. Rakieta i wyrzutnia rakietowa K. Konstantinowa przedstawiona jest na rysunku 4. Rosnące sukcesy artylerii rosyjskiej, konstrukcja szybkostrzelnych, dalekonośnych dział wyparła jednak rakietę jako br·oń tych czasów. Odrodzenie broni rakietowej na nowym, wyż szym etapie rozwoju technicznego nastąpiło dopiero w obecnych czasach. 16
Idea wykorzystania rakiety w 'Charakterze silnika dla obiektów latających od dawna przykuwała uwagę rosyj,Ski,ch wynalazców. Jeszcze w latach 60-tych XIX w. N. Sakownirn opracował projekt kierowanego sterowca z aluminium, z siln~kiem odrzutowym. W 1881 r. pojawił się "Projekt pływającego w powietrzu tprzy,rządu", wykorzystujqcego gazy wolnopalących się
Rys. 4. Wyrzutnia rakietowa i rakieta K. Konstantinowa
substancji wybuchowych. Projekt ten złożony był przez N. Kibalczyca, rosyjskiego rewolucjonistę i znanego działacza "Narodnoj Woli", na kilka tygodni przed egzekucją. W projekcie tym Kiballczyc opracował szereg zagadnień związanych z paleniem się substancji wybuchowych w silnikach odrzutowych oraz zaproponował silnik, w którym prasowane świece prochowe byłyiby kolejno wstawiane za pomocą mechanizmu zegarowego. Jednak znajdując się w więzieniu oraz będąc .pozbawionym możliwości eksperymentowania, Kibalczyc budował swój plan bardziej na domysłach niż na podstawie ścisłych obliczeń naukowych. 2-
Kierowanie rakietami
17
Rys. 5. K. Ciołkowski
Dalszy rozwój rakiet wymagał opracowania teorii ruchu ciała o zmiennej masie. W 1822 r. w swym artykule "0 reakcji wpływającej i wypływającej cieczy" N. Zukowski wyprowadził wzory wyznaczenia siły strumienia cieczy działającej na naczynie, z którego ona wypływa. W 1897 r. profesor Folitechniki Petersburskiej I. Mieszczerski wyprowadził równanie ruchu ciał o zmiennej masie, do których odnoszą się i rakiety. Jednak kompleksową i ści śle naukową teorię ruchu odrzutowego stworzył wybitny rosyjski uczony i wynalazca - Konstanty Edwardowicz Ciołkowski (1857 1935). Ciołkowski wykazał, że w rakietach jako materiał pędny należy stosować nie proch, a paliwo
wydzielające przy spalaniu możliwie dużą energię. Zaproponował on kilka schematów silnika odrzutowego na paliwo płynne i wskazał na najbardziej skuteczne paliwa do takich silników. K. Cioł kowski badał warunki lotu rakiety z uwzględnieniem i bez uwzględnienia siły ciężkości i siły oporu powietrza, wyznaczył współczynnik wykorzystania rakiety i dokonał dokładnych obliczeń zapasu paliwa potrzebnego do lotu w przestrzeń międzypla netarną. On również jest twórcą pomysłu wykorzystania składni ków materiału pędnego do chłodzenia silnika rakiety oraz idei o konieczności doprowadzenia paliwa za pomocą pomp i możliwo ści sterowania rakietą w locie sterami z żaroodpornych materiałów, umieszczonych w strumieniu wylatujących gazów (stery gazowe). Przewidział on kierowanie rakietą za pomocą przyrządów automatycznych i wskazał 111a możliwość za'stosowania w rakietach energii jądrowej. K. Ciołkowski jest znany na całym świecie jako twórca nauki o rlotach międzyplanetarnych oraz jako prekursor współczesnej naukowej teorii ruchu odrzutowego. Stanowi ona podstawę całej techniki rakietowej, powstałej w ostatnich dziesięcioleciach. Prace Ciołkowskiego wzbudziły duże zainteresowanie problemami ruchu odrzutowego w szerokich 'varstwach społeczeństwa.
18
W 1924 r. w Moskwie powstało ..Towarzystwo Lotów Między planetarnych", którego aktywnym członkiem hył F. Dzierżyń ski. W dzienniku "Technika i Zycie" nr 12 z 1924 r. zakomunikowano, że "w połowie kwietnia 1924 r. przy Woj·skowo-Naukowym TOIWarzystwie Ak•ademii Lotniczej powstała sekcja napędu odrzutowego", jednym z celów działalności tej sekcji była " ... samodzielna praca naukowo-badawcza, a szczególnie zJbadanie zagadnienia o wojskowym zastosowaniu rakiet. Wygłoszono tam dla członków szereg referatów, a w ·tej liczbie 'prof. W.etczinkina d. inż. Candera; 'był :planowany konkurs na obliczenie niewielkiej ra:kiety o za:sięgu 100 km itp." F. Cander zaczął ·ztajmować się zagadnieniami napędu odrzutowego jeszcze w 1908 r. i 'wiele uczynił ldla rozwoju nauki o rakietach. Jesienią 1920 r. wygłosił on referat o swoim projekcie silnika odrzutowego. Cander otrzymał osobiście od W. Lenina poparcie celem kontynuowania dalszych prac badawczych w dziedzinie silników odrzutowych. W 1930 r. Cander zbudował si!lnik rakietowy OR-1, wykorzystujący benzynę i •sprężone powietrze. W 1931 r. Idołączyła •się do niego grupa młodych współ<pracowników, wśród których lbyli 'Tichonrawow, Dusz'kin, Kisenko, 'Kosti:kow i inni. ·w marcu 1933 r. badany był 'silnik odrzutowy na paliwo płynne OR-2, a w sierpniu - •silnik M. Tichonrawowa. Rak·ieta z si·lnikiem Tichonmwowa w 1934 r. i 1935 ·r. dokonała kilka uda1nych lotów (rys. 6). Rakieta ta osiągnęła wysokość l O 000 m. Maksymalna wysokość osiągnięta przez rakiety w USA wynosiła w tamtych czasach 2300 m. Pierwszy silnik odrzutowy Candera, oznaczony OR-1, nie można nazwać silnikiem na ,paH'wo płynne dlatego, że w nim jako utleniacz wykorzystywane było sprężone powietrze. Działanie tego silnika było więc raczej zl;Uiżone do działania współ czesnego silnilka przelotowego*. Pierwszym silnikiem odrzutowym na :pa1Hwo płynne w ZSRR był silnik ORM-1, opracowany w 1930 r. W 1931 r. silnik ten wyprodukowano i wypróbowano. Jako utleniacz wykorzystywano w nim czterotlenek azotu, zaś paliwem był toluen. Silnik dawał ciąg równy 20 kG. W ZSRR pierwsze pojawiły się również współczesne konstrukcje silników przelotowych.
* Silniki odrzutowe, w których napęd powstaje wskutek przyśpieszenia gazów przepływających przez wnętrze silnika, przy czym najczęściej jest to tlen z otaczającego powietrza (przyp. tłum.). 19
W. Bazarow w 1923 r. otrzymał 'Patent na silnik przelotowy z odśrodkową sprężarką i turlbiną gazową. W 19'27 r. inżynier A. Lulko opracował konstrukcję pierwszego na świecie dwustopniowego silnika przelotowego. Silniki tego znakomitego w:ry:nalazcy są zainstalowane na samolotach Tu-110. W 1939 r. zaprojektowano i zbudowano silnik odrzutowy na paliwo płynne z regulowaną siłą ciągu. Silnik ten był zainstalowany na szybowcu konstrukcji C. Korolewa i w 1940 r. lotnik W. Fiedorow z powodzeniem wypróbował ten obiekt latają cy. Pierwszym radzieckim odrzutowym myśliwcem był myśliwiec BI; zaprojektowano go i zbudowano latem i jesienią 1941 r. przez zespół konstruktorów pod kierownictwem W. Bołchowitinowa. Na myśliwcu BI zainstalowano silnik odrzutowy na paliwo ciekłe. I de a kierowania na odległość ruchomymi obiektami powstała na początku XIX wieku, gdy pojawiła się technika łączności elektrycznej. Jeszcze przed wynalezieniem radia, gdy istniało Rys. 6. Start radzieckiej rakiety meprzekazywanie teorologicznej konstrukcji M. Ticho- przewodowe nrawowa sy15nałów elektrycznych, dokonywano doświadczeń nad kierowaniem na odległość okrętami i samochodami. Wkrótce po wynalezieniu radia przez A. Popowa (1895) zaproponowano cały szereg układów kierowania ruchomymi obiektami przez radio, za pomocą odbiorników wykorzystujących własności koherera. Pierwsze udane doświadczenia nad kierowaniem obiektu latają cego (samolotu) dokonano we Francji w 1918 r.* W okresie od
* Omawiany samolot, kierowany za pomocą radia, przebywał w powietrzu około godziny i po przelocie skomplikowanej trasy o długości ponad 100 km wrócił do swojej bazy. W dziesięć lat później, angielski bombowlec kierowany przez radio przeleciał. około 1000 km po zamknię tym kręgu i samodzielnie wylądował na lotnisku. W ostatnich latach przed drugą wojną światową samoloty kierowane przez radio wykonywały już skomplikowane ewolucje (przyp. red.). · 20
1928- do 1935 r. w Austrii dokonywano doświadczeń nad kierowaniem rakiet pocztowych. Rozkazy do rakiet przekazywano za pomocą radia i promieni podczerwonych. · Hozwój techniki telekier.owania ułatwiało dążenie do wytworzenia broni kierowanej '(przede wszystk,im rakietowej). !Pierwsze projekty kierowanych ralkiet 1bojowych 'POjawiły !Się w końcu lat dwudziestych zarówno w ZSRR, ja!k i za grenicą. W .niektórych proj,ektach proponowano sposoby utrzymania raikiety w wiązce światła reflektora skierowanego na cel. Na przykład "w metodzie lufy przyłożonej do piersi" proponowano system k,ierowania* jtak na rysunku 7. Wią2lka światła z silnego reflektora kierowana jest na cel. Reflektor l winien lekko poruszać się w płaszczyźnie pionowej i poziomej. Poprzez reflektor przechodzi wyrzutnia w kształcie rury 2 i dlatego wiązka światła z reflektora jest pierścieniowa. W rakiecie 3 znajdują się komórki fotoelektryczne 4, które przy wyjściu rakiety z "lufy świetlnej" światłem
oświetlane
są
reflektora. Przy oświetleniu komórki foto- ~=~=~::7. elektrycznej powstaje syg- m nał, który po wzmocnieniu Rys. 7. Jeden z dawnych projektów rakiety kierowanej : powoduje uruchomienie me- reflektor, z - wyrzutnia w kształcie chanizmów obracających ste- 1rury, 3 - rakieta, 4 - komórki fotoelektryczne, 5 - stery ry powietrzne 5 tak, że rakieta wraca do "lufy świetl nej". Jeśli światło reflektora będzie bez przerwy skierowane na cel, to rakieta trafi do niego. Do realizacji projektów: rakiet kierowanych niez'będne było dokonanie ol1brzymkh prac 'badawczych z dziedziny aerodyna~ m~ki rakietowej, automatyki, elektroniki i innych gałęzi nauki. Do początku II wojny światowej prace tego rodzaju prowadzono w wielu krajach świata. " W 1936 r. w Peenemiinde (Niemcy) założono wojskowy instytut badawczy, który odegrał ldużą rolę w ,rozwoju kierowanej 'broni rakietowej. Właśnie 'tam, podczas drugiej wojny świato-
*
Opis
według
terminologii autora projektu
inżyniera
A.
Owiżenia.
21
wej, zbudowano rakietę balistyczną A-4 (Aggregat-4), znaną pod nazwą rakiety V -2. Przegranie przez Niemcy hitlerowskie powietrznej bitwy na:d Anglią i przyg~otowywanie niemieckiej armii do wojny z ZSRR w 1941 r. skłonHo Niemców do wznowienia przerwanych w 1939 :r. prac nad konstrukcją kierowanych samolotów-pocisków, które zapowiadały się znacznie taniej od 'Ciężkich hom'bowców. 13 czerwca 1944 r. rozpoczęło się hom:bardowanie Londynu przez niemieckie samoloty-pociski V -1. Jako 'Pl'Ototyp tego :pocisku posłużył niemiecki samolot Fi-103 firmy Fieseler Flugzeugwerke z przelotowym 'silnikiem pulrsacyjnym. Samolot ten posiadał automatyczne urządzenia kierujące i miał udźwig 800 ~G środków wyrbuchowych. Maksyma'lna prędkość wynosiła 600 km/godz, 1pułap do 3 km. Ogółem na Londyn WYJpuszczono 8 000- 9 000 takich :pocisków, z których oko];o '33% upadło w rejonie Londynu. ,pozostałe zorstały strącone przez Arrglikó'w lub upadły na terytorium Francji. Samoloty-pociski V -1 okazały się mało skut·eczne. We wrz~śniu 1944 r. rozpoczęłó się boJowe zastosowanie przeciw An'glH ·ddrzutowych pocisków balistycznych V -2. Były to ~rakiety o dług,ości 12 m i wardze 12,6 T W)'lposażone w silnik odrzutowy na. pailiwo ciekłe. Zasięg lotu tych pocisków wynosił około 330 km, prędkość osiągała 6 000 km/godz, a pułap 90 km. Na Anglię, a głównie na Londyn, wypuszczono około 3 200 pocisków V -2. W ostatniej fazie wojny wypuszczono jeszcze około 2 000 pocisków na Antwerpię, Brukselę i Liege. Oprócz tych rakiet Niemcy skonstruowali rakietę przeciwczołgową sterowaną za pomocą przewodów; przeciwlotnicze rakiety o prędkośd naddźwięk~owej "Rheintochter", "Wa:sserfall", "Feuerlilie", "Enzian"; rakiety do walk powietrznych: na paliwo dekle kierowaną przewodowo X-4 i prochową kierowaną przez radio Hs-298. 'Wszystkie te rakiety były 'skonstruowane i wypróbowane przy końcu wojny i nie były z;a:stosowane na froncie. Jednak lilawet zastosowanie ich nie magloby uratować skazanych już na klęSkę Niemiec hitlerowskich. Do czasu ukończenia wojny Niemcy posiadali w różnych stadiach projektowania i rprodukcji dkoło 130 t)'lpów rakiet kierowanych, w których zastosowano prawie wszystkie znane obecnie systemy kiero~wania. Wieloletnie doświadczenie pracy naukowo.-badawczej specjalilstó'w niemieckich w róŻIIl.ych dziedzinach technik,i, a w tej liczbie i w dziedzinie technik'i rakietowej stanowiło dużą wartość dla 'kPajów zwycięzców Niemiec. Przy 'końcu wojny i zaraz po jej ukońezeniu Amerylkanie dakonali specjal-
22
nej operacji, której celem było zdobycie wszystkich cennych niemieckich materiałów naukowo-badawczych (a razem z nimi i uczonych specjalistów) oraz wywóz ich z Niemiec. Około 2 000 niemieckich specjalistów 'z różnych dziedzin lllauki i techniki znalazło się w USA. Tamże wywieziono i starannie zbadano wiele rakiet niemiecki:ch. Przy pomocy specjalistów niemieckich, a niekiedy pod ich bezpośrednim kierownictwem Amerykanie doskonalą i projektują nową kierowaną broń odrzutową. Przewaga rosyjskiej techniki rakietowej nad zagraniczną, która zaczęła się jeszcze w okresie rakiet A. Zasiadko i K. Konstantinowa, jeszcze bardziej utrwaliła się obecnie. Świadczą o tym dokonane z powodzeniem próby silnych rakiet wielostopniowych i znakomite sukcesy ,zSRR w dziedzinie !badania przestrzeni kosmicznej. 1Start ;pierwszych radzieckiech sztucznych satelitów, sputników Ziemi lbył oceniony na zachodzie jako "duży skok techniczny, prze~amanie" i zmusił amerykańskich •specjalistó'w do stwierdzenia, że Z:SRIR wyprzedził USA na kilka lat w dziedzinie międzykontynentalnych rakiet balistycznych i pocisków do badania przestrzeni międzY'planeta·rnej. Po lota·ch radzieckich pojazdów kosmic'znY'ch, w których czło wiek po raz pierwszy :poleciał w Kosmos, dzienniki ameryk'ań skie 1pisały, że pozostawanie ·w tyle przez USA zwiększyło się i triumf radzieckich kosmonautów "wskazuje na 'duży stopień doskonałości systemu kierowania i ~bogate wiadomości z dziedziny biologii, nie mówiąc już o dobrze znanej przewadze mocy silników rakietowych". W ZSRR znajdują się teraz wszystkie rodzaje rakiet i potęż nych środków rażenia, niezbędnych do odparcia dowolnej agresji imperialisty·cznej. Osiągnięte sukcesy i olbrzymie skale badań w dziedzinie rakiet stały się możliwe w ZSRR dzi~ki wyższości socja'ltstycznego systemu gospodarowania, mocy gospodarki socjalistycznej oraz troski partii 'i rzą'du o rozwój nauki i techniki, o zapewnienie bezpieczeństwa narodu radzieckiego. Start w ZSR'R sputników i pojazdów kosmicznych ma duże znaczenie naukowe. Doskonała technika rakietowa ZSRR otwiera szerokie perspekty>Wy dla badania tajemnic systemu pl anetarnego i przestrzeni ko'smicznej. 1
23
Rozdział
11
PODST A WY FIZYCZNE RUCHU POD WPŁ YWEM ODRZUTU
1. Siła odrzutu Wyo'braźmy sO'bie rurkę z zamkniętymi !końcami, wypełnioną gazem pod ciśnieniem. Gaz równomiernie ciśnie na ścianki rurki. Gdy nagle na jednym końcu rurki zrolbimy otwór, to gaz we wnętrzu będz·ie jeszcze cisnął na remknięty koniec, ale w drugim końcu nie ma już na co ci!snąć i dlatego rurka pod ciśnieniem gazu może rozpocząć ruch, w kierunku przeciwnym do otwartego ikoń·ca. Jeśli w rurce w jakikolwi~k spo:sób ,będziemy ciągle podtrzymywać wysokie ciśnienie gazu, to oczywiste jest, ·że w sposób eiągły będzie działać to ciśnienie na ścianki rurki, wywołując siłę odrzutu, zmuszającą rurkę do coraz ·szyfbszeg•o ruchu. Powyż•szy przy!kład z rurką to !bardzo proste i poglądowe wyjaśnienie zasady ruchu odrzutowego. Jedrnakże nie jest wystarczające tylko po:manie istoty ruchu odrzut·owego - niezbędne jest jeszcze jego obliczenie. Do takich obliczeń wykorzystuje się trzecie prawo Newtona, czyli prawo zachowania ilości ruchu. Prostą ilustracją tego prawa jest znane doświa'dczenie z kułkami, o którym pisał K. Ctołkowski: "Wyobraźmy sobie dwie kulki w przestrzeni pozbawionej cięż kości, a między nimi •odpychającą je sprężynkę. Jeśli umożli wimy rozszerzenie się spręży!Dki, to jednej kulce przekażemy ruch na prawo, a drugiej na 1lewo"*. Można powiedzieć, że lewa kulka uzyskała ruch skutkiem reakcji odrzutowej od niej prawej kuliki. Jeśli M1 i v1 masa i prędkość jednej kulki, a M 2 i v 2 drugiej, to uzyskane przez kulki prędkości są ·odwrotnie proporcjonalne do kh mas
* K. C i o ł k o w ski: Badania przestrzeni świata towymi. Dopełnienie do I i II części, Kaługa, 1914. 24
przyrządami
odrzu-
(l) W doświadczeniu z rurką w)Tipełnioną sprężonym powietrzem mamy wzajemne oddziaływanie !dwóch ma:s (rurki i masy wylątującego gazu) oraz ruch rurki i gazu w różnych kierunikach pod działaniem siły rozprężającego się gazu. W ten sposób równanie (l) może stanowić podstawę obliczenia siły odrzutu. Ogólnie biorąc, wszelki ruch jest oparty na zasadzie odrzutu, tj. na odrzuceniu pewnej masy w odwrotnym kierunku. śmigło samolotu odrzuca rpoza siebie powietrze, śruba okrętowa - wodę, koła 'samochodu z jakąś nieznaczną pręd!lwśdą odpychają ziemię. Silniki nlB.pędowe powyższych ruchomych obiektów są silnikami z odrzutem tpośrednim. Siła odrzutu !działa na nie poprzez ogniwo pOIŚrednie - śmigło, śrubę, :koła. Opróez tego można je stosować tam, gdzie istnieje otaczające ·środowisko powietrze, woda. Ruch obiektu z silnikiem o 'bezpośrednim odrzucie (rakiety) nie wymaga obecności otaczającego środowiska, ponieważ odrzucana masa znajduje się na pokładzie samego obiektu. Masa obiektów
Ciołkowskiego
Pierwszym zagadnieniem rozwiązanym przez Ciołkowskiego było określenie maiksyma'lnej tprędkości, jaką może osiągnąć rakieta. R-ozwiązał on to zagadnienie ·zakładając, że nie istnieją siły cię:?Jkości i opór środowiska. Ruch rakiety w takim przypadku uwarunkowany jest tylko odrzucaniem, wypływem czą stek substancji. Rakieta tprzed rozpoczęciem pracy ·silników posiada masę M0 , a .prędkość jej wtedy rówma się zero. Oznaczymy literą M zmienną masę ra:kiety, zmniejszają·cą się podczas pracy silnika, a Hterą Mk - jej masę po wypaleniu się paHwa. Będziemy uważać, że względna prędk·ość odrzucanych gazów pozostaje stała przez ·cały czas pracy silnika. Jeśli od ·rakiety oddziela się w jakiejś 'chwili niewiełka masa Lfm z tpręd'kością
25
Vr, to rakieta otrzymuje jakąś nieznaczną :starwie wzoru (l) moiżerny napisać
(M-
~m) ~v
=
prędkość
L1v i na pod-
~mv,
Otwierając
nawiasy otrzymujemy ML1v - L1mL1v = L1mvr Iloczyn bardzo małych wielikości L1mL1v to wielkość drugiego rzędu, którą można pominąć. Wówczas przyro:st kości rakiety wynorsi .dm L1v = v , -
mała pręd
M
Ażeby znaleźć wielikość slmńczoną prędkości rakiety vk. nie:zbędne jest zsumowanie wszystkich tych małych przyrostów L1v, od chwm rozpoczęcia pracy silnika do końca jego pra·cy. W matematyce wyższej dokonuje się to przez całkowanie. Po zcał
kowaniu otrzymujemy wzó:(2)
zwany wzorem C i o ł k o w ski e g o, gdzie In logarytm naturalny (przy podstawie e~ 2,72). Ponieważ
Mo=Mk+MP :gdzie Mp- masa .paliwa, to vk = v,ln Mk
+ Mp
=
v,ln (l
Mk
+ Mp) =
v,ln (I +z)
(3)
Mk
Stosunek masy paliwa do masy pustej rakiety (masy konstrukcji rakiety) nazywany jest liczbą CiołkawSikiego z. Ze wzoru (3) rwidać, że dla otrzymania możliwie dużej pręd kości rakiety niezbędne jest zwiększenie prędkości przepływu gazu i liczby Ciołkowskiego. Prędkość rakiety jest wprost pro.porcjonalna do prędkości 'wY]Pływu gazów. Jeśli zwi~kszać pręd kość wypływu gazów proporcjoonalnie do postępu arytmetycznego, to tak samo wzrośnie prędkość rakiety. Dla takiego zwiększenia
prędkości
zwięk•szenie
kosztem
:26
ln Mo (wz6r 2) Mk
Mo . . wyrazu proporcJonalm.e do Mk
tycznego.
członu
niezbędne
postępu
jest
arytme-
Ze wzoru Cio~kowskiego można obliczyć prędkość, jaką osiąg nęłaby koń·cowa ma:sa rakiety w rezultacie pracy silnika, jeś'li 'by na nią nie działały siły ciążenia ziemskiego ·i oporu środo wiska. Uwzględniając ciężar narpisać w :postaci ·
rakiety i opór powietrza wzór (3)
należy
(4)
gdzie k - współczynni:k mniejszy •Od jedności. Wykorzystamy ten wzór do obliczenia największej prędkości, jaką może rozwinąć rakieta. Współczynnik k dla rakiety V-2 był równy około 0,7. Załóżmy, że prędkość wypływu gazów wynosiła 3 000 misek. Liczba Ciołkowskiego dla większości rak·iet wynosi 4 -;- 8; znaczne zwiększenie jej. uniemożliwiają trudności konstrukcyjne. Niech dla prostoty z wynosi 10. Z podstawienia do wzoru (4) prędkość rakiety wynosi poniżej 5 000 misek. Wiadomo jest jednak, że do wystrzelenia sztucznych satelitów Ziemi i pojazdów kosmicznych potrzebne są prędkości przekraczające 8 000 -;- 11 000 m/sek. Możliwości osiągnięcia tak dużych prędkości wskazał K. Ciołkowski wysuwając ideę rakiet składanych "pociągów rakietowych". 3. Rakiety wielostopniowe
Sama na:Z!Wa wskazuje, że rakieta wielostopniowa składa się kilku ·części. Części te .stanowią oddzielne rakiety lub zespoły rak·iet, które mogą w locie oddzielać się od rakiety podstawowej. P.odstaworwa i:dea rakiety składanej polega na tym, że w miarę wypalania się pali'wa, od rakiety oddzielają się niepotrzebne już części (stopnie) rakiety i praca użytkowa wypływających gazów przeznaczona jest nie na zwiększenie prędkości tych bezużytecznych części, lecz na zwiększenie prędkości tych części, które są wykorzystywane lub będą wykorzystywane. Wyprowadźmy rwzór Ciołkowskiego dla skłaqanej rakiety, bez uwzględnienia przyciągania Ziemi i oporu powietrza. Pręd kość, jaką uzyska rakieta przy końcu pracy pierwszego stopnia, tj. w chwili oddzielenia pierwszej partii zużytych już części od pozostałej masy, oznaczymy przez v1 , a stosunek masy wypalonego paliwa do masy, którą :posiada rakieta •składana w tej chwili (włącznie z masą przestającej pracować, oddzielającej się części), przez Z1. Ponieważ na danym etapie :praca rakiety składanej niczym E
27
nie
różni się
od pracy rakiety jednostOipniowej, to ze wzoru (3)
określamy
v1 =
Vrt
In (l
+
Zt)
(5)
gdzie przez Vr1 oznaczona jest prędkość wypływu w prozmę gazów wytworzonych w pierwszym stopniu rakiety składanej. Po ukończeniu pra•cy silnika pierwszego stopnia, oddziela się od rakiety pewna masa, która przy braku sił oporu i cięzkości porusza ·się prosto·linijnie i równomiernie z prędkością Vt. W stosunku do tej masy rozpatrzymy ruch rakiety składanej w drugim etapie jej pracy. 'Ruch rakiety w 'stosunku do· odrzuconej ma:sy będ·zie 'posiadać zuipełnie tarki sam charakter, jaki posiadał ruch rakiety składanej w stosunku do Ziemi w pierwszym etapie pracy. Dlatego przy obliczeniu prędkości rakiety przy końcu drugiego etapu jej pracy należy korzystać ze wzoru (3). Oznaczamy prędkość ruchu rakiety składanej, w stosunku do Ziemi przy końcu drugiego etapu pracy, przez v2 , zaś stosunek masy wyrpalonego paliwa do masy tej rakiety przy końcu drugiego etapu jej pracy (włącznie z masą drugiej odrzucanej, nie pracującej części) przez z2 , i otrzymamy ze wzoru (3)' v2
v1 = Vr 2 ln (l + z2)
-
(6)
rakiety składanej w stosunku do pierwszej, odrzuconej części w końcu pracy jej drugiego stopnia; Vr2 prędkość wypływu w próżnię gazów wytwarzanych w drugim :stopniu rakiety. Ze w~oru (6) znajdujemy, że v2 = v1 + v, 2 ln (l + z 2 ). Wykorzystując wzór (5) otrzymujemy V2 =Vnln(l +z 1 ) +vr 2 ln(l +z 2)
gdzie
V2 -
v1
-
Rozpatrując
prędkość
stopień pracy rakiety składanej i wproi Vr3 (podobnie jak dla drugiego stopnia wprowadziliśmy wielkości v 2 , z2 i vr2) dla prędkości rakiety w stosunku do Ziemi ilwńcu trzeciego etapu otrzymamy wyrażenie
trzeci
wadzając wielkości v3, Z3
w
v3 = Vnln (l + z1 ) +vr 2 ln (l + z 2) + Vr3 ln (l + z3 ) Jeśli
rakieta
składallla
ma n stopni, to dla ostatniej prędkości rakiety, ·otrzymamy wy-
Vn, która będzie ostateczną rprędkością rażenie
Vn=Vnln(l +z 1) +vr 2 ln(l +z 2) +vr 3 ln(l +z 3 ) +
+ ... + Vrn In (l 28
+zn)
(7)
Jeśli
Vn
to wzór (7)
=
Vr 2
=
Vr 3
= ... =
Vrn
=
Vr
oraz
Z1
=
Z2
= z3 = ... Zn =z
uprości się
(8)
Otrzymany wzór wskazuje, ·że stosując n ·stopni rakiety zamiast jednego, !przy jednakowych wartościach !prędkości wypływu gazów i lkzby Cio~kowskiego, otrzymamy prędkość n razy większą. · Jeśli uwzględnić siłę ciężkości i opór powietrza, to zamiast wzoru (8) będzie (9) Vn = knvr ln (l + z) współczynni:k Należy zaznaczyć, że
jedności. współczynnika k dla rakiety wielostopniowej jest zazwyczaj niewiele większa niż dla jednostopniowej, ponieważ przy wznoszeniu się rakiety gęstość powietrza, a tym samym i jego opór stopni•owo się zmniej•szają. 'Zwiększenie prędlwści rakiet wielostopniowych osiąga się !kosztem znacznego zwiększenia ich dężaru sta·rtowego. Na przykład amerY'kańska !dwustopniowa rakieta Titan przy obciążeniu użytkowym około l T 'posiada ciężar startowy ponad 100 T. Z powyższego widać, że ciężar •odrzucanych konstrukcji pierwszego stopnia przewyższa wielokrotnie ciężar !kontynuującej lot rakiety. Uwolnienie się od taikiego balastu pozwala ra1kiecie na osiągnięcie kosmicznych prędkości.
gdzie k -
mniejszy ·od wartość
4. Siła cić1gu rakiety
Umocujmy rakietę na stanowisku doświadcz_alnym (rys. 8), gdzie jest przestrzeń pozbawiona powietrza. Siłę ciągu rakiety można zmierzyć za pomocą dynamometru D. Można ją także określić anaHtycznie i w tym ·celu wyprowadzimy ·odpowiedni wzór. Przy analizie siły ·ciągu można wywnioskować, że 1skła'da się ona z dwóch czynników. Jeden z nich jest nam wiadomy. Pojawia się on kosztem reak•cji wyrzucanych z rakiety cząstek gazu. Jeśli w każdej sekundzie z •rak·iety wyrzucany jest gaz o masie m z szybkością Vr, to czynnik ten wynosi Pp = mv/.
* W podręcZniku fizyki stosuje . się powszechnie wzór: P • t = m • v, zwany z a s a d ą z a c h o w a n i a ilości ruch u. Omawiane w te;;:ście niniejszej książki wzory odnoszą się do czasu jednostkowego t = l sekunda (przyp. red.). 29
Drugi czynnik
siły ciągu wyrr~ka
ze statyeznego c1smenia gazu. znajduje 'się próżnia, a z tyłu raJkiety. Jeśli otwór wylotowy silnika rakietowego ;posiada pole przekroju S 8 , a ciśnienie wydobywających się gazów jest :stałe i równe po, to gazy cisną na silnik z siłą Pd = S 8 p0 • W ten sposób sHa ciągu rakiety R = Pp Pd = mvr S 8 po. Jeśli rakietę umieśoić nie w przeRzeczywiście, z prz·odu rakiety gaz wydolbywający 'się z silnika
+
+
P.
Rys. 8. Stanowisko do
określenia siły ciągu
rakiety
strzeni pozbawionej powietrza, a w atmosferze, to na sHnik działała już różnica dŚinień rwydobywającego się gazu i ciśnienia powietrza Ph· · Siła ciągu rakiety będzie
będzie
R = mvr +Sa (Po- Ph)
(10)
Wzór (10)' wskazuje, że opinia jakoby rakieta odpychana była od powietrza jest zupełnie nieuzasadniona. Z równania tego wynika, Ż·e olbecność atmosfery nawet zmniejsza siłę ciągu. Należy także zwrócić uwagę na to, ż.e dąg :silnika odrzutowego nie zależy od prędkości lotu rakiety. :Niekiedy rwyrażenie na ciąg silnika w próżni zapisuje się w posta'Ci (11)
gdzie m
- ubytek masy na sekundę. -umowna, tak zwana efektywna prędkość wypływu gazu. Łatwo znaleźć, ż·e efektywna prędkość wypływu gazu dla próżni wynosi Ve
Ve
30
=
Vr
SaPo +-m
(12)
5. Ogólna sprawność silnika rakietowego
Tak jak w każtdym silniku deplnym, sprawnosclą silnika rakietowego nazywamy stosunek pracy użytkowej do pracy straconej. Załóżmy, że w pewnym krótkim ezwsie zostało wypalone paliwo ·o masie ilm. Jeśli uważać prędkość rakiety w ·czasie ilt za stałą i pominąć czynnik ciągu silnika Sa (Po- Ph), to użytkolwą pracę silnika An w tym czasie można obliczyć pomnożywszy siłę .
c1ągu
Llm
-
Lit
Vr
przez
drogę
vilt,
jaką przebyła
r
Llm An = Vr vLit = Llmvrv Lit
Teraz obliczymy pracę straconą. Po pierwsze, silnik nadał pa-liwu o masie ilm prędkość rakiety v, przeznaczona na to praca Llm-v•. P o d rug1e, · zuzy · t e pal"1wo prze k sz t a ł c1wszy · · wynos1· s1ę 2 w ga:z posiada
Llm v~
- - , która
energię kinetyczną
2
także
nie wy-
kanuje pracy użytkowej i rozpra'sza się w otaczającym śro dowisku. W ten sposób wspókzynni:k sprawnoś·ci jest określony
LI m Vr v
'YJc = - - - - - - ' - - Llm v2 Llm v~
--+-2
lub po
2
przekszałceniu
2..!:__ Vr
'Y)c = -------'---
1
+ (~)2
A więc widać, że sprawność ·silnika odrzutowego zależy od prędkości rakiety: W odróżnieniu od tego rodzaju wsipółczyn ników innych silników może on być równy l, gdy v = V r. W takim :przypadku :prędkość wypłytwając~go gazu rw stosunku do punktu •startu je,st równa ·zero i cała energia kinetyczna gazu zamienia się w energię kinetycz;ną rakiety.
31
6. Niektóre wielkości charakteryzujące silnik rakietowy
1Moc ciągu silnika Nc jest wyrażona w koniach mechaniczmych. Ponieważ pracę silnika obUcza się jako iloczyn siły i drogi przebytej przez rakietę, a wiemy, że moc jest pracą na jednostkę czasu, przeto moc sHnika ra1kietowego znajdziemy po pomnożeniu siły ciągu przez prędkość rakiety (droga na jednostkę czasu). Celem uzyskania mocy w koniach mechanicznych uzyskany rezultat należy podzielić przez 75 Nc = Rv =-.!:.._ [G8 vr +Sa (p0 75
W
powyższym
75
g
-
Ph)]
KM
wzorze m= Gs, gdzie G8 oznacza g
·sekundę, a g - przyśpieszenie ziemskie. Jeśli rakieta znajduje się w próżni, to Ph =O ł jest określana wzorem
(14)
zużycie
pa-
liwa na
Nc
=
GsV~e 75g
wtedy moc ( 15)
Siła ciągu R, rozwijana <przez silnik, nie za1eży ·od prędkości rakiety i we współczesnych silniikach odrzutOIWych na paliiwo ciekłe dochodzi do dziesiątków T. Istnieją silniki o ciągu powyżej 700 T [8]*. Ze wzoru (15) wynika, że moc silnika rakietowego jest wprost proporcjonalna do prędkości rakiety i przy pręd kościach lotu rzędu kilku tysięcy metrów na sekundę osiąga dziesiątki milionów koni mechanicznych. Zuży,cie paliwa na sekundę Gs określa ciężar paliwa zużywanego ·co sekundę na wytworzenie określonego ciągu si1ni!ka. Ponieważ G 8 =mg, to ze wzoru (10) łatwo można otrzymać
(16)
W
próżni
natomiast (17)
Jeśli ciąg silnika wypływu gazu jest
jest równy 500 T, a efektywna prędkość równa 2500 m/sek, to z tego wzoru łatwo
* Liczba w nawiasach kwadratowych wskazuje kolejny numer tródła w spisie literatury na końcu książki.
32
można określić,
że rakieta w każdej 'Sekundzie traci prawie 2 T swojego ciężaru. Taka strata nie może trwać długo i dlatego ezas pracy silników współ-czesnych rakiet mierzy się minutami. Ze względu na krótkotrwałą pracę 'współczesnych rakiet termochemicznych nazywane są one także rakietami impu~sowymi.
I m p u l s w ł a ś c i w y c i ą g u s i l n i k a Rw1 określa siłę w stosunku do ciężaru paliwa zużytego w ciągu l sek
ciągu
R
Vr
Ga
g
l
Rwt = - = - · - - - - - - kG sekfkG
(18)
1 _Sa (Po- Ph)
R Impuls właściwy ciągu silnika odrzutowego ORM-65, skonstruowanego w ZSRJR jeszcze w 1936 .r., wynosił 210 kG sek/kG, a najbardziej doskonałego na zachodz·ie silnika odrzutoweg.o z końca II wojny światowej (silnik rakiety V -2) wynosił 220 kG sek/kG. Impuls właściwy ciągru silnika można także mierzyć w sekundach. Ody Ph = O otrzymujemy Ve Rwł = -
g
( 19)
Jak wynika ze wzorów {14)-:- (19) w celu 2lWiększenia impulsu właściwego siły ciągu i mocy ciągu silnika oraz zmniejszenia zużycia paliwa na 'sekundę, niezbędne jest zwi~kszenie prędkości wypływających z silnika ·cząstek gazu. Prędkość wypływu gazów w termot:hemicznych silnikach rakietowych według albliczeń teoretycznych nie może przekraczać 5000 m/sek i dlatego imipu1ls właściwy "·zwykłych rakiet" musi być zawsze mniejszy od 500 sekund. Jeśli odrzucać od rakiety naładowane elektrycznością •cząstki, na przykład jony, to w elektrycznych przyśpieszaczach można rozpędzać je do ogromnych prędkości. Impuls właściwy takich silników jonowych może osiągać kilkadziesiąt tysięcy sekund. Energię niezbędną tdo przyśpieszenia naładowanych cząstek można otrzymywać za pomocą pdkła:dowej elektrowni atomowej. Pomimo olbrzymiego impulsu właściwego silniki jonowe charakteryzują się stosunkowo niedużą siłą 'Ciągu (20) oraz niskim zużyciem "paliwa" na sekundę. Małą masą środka napędowego można rozpędztać rakietę tdo kosmicznych prędko ści, choć w stosunkowo dług·im czasie, ponieważ z powodu nie3-
Kierowanie rakietami
33
siły ciągu ralkieta 1będzie leciała z nieznacznym .przyśpieszeniem. Silniki jonowe 'prawdopodobnie znajdą zastosowanie w lotach międzyplanetarnych. Największym impul,sem charakteryz·ować się będzie tzw. siln~k fotonowy, który promieniuje kwanty 1 lulb fotony światła. Talki silnik jest jeszcze wizją przyszłości.
wielkiej
7. Podstawowe wymagania stawiane paliwom rakietowym
W !komorze spalania silnika ra:kietowego następuje proces spalania paliwa, na skutek czego energi'a chemiczna zamienia się na energię cieplną. Część energii cieplnej produktów spalania przekształca się w energię kinetyczną wypływającego strumienia. W ten sposób do uzyskania dużej prędkości wypływa jącego strumienia niezbędne jest, 1ażeby 'paliwo charakteryzowało się dużym zaipasem energii chemicznej i posiadało dużą wartość opałową. K. Ciołkowski wykazał, że prochy charakteryzują :się niewielkim zapasem energii ·chemicznej. Wa·rtość opał-owa prochu jest mniej rwięcej 10 ·razy mniejsza od ropy naftowej. Ciołkowski pierwszy zaproponował typ rakiety, napę dzanej zamiast prochem - 1paliwem ciekłym oraz utleniaczem niezbędnym do spalamia tego 'pailiwa (rys. 9). Rórwnież on sformułował podstaworwe wymagania stawiane paliwom rakietowym, które są aktualne do chwHi obecnej. Oto one: "środki napędowe silników rakietowych powinny charakteryzować się następującymi własnościami:
- na jednostkę swej masy przy spa•laniu umożliwiać uzyskanie maksymalnej pracy, - przy połączeniu wytwarzać gazy lub płynne ~substancje, zamieniające się skutkiem nagrzania w parę, - przy spalaniu wytwarzać stosunkowo niską temperaturę, ażeby nie spalić i nie roztopić komory spalania, - zajmować niewielką objętość, to jest posiadać stosunkowo dużą gęstość, - być płynne
i
łatwo mieszać się. Używanie
proszków jest
skomplikowane, - mogą być w
~stanie gazowym, jednak muszą posiadać wysoką temperaturę krytyczną i ni'skie ci:śnienie krytyczne, ażeby wygodnie 'było użyć je w postaci skroplonej. Skroplone gazy na ogół są niewygodne ze względu na niską temperaturę przechowywania, ponieważ pochłaniają one ciepło. Dlatego wykorzystanie ich jest związane ·ze stratami skutkiem parowania oraz niebezpieczeństwem wybuchu. Nie nadają się także drogie,
chemicznie niestateczne i trudno uzyskiwalne substancje". [28] 34
Z dwóch rodzajów paliw o jednakowej wartości opałowej należy stosować tak,ie, 'którego produkty spalania posiadają większą pojemność deplną. Wówczas temperatura w :komorze spaJania będzie mniejsza. Okazuje się, ż-e wagowa pojemność cieplna gazowych produktów :spalania jest tym większa, im niż szy jest ich ciężar cząsteczkowy. Przy tym zwiększa 'się talkże i ·objętość wytwarzanych gazów. Dlatego wska·zane jest, ażeby 'produkty spalania posiadały mały ciężar cząsteczkowy. 2
J
~
Rys. 9. Schemat kosmicznego statku rakietowego K. Ciołkowskiego (1903 r.): 1 -
załoga
3 -
i
przyrządy,
tlen, 4 -
2 -
komora spalania,
węglowodór
K. Ciołkow·ski wskazał, że w przyszłoś-ci ź,ródłem energii dla silników odrzutowych 'b~dzie energia uzyskana przy rozsz.czepianiu jąder atomowych. J ednak'że do chwili ·obecnej na Zachddzie szeroko stosuje się tylko 'Silniki na pali'wo klasyczne. W takich silnika ch jako utleniacz stosuje s·ię najczęściej skropLony tlen, a także kwas azotowy. Pailiwo stamowią różne produkty r·opy naftowej najczęściej nafta. Stosuje się także spirytusy i pochodne azotu (amoniak, hydrazyna itp.). Rakiet na paliwo ciekłe nie można !przechowywać przez dłuż szy czas w 'stanie gotowości bojowej ze zbiornikami napełnio nymi paliwem. Jest 'to ich dużą wadą. Dlatego w rakietach bojowych często wykorzystywane ·są paliwa stałe, 'W których paliwo i utleni!a,cz znajdują się w 'Stanie połączonym. Stałe ·paUwa rakietowe wytwarzają mniejszy impuls właściwy ciągu silnika niż paliwa ciekłe. Paliwa stałe zazwyczaj są czułe na zmiany tem'peratury 'i ich palenie jest niestabilne. Oprócz tego bal'dzo trudno je:st r·egul,ować siłę ciągu silnika na pali'wo stałe. Jednak rakiety wyposażone w takie 'Silniki są zawsze gotowe do startu. Silniki rakietowe na paliwo ciekłe mają setki ruchomych elementów. Silniki na paliwo stałe są prostsze, posiadają one dwie lub cztery ruchome części i to zwi~ksza pewność ich pracy. 1
Rozdział
III
PODST A WOWE WIADOMOŚCI O KIEROWANIU POCISKAMI
1. Tory pocisków kierowanych
przebywa w przestrzeni śmdek bezpi'lotowy obiekt za pomocą których można wpływać na jego tor lub na jeden z jego odcinków. Kierowanie podskiero jest potrzebne dlatego, ażeby trafić i ·zniszczyć cel, znajdując się w !bezpiecznej od nieg·o odległości. Istnieją dwa główne rodzaje celów ruchome i nieruchome. Również pocisk odrzutowy może startować z wyrzutni nieruchomej lub ruchomej (np. z samolotu). Przy nieruchomych ·celach i wyrzutniach dane niezbędne do porażenia celu uzyskuje się dzięki znanemu względnemu położeniu wyrzutni i celu. Tor pocisku ·odrzutowego może :być z góry obliczony, a pocisk wyposażony w urządzenia zapewniająoe jego lot według określo nego programu. W ·innych rprzypadkach względne poł·ożenie lwyrzutni i celu ciągle się zmienia. Do trafienia ·celu w takich przypadkach niezbędne jest posiadanie urządzen śledzących cel i rw sposób ciągły określających wzajemne poł•ożenie pocisku i celu. Informacje uzyskiwane za pomocą takioch urządzeń wykorzystuje się do kierowania l·otem rpodsku. Kierowanie powinno 'Z18.pewnić 'l·ot rakiety do ·celu po najwygodniejszym torze. Ażeby całkowicie scharakteryzować lot rakiety, niewystarczające są takie parametry jej lotu, jak tor, za:sięg, wysokość, szybkość lotu i inne wielikości ·charakteryzujące lot środka cięż kości rakiety. Rakieta może zajmować w przestrzeni różne położenia w stosunku do swego środka dężkości. Rakieta stanowi obiekt o znacznych wymiara·ch, składający się z dużej liczby zespołów i elementów wykonanych ze znaną dokładnością. W 'Czasie lotu je'st ona poddawana różnym zabuTor rakiety -
to linia,
którą
'Ciężkości rakiety. Pocisk kierowany to latający, wyposażony w środki kierowania,
36
rzenłom związanym z niespokojnym stanem atmosfery, niedokładnośdami pracy urządzeń energetyeznych, różnego rock;aju zakłóceniami itd. Te nłeprzoewidziane przez obliczenia za:burzenia powodują, że faktyczny ruch rakiety ·różni •się znacznie od założonego. Dlatego też celem skutecznego kierowania rakietą niezbędne jest usunięcie niepożądanych wpływów przypadkowych, to znaczy -
·zapewnienie stabilizacji rakiety. 2. Zaburzenia działające na rakietę w locie
Rozpatrzymy ruch prostoliniowy rakiety niekierowanej pod tylko siły 'Ciągu {pomijamy ciężar rakiety). Niech wyrzutnia rakiety znajduje się w punkcie A, a cel - w punkcie B (rys. 10). '
wpływem
A
<>---·--·
X•
~ .
sP ;,
=-------
Rys. 10. Tor idealnej rakiety podczas
R•
działania
·------oB tylko
siły ciągu
. Idealny tor rakiety winien być prostą AB. 'Założymy, że kierunek siły ciągu R silnika, przyłożony do środka ciężkości rakiety śc jest zgodny z osią 1:1akiety, a raikieta jest ·symetryczna. Podczas 'lotu ·rakiety w powietrzu działlają na nią siły aerodynamiczne. W naszym przY'padku siły te spowOido:wane są pojawiającą się różnicą ciśnienia powietrza z przoodu i z tyłu rakiety, a także tarciem rakiety '0 powietrze. Skutkiem symetrii rakiety kierunek działlania siły oporu pow1etrza X, przyłożonej do śr·odka pa~cia śp, 1będzie ·zgodny z osią rakiety. Siła ta będzie zrównoważona siłą dągu, pokrywającą się z osią rakiety i nie zniekształci prostoliniowości ·lotu. Inaczej !będzie, jeśli rakieta posiada •budowę niesymetryczną, spowodowaną niedokładnością ikonstrukc}i i deformacjami oddzielnych części raikiety podczas pracy ·silnika (rys. 11). W tym przypadku podczas lotu rakiety w powietrzu oprócz siły oporu X będzie działaŁa siła aerodynamiczna Y, odchylająca rakietę z toru prostoliniowego. Siła ta pojawia się przy Olpływie przez powietrze obiektów niesymetry;cznych nawet wówczas, je·śli podłużna oś obiektu skierowana jest równolegle do napotykanego strumi·enia powietrza. Pojawienie się siły aerodynamicznej Y spowodowane jest tym, że różne części powierzchni nie37
symetrycznego •Oibiektu 'są opływane przez strumienie powietrza o różnej prędkości. Strumienie powietrza, opływające !bardziej wypukłą powierzchnię (górną), mają prędkość większą niż strumienie opływające powierzchnię mniej wypukłą (<dolną). Z fizyki jest wiadomo, że w tym przekroju strumienia, gdzie pręd kość jest większa, ciśnienie jest mniejsze. Ponieważ prędkość
Rys. 11.
Siły
aerodynamiczne
działające
na
rakietę
niesymetryczną
powietrza w górnej części rakiety jest większa niż w dolnej, to ·ciśnienie w dolnej części ralkiety jest większe niż w górnej i na rakietę działa siła Y . •Jednak największe odchylenie rakiety od za~o·żonego toru powod~je mimośrodowość siły ciągu, tj. pojawienie się kąta odchylenia e kierunku działania siły ciągu, oo osi symetrii rakiety (rys. 12). Wska·zywał na to jeszcze tlwórca doskonałych
Rys. 12.
Mimośrodowość siły
odrzutu
bojowych rakiet r·osyjskich K. ~onstantinow. Mimośrodowość siły ciągu wynika z niedokładnej produkcji i nieprawidłowego montażu sNnika raikiety. Wielkość siły ciągu przekracza siły aerodynarmkzne powstające podczas lotu. Skutkiem długiego aktywneg·o odcinka ·Lotu rakiety (tj. lotu .z pracującym silnikiem) nawet nieduża młmośr.odowość może spowodować odchylenie raikiety na ZIIlaczną odległoś.ć od celu. 3.
Stateczność
rakiety
Stateczność dOIWolnego dała związana jest ·z rodzajem jego równowagi. Z mechaniki wiadomo, że odróżniamy trzy rodzaje równoiwagi ciał, a mianowi·cie: chwiejna, obojętna i stała.
38
Rozpatrzymy te trzy rodzaje równowagi na przykładz·ie zachowania się kulki (rys. 13). We wszystkich trzech polożeniach kulka znajduje się w stanie r&wnowagi. J eśld. odchyl-ona ze stanu równowagi kulka dąży Ido jeszcze dalszego odchylenia od swego początkowego położenia, to taka równowaga nazywana jest c h w i ej n ą (rys; 13c). Na rysunku 13b przedstawiona
a Rys. 13. Rodzaje równowagi a -
trwała,
b -
obojętna,
c -
ciał:
chwiejna
jest równowaga o b oj ę t n a, rw tym 'przypadku kulika po odchyleniu nie dąży do początkowego położenia, ale i nie odchyla się dalej od swego nowego położenia, tj. w dowolnym punkcie znajduje się ona w stanie równowagi. Jeśli kulka po odchyleniu jej dąży do powrotu do swego początkowego poł-ożenia (ry:s. 13a), to taka równowaga nazywana jest s t a ł ą. Podobnie jak kulka, rakieta w locie może znajdować się w róiwnowadze stałej, obojętnej lub chwiejnej. Rozpatrzymy równowagę uskrzydlonej •rakiety niekierowanej podczas jej lotu w powietrzu. Równorwagą rakiety nazywa się truki stan, :przy którym jej ś·rodek cię~kośd porusza się prostoliniowo i równomiernie oraz rakieta nie obraca się wCJlkół swoich osi. W celu zapewnienia równomiernego i pr·ostoliniowego ruchu środka ciężkośd rakiety niezbędne jest, ~żeby wszystkie siły działające na rakietę były w równowadze. Ażeby rakieta nie obracała się wokół swojej osi, niezbędne jest, aby przykładane do niej momenty były w równowadze. Taka l.'akieta przedstawiona jest na ry·sunku 14. Na rysunku tym literą R oznac:wna jest siła ciągu siln·~ka rakietowego, a literą G siła ciężkości (ciężar rakiety). Siły te 'przyłożone są do środka cię~kości rakiety śc. Sumę tych sił znajduje się zgodnie z zasadą równoległoboku sU 'i oznaczamy literą
S.
Na ogół oś rakiety nie 'pokrywa się z osią prędkości v, a tworzy z nią kąt a, nazywany kątem natarcia. Kąt ten zazwyczaj jest równy kilku stopniom. ·W wyniku występowania kąta natarcia opływanie rakiety przez napotykane powietrze jest nie39
symetryczne. ' P D á D więc na rakietę siła oporu aerodynamicznego Q, przyłożona do środka parcia śp. W stanie równowagi rakiety siły S i Q są równe i skierowane w odwrotnych kierunka-ch, a środek par·cia pokrywa s'ię ze środkiem cię:żJkości rakiety. Położenie Śr(lidka parcia rakiety i wielkość ·całkowitej siły oporu aerodynamicznego zależą od kąta natarcia a. Zazwyczaj wielkość siły oporu aerodynamicznego wzrasta przy zwiększe niu kąta natarcia i zmniejsz'a się !przy jego zmniejszeniu.
Q
{]
Rys. 14. Równowaga
obojętna
rakiety
Bozipatrzymy zachowanie się rakiety, ·w której środek parcia przy zmianie kąta natarcia o jakąś wielkość Lla przesuwa się przed środelk cięzkośd rakiety (rys. 15). W takim przypadku rakieta 'będzie w stanie równowagi chwiejnej. Jeśli pod działa niem przypadkO'Wego oddziaływania, jak np. porywu wiat,ru, kąt natarcia wzrośnie, to będzie on zwięk,szał się w dałszym ciągu, ponieważ rosnąca siła aerodynamiezna Q, jak widać z rysunku 15, Sprzyja jego wzrastaniu. Siła ta przyłożona w odległości h ·od środlka cię:hkośd raikiety wytwarza moment olbracający rakietę. Przy przypa-d~owym zmniejszeniu kąta natarcia rakieta ta będzie 'kontynuować :samodzielnie jego zmniejszenie ze względu na nagły 'Spadek wiełkości siły aerodynamicznej. Jeśli przy zmianie kąta nata,rcia środeik: ciężkości będzie z tyłu ·środka oiężkości ·rakiety, to ra
40
łości środka :parcia od śvodka dężkoścL Celem prze'sunięcia środ ka parcia do tyłu w czasach starożytnych :przymocowywano do rakiety ogon, a później usterzenie ogonowe (stabilizator). Ponieważ jednak podstawową przyczyną odchylania 'Się rakiety od właściwego toru jest mimośrodowość siły . ciągu, to te
s
Poryw wiatru
tfłtttt
Rys. 15. Równowaga chwiejna rakiety przedsięwzięcia nie mogły skutecznie ulepszyć stalbi'lizacji rakiety. Oprócz tego, sił aerodynamicznych nie można wykorzystać do stabilizacji rakiety lecącej w próżni lub w górnych warstwach atmosfery, gdzie powietrZQ jest bardzo ro·zrzedzone.
Rys. 16. Równowaga
trwała
rakiety
Dokładność
trafiania celu :przez latający obiekt bezpiLotowy zajednak przede wszystkim od właściwego rozwiązania problemu stateczności. Dlatego jednym z głównych zadań układu kiel'owania, ~ajdującego się na pokładzie ralkiety, jest zapewnienie właściwej stateczności lotu rakiety. leży
41
4. Współrzędne określające położenie rakiety w przestrzeni
Zbadanie różnorodnych ti złożonych ruchów, wykonywanych przez rakietę, można ·znacznie uprościć, jeśli lot rak·iety przedstawimy jako sumę ruchu postępowego jej środka cię:hlmści i ruchu obrotowego wokół osi rakiety. Przyikłady przedstawione wyżej poglądowo przedstawiają, że w celu zapewnienia statecznego lotu rakiety nadzwyczaj ważne jest zagadnienie stateczności w stosunku do środka ciężkości, tj. kątowa stabilizacja rakiety. Obrót rakiety, w ·stosunku do środka ciężkości, można przedstawić jako sumę ruchów obrotowych w ·stosunku do trzech wzajemnie prostopadłych osi o określonej orientacji w 1przestrzeni. Na rysunku 17 1przedstawiona jest usterzona ra-
z· l
'P ~ Pochylenie
'\ Rys. 17.
Układy współrzędnych
rakiety
kieta lecąca po założonym torze. Początek układu współrzęd nych, w stosunku do którego będziemy orientCliWać rakietę. umieścimy w środku ciężkości rakiety. Oś X skierujemy stycznie do toru w kieruniku 11otu rakiety. Oś Y będzie przeprowadzona w płasz·czyźn:ie strzału i .prostopadle do osi X, a oś Z prostopadle do pierwszych dwóch osi. Z rakietą zostanie iZ'Wi.ązany prostopadły układ współrzędnych X', Y', Z', analogiczny do pierwszego układu, przy czym oś X' winna pokrywać się z osią symetrii rakiety. W idealnie stabilizowanej rakiecie osie X', Y', Z' pokrywają się z osiami X, Y, Z, jak przedstawiono to na rysunku l 7. ·Pod działaniem zakłóceń rakieta może olbra:cać się wokół każ dej ·z osi. Obrót rakiety wokół osi X nazywany jest rp r z e c h yl e m i e m rak·iety. Kąt przechylenia y •leży w płaszczyźnie YOZ. Można go określić przez pomiar rw tej płaszczyźnie kąta pomiędzy osiami Z i Z' lub Y i Y'. Obrót wokół osi Y nazywany 42
jest o d c h y l e n i e m rakiety. Kąt odchylenia V' znajduje się w płaszczyźnie XOZ jako kąt pomiędzy os,iami X i X' lub Z i Z'. Kąt ,obrotu wokół osi Z nazywany jest kątem p o c h yl e n i a cp. Jest on oikreślony kątem między osiami X i X' lub Y i Y', znajdującymi się w !pł,aszczyźnie toru. Automatyczne urządzenia do stabilizacji powinny zapewniać tak,ie poł-ożenie rakiety, że dla cp =O 'lub cp =a ·otrzymamy V'= O, y =O. W tym 'Celu rakieta winna być wyposażona w czujniki mierzące te kąty, a także urządzenia zdolne je zmieniać.
Rys. 18. Ziemski
układ współrzędnych
Tory rakiet w przestrzeni określa się :bieżącymi współrzęd nymi X;, Y;, Z; jej środka cię:żJkości. Za początek układu przyjmujemy punkt startu rakiety. Dla rakiet dalekiego zasięgu jako oś X przyjmuje się prostą styczną do łuku dużego koła, łącząceg-o punkt startu z ·celem. Oś Y kieruje się przy tym w górę, a oś Z - prostopadle do dwóch pierwszych osi. Taki układ współrzędnych nazywa się ziemskim (rys. 18). Obliczany tor lotu 'rakiet balistycznych znajduje się w płasz czyźnie XOY, nazywanej płaszczyzną strzału i określa się ją dwiema współrzędnymi X i Y. Różne tory pocisków kierowanych zostaną ,omówione później. 5.
Siły kierujące kątowego bezpHotowego obiektu do niego pewne siły kierujące. Siły olbiektowi latającemu określ()llly charakter lotu, za-
W celu zmiany
położenia
latającego należy przył-ożyć
te
nadają
43
pewmaJący właściwe położenie w rpTzestrzeni i kierunek pręd kości lotu. 'Rodzaj zastosowanych urządzeń kierujących zależy
w ·sposób istotny od t)'lpU obiektu latającego. W bezpilot.olwym o!biekde }atającym, posiadającym zrwylkły {samolo·towy) układ aerodynamiczny (rys. 19), siły kierujące można wytwarzać za pomocą steru wysokości, steru kierunku i lotek, jak w klasycznym samolocie. Ponieważ 2 zasady działania sterów i lotek są analogiczne, rozpatrzymy dla przykładu pracę sterów wysokości. Przy odchyleniu steru wysokości zmienia się kąt natarcia i krzywizna profilu Rys. 19. Stery aerodynamiczne bezcałego usterzenia poziomego pilotowego obiektu latającego: (rys. 20). Powoduje to zmianę 1 - lotki, 2 - ster wysokości, 3 - ster charakteru opływu nie tylko kierunku steru, ale i nieruchomej części usterzenia poziomego - stabilizatora. W rezultacie zmienia się rozkład ciśnienia działającego na profil usterzenia, a tym 'Samym i wielkość siły wznoszenia. Y
Rys. 20.
Siła kierują~a
steru powietrznego
W ten sposób w wytworzeniu nowej •siły wznoszenia bierze udział stabilizator i ster wysokości. Ponieważ jednak powierzchnia stabilizatora jest większa od powierzchni steru, to zmiana siły wznoszenia następuje głównie z powodu istnienia stabilizatora. Siła wznoszenia, spowodowana odchyleniem steru, wytwarza moment kierujący, obracający obiekt 'latający wokół jeg.:: osi przechodzącej przez środek cięzkości. Jeśli odchylimy ·ster w drugą stronę, to zmieni się kierunek przyrostu siły wznosz•enia na rprzeciwny, a zatem następuje ·z·wrot momentu
44
kierującego. Wielkość momentu kierującego ·zależy od kąta odchylenia steru. Za 1pomocą steru wysokości uzyskuje się momenty aerodynamiczne, zmieniające pochylenie obiektu latającego. Ster kierunku służy do zmiany kąta odchylenia. Celem otrzymania momentów kierujących zmieniających przechylenie obiektu odchyla się lotki w przeciwne strony (rys. 21). Siłę wznoszenia rakiety można zmieniać nie tylko za pomocą odchylenia sterów, ale także za pomocą interceptorów. Interceptory - to cienkie płytki metalowe, wystające 2 + 3 mm ponad płaszczyznę usterzenia. Charakter opływu usterzenia przez nadbiegający skumień powietrza ·zmienia się przez dbecność tlłlkich płytek. Po tej stronie usterzenia, gdzie są wysunięte
a
ó
Rys. 21. Kierowanie przechyleniem rakiety za
b
pomocą
a) lotek
interceptory, ·strumień powietrza jest hamowa!Ily i jego. ·ciśnie nie wzrasta. W rezultacie tego .pojawia 1się siła kierująca. 'W celu otrzymania małej ·siły k·ierującej interceptory są wysuwane i chowane w krótkich odstępach czasu, z częstotliwością rzędu kilku drgań na sekundę. Ze wzrostem ·czasu przebywania interceptorów w położeniu wysuniętym siła kierująca zwięk sza się i •osiąga największą wartość przy wysunięciu ich na dłuż szy okres ezasu. Lot ·dbiektu latającego, '(~partego na ukła1dzie samolotowym, określa :się głównie siłą wznoszącą 'Skrzydła. J edlllak wraz ze wzrm>tem prędk·ości lotu pojawiają się coraz wyraźniej balistyczne właściwości obiektu latającego, tj. właściwości wykorzystania jego energii kinetycznej. Przy dostatecznie dużej prędkośei, lot obiektu latającego określa się głównie jego wł·a ściwościami balistycznymi. Dlatego wraz ze wzrostem pręd kości lotu odpada konieczność wyposażenia rakiety w duże i 'Ciężkie skrzydła, wytwarzające siłę wznoszenia. Rozmiary uskrzydlenia rakiet wraz ze wzrostem ich prędkości zmniejsza się, przy czym do uzyska1nia dużej siły kierującej wykonuje się usterzenie rakiety całk·owicie obrotowe. W rakietach o dużej prędkości stosowane jest zazJwyczaj usterzenie już nie samolotowe, a rozmieszczone nawzajem prostopadle. W ·takim przypadku kon!strukcja i ~harakter pracy usterzenia poziomego i pionowego jest anaaogiczny. Obecnie roz45
powszechnione są rakiety z ruchomymi skrzydłami kierujący mi i nieruchomym usterzeniem ogonowym. Na przykład układ typu "kaczka" ma stery umieszczone :przed środkiem ciężko ści rakiety oraz istnieje układ z nieruchomymi skrzydłami i odchylanym usterzeniem ogonowym (rys. 22). Samolotowy układ aerodynamiczny różni się od rakiety czteroskrzydłowej tym, że wykorzystuje się w nim zazwyczaj koordynowany a obrót: przy zmianie kierunku lotu za pomocą lotek w określony sposób przechyla się obiekt latający. Jednak to komplikuje układ stabilizacji. W rakietach czteroskrzydłowych przez proste odchyRys. 22. Aerodynamiczne układy lenie sterów można wykonać rakiet, ze wzajemnie prostopadły obrót w dowolnym kierunku. mi powierzchniami kierującymi: Lot rakiet balistycznych a - ruchome skrzydła kierujące, b - układ "kaczka", c - odchylaodbywa się w zasadzie poza ne usterzenie ogonowe gęstymi. warstwami atmosfery. Rakiety te nie wymagają do swego lotu siły nośnej powietrza i dlatego nie posiadają skrzydeł. Atmosfera tylko przeszkadza im w locie, powodując stratę energii kinetycznej. Momenty kierujące w rakietach balistycznych wytwarzane są tylko przez siły odrzutu. Celem stabilizacji niezbędna jest mo~liwość ·obrotu rakiety balistycznej wokół jej środka ciężkości. Bardzo często do wykonania takich o'br-ot&w wykorzystuje się niewielkie silni·czki odrzutowe. Takie silnicZ'ki nazywane kor·~kcyjnymi mogą 1być zasilane z butli ze sprężonym powietrzem lub z generatora gaz·awego. Dwie pary takich •silni·czków nie·ruchomo .połączonych z rakietą (rys. 23,a) mogą wytwarzać momenty ustawiające wzdłużną oś rakiety w żą•danym 'kierunku. W celu zli'kwi:dowania obrotu rakiety w-okół osi wzdłużnej konieczna jest możliwość odchylania takich silników parami w przeciwnych kierunkach i wtedy wytwarza się moment obrotowy (rys. 23b). W dużych rakietach ·zamiast tego rodzaju silniczków wytkorzystuje się ·czę •sto dodatkowe Olbracają'ce się dysze silnika głównego. Oprócz stalbilizacji rakiety silniczki te mają za zadanie korygowanie •prędkości rakiety.
·---~
46
Do kierowania położ·eniem wzdłużnej osi ·~aikiety •stosuje się obrót komory •spalania o niewielki kąt (rys. 23c). W tym przypadku siłę ciągu R silnika można rozłożyć na dwie skła dowe, wykorzystując znaną metodę równo•ległoboku sił. Skła-
także
l\\~ l
~
a
c
-
---'\.._.....-,' 3
l
l
; )
/l--
L
+
l
l
e
Rys. 23. Metody otrzymywania
f sił kierujących:
a - nieruchome silniki dodatkowe s, - s, (D - dysza silnika głównego), b - obrotowe silniki dodatkowe (1 - dysza silnika głównego; strzałki wskazują kierunki możliwych odchyleń osi silnika dodatkowego), c obrót komory spalania silnika głównego, d przegubowe połączenie dyszy z komorą spalania (2 - ślizgające się powierzchnie), e - deflektor utworzony z dwóch przegubowo połączonych pierścieni (3 - napęd przesuwania deflektorów, 4 - punkty obrotu), f - zmiana ciągu silników w wiązce
dowa siły ciągu wzdłuż osi rakiety (rzeczywrsta siła ciągu) równa jest R • cosfJ. Składowa, skierowana prostopadle do osi rakiety (siła kierująca), ·równa jest R ·sin fJ. Komora posiada gięt-
47
połączenie ze zbiornikami paliwowymi. Potrzebny moment kierują>cy uzyskuje s•ię przez obrócenie k·Oilllory w odpowiednim kierunku i odchylenie jej o określony kąt.
kie
Ocz)liwiste jest, że taki efekt można uzyskać odchylając nie komorę spalania, a jedYIIlie dyszę silnika odrzutowego (rys. 23c). Pomimo technicznej złożoności utworzenia ob!'otowej dyszy metodę tę stosuje się także w rakietach na paliwo stałe. Silnik rakietowy na paliwo stałe ma dużą !kommę spalania, napełnioną paliwem. Znacznie mniejsza siła jest potrzelbna do obrócenia dyszy niż taki·ej komory. Przy obrocie dyszy lub komory, mającym na celu uzyskanie stabilizacji przechylenia rakiety, niezbędne jest zainstalowanie ąilniczków korekcyjnych. Żaroodporne (np. grafitowe) stery gazowe wykorzystywane są Vf rakietach, w których •silnik pra,cuj-e 'przez krótki okres czasu. Spowodowane to jest zarówno szybkim zużyciem się sterów, znajdujących się w •strumieniu rozpaLonych gazów obdarzonych ogromną prędkością, jak i znaczną stratą siły ciągu silnrka. W niemieckiej rakiecie V -2 strata siły dą·gu wynosiła 160 kG •na każdy ster gazowy i wzrastała proporcjonalnie do jeg•o obrotu. W rakietach na paliwo stałe mogą być stosowane deflektory - odbijacze strumienia odrzutowego. Na rysunku 23e przedstawiony jest deflektor, składają,cy się. ·z dwóch przegubowo połączonych pierścieni, wykonanych z materiału żaroodpornego. Deflektory instalowane są na !końcu dyszy. Za pomocą czterech dźwigni można oibródć pierścienie w dowolnym kierunku, a tym samym wytworzyć niezbędny moment kierujący. Na rakiecie można zainstalować kilka silniczków (rys. 23f). W tym przypadku ·otrzymujemy moment kierują·cy przez zmianę siły ciągu jednego z silniczków, ponielważ kierunek działania k·ażdego z nich nie przechodzi przez środek ciężkośd rakiety. Jeśli lot rakiety odbywa się nad atmosferą, na przykład lot sztucznego sa:telity Ziemi, to można kierować położeniem rakiety silnikami strumieniowymi .Jub za pomocą ma•s szybko obracających się. 'Stosowanie mas szybko oibracających się do k-ierowania stacją międzyplanetarną zaiprOipOnował K. Cioł kowski. Wykorzystanie mas szybko obracających się oparte jest na :prawie mechaniki, o zachowaniu momentu ilości ruchu* ciała całą
* Moment terą
48
ilości ruchu nazywany jest K (przyp. red.).
także
krętem
i oznacza
się
li-
stałego, jeśli nire działają na nie siły zewnętrzne. Momentem ilości ruchu dała nazywa~ny jest iloczyn jego momentu bez~ władnośd rprzez ·bezwzględną prędkość kątową (tj. prędkość liczoną w stosunku do nieruchomej "przestrzeni światowej").
Wy01braźmy solbie w swobodnej przestrzeni. układ składający się z dwóch ciał: stacji międzyplanetarnej A i masy szybko obra·cającej się B (rys. 24). Oznarczymy I1 moment bezwładności ciała A względem osi jego obrotu, a I2 moment bezwładno ści ciała B względem osi jego obrotu. Prędkości kątowe tych ciał ozna-
czymy odpowiednio literami w1. i Wz. Jeśli oba ciała nie obracają się, to moment ilości ruchu tych ciał jest równy zeru
l
~(J2
\ ł
\
~ 1=::
f ],GJ,
; A
(21)
Rys. 24. kieruje
Ciałem swobodnym obracające się koło
w tym przypadku pręd zamachowe w1 i w2 równe są zeru. Jeśli w jaki!kolwi~k sposób · zaczniemy obracać masę B ze stałą prędkością wz, to stacja międzyplanetarna będzie się '<:Ybra;.. cała w przeciwnym kierunku z prędkością
ponieważ
kości kątowe
12
(22)
wl = - -w2
11 Łatwo przekonać
się,
że
moment
ilości
ruchu
układu
pozo-
staje równy zeru (23)
Po obróceniu się stacji możemy zatrzymać masę
międzyplanetarnej
B i twtedy stacja
zatrzyma się. Jeśli na początku stacja międzyplanetarna darzona była jakimś momentem ilości ruchu
o niezbędny kąt międzYP'lanetarna obracała się
i ob-
K1 = I1 • wo1
to można go S'k·ompensować (tzn. zatrzymać stację), powodując obrót masy B w tę samą stronę, w którą Olbraca się stacja mię dzyplanetarna, z prędkością (24) 4-
Kierowanie rakietami
49
Celem otbrócenia sta·cji w tym przypadku niezbędne jest na pewien czas zmniejszenie lub zwięk'szenie prędkośd obrotu masy szybko ·obracającej się. 6.
Klasyfikacja systemów kierowania pociskami• poci~ami nazywamy ztbiór wszystkkh zapeW111iających :spotkanie podsiku z celem. Dokład
Systemem kierowania urządzeń
ność trafiania po·cisku w znacznym ·stopniu za'leży od •stateczności jego lotu. Dlatego w skład systemu kierowania powinny wchodzić urządzenia kierujące i stabilizujące. Oddziałując na
urządzenia można zapewnić właściwy tor lotu pocisku. Systemy kierowania pociskami startującymi z nieruchomych wyrzutni i przeznaczonymi do rażenia nieruchomych celów różnią się od systemów kierowania pociskami przeznaczonymi do rażenia celów ruchomych lub startującymi z ruchomych wyrzutni. W pierwszym .przypadku znane ·są z góry współrzędne punktu startu i celu, dlatego pocisk może lecieć według obiłezonego wcześniej programu. Tego rodzaju system będzie da·lej nazywany kier·owaniem według założonego programu. W drugim 'przY'padku <system kierowania powinien zawierać urządzenia i przyrządy określające •wzajemnie zmieniająoe się położenie pocisku i celu oraz kierujące lotem poC'i:sku w zależności od wskazań tych przyrządów. Zazwyczaj takie systemy kierowania dzielą się na systemy •sygnałów kierujących (systemy dowódcze), jeśli urządzenia określające wzajemne położenie pocisku i celu nie znajdują się na pocisku oraz systemy samonaprOJWadzania, jeśli wzajemne położenie ·pocisku i celu określane jest na pokładzie 'POcisku. Odróżnia się także autonomic~ne i nieautonomiczne systemy •kierowania. Do autonomicznych systemów zalicza s•ię tak·ie systemy kierowania, których działanie jest ca~kowicie wykonywane przez aparaturę ~najdująrcą się na obiekcie latającym. Działanie systemów nieautonomicznych jest ·związane z doprowadzaniem do obiektu latającego specjalnych sygnałów z Ziemi (na przykład sygnałów radiowych). Obecnie najszersze zastosowanie d ·O z w a ł c z a n i a n i er u c h o m y c h c e l ów mają następujące systemy 'Pr·ogramowego kierowania rakiet:
te
* 50
Według
literatury zachodniej.
Autonomiczny programowy żyroskopow,y system kierowania. Tor rakiety w tym sytsternie jest z góry ustalony według programu za pomocą aparatury znajdującej się w rakiecie. Żyro skopy w tytm systemie służą do utworzenia nieruchomego ukła du odniesienia na ruchomej rakiecie. Typowym przedstawicielem takiego systemu jest rakieta baHstyczna V -2. System programowy z wykorzystaniem ziemskich punktów orientacyjnych. W tym systemie aparatura zainsta1owana na rakiecie •orientuj-e rakietę względem punktów związanych .z Ziemią {siła przyciągania ziemskiego, pole magnetyczne lub elektryczne, atmosfera). J·eśli położenie rakiety różni się od poło żenia rzeczywistego, określanego za pomocą tej aparatury, to do urządzeń ki·erujących doprowadzane są sygnały korygujące lot rakiety. System radionawigacyjny. Dane o swym położeniu rakieta otrzymuje za pomocą aparatury radiowej, znajdującej się na Z·iemi i na pokładzie rakiety. Jeśli połoienie rakiety nie odpowiada założonemu, to do sterów doprowadzany jest sygnał kierujący rakietę we właściwym kierunku. System astronawigacyjny. Rzeczywi,ste położenie rakiety określa się za pomocą telesk·dpów znajdujących się na rakiecie i skierowanych na ciała ni~bieski·e. Otrzymane ws'pókzędne, porównuje się ze współrzędnymi, które odpowiadają położeniu na z ~óry ·dblic:wnym torrz·e. W przJ11padku niezgodności tych współ rzędnych sygnal: różnicowy kieruje sterami korygują·c lot rakiety. Bezwładnościowy system kierowania. Na poikładzie rakiety znajdują się ·czułe mierniJki przyśpieszeń (aikceleromet·ry). Opierając się na kh wskazaniach pokładowe przeliczniki określają prędkość, drogę i znoszenie rakiety. Po porównaniu z zaprogramowanymi wartościami tych wielkości otrzymuje się napię cie błędu, które oddziałuje na organy sterujące rakiety. Bezwładnościowy system dopplerowski. W tym systemie za pomocą specjal'nej metody :radiowej mierzy się prędkość lotu •obiektu latają·cego względem Ziemi. Drogą 'porównaiilia rz·eczywistej prędkości z prędlmścią, ·obliczoną przez bezwładnościo we urządzenie nawigacyjne, wyznacza się :poprawki dla systemu bezwładnościowego, skutkiem ezego ZJwiększa się jego dokładność.
System astroinercyjny. Urządzenia bezwładnościowe systemu określają elementy Lotu pocisku. Przyrządy astronomiczne służą do określenia wspó·łrzędnych geograficznych położenia i zwięk szenia
dokładności urządzeń •bezwładnościowych.
51
Ho zwalczania celów 'ruchomych 1u1b przy starcie. rakiet z ruchomych wyrzutni najczęściej stosowane są następujące systemy kierowania:. · 'System sygnałów kierujących. W tym systemie wzajemne położenie pocisiku i celu określa 'się na punkcie dowodzenia. Sygnały kierujące sterami -rakiety przekazywane są przez radio lub za !pomocą przewodów łączących rakietę z ptlll1!ktem dowodzenia. System kierowania w wiązce. prowadzącej. System stanowi przypadek szczególny systemu sygnałów \kierujących.· Rakieta w czasie lotu utrzymuje się automatycznie w wąskiej wiązce stacji nadawczej, kierowanej z punktutdowodz·enia. System samonaprowadzania. W 'tym systemie wykorzystuje się energię promieniowaną lub odbitą od celu. Dzięki temu cel odróżnia się na tle otaczających go obiektów i staje się bardziej kontrastowy. Ta właściwość celu pozwala na określenie .przez urządzenia pocisku jego poło.żen~a w :stosunku do celu i na odpdWiednią zmianę kierunku lotu. Systemy samonaprowadzania dzielą się na: - b i e r n e, wykorzystujące promieniowanie celu; - p ó ł ak ty w n e,. wykorzystujące odbitą od celu energię promieniowaną przez ź.ródło o dużej mocy, nie znajdujące się ma pokładzie podsku; - a ik ty w n e, wykorzystujące energię odbitą od ·celu, przy czym źródł-o jej znajduje się ma pokładzie pocisku. Bardzo ·często stosowane są połączenia kilku systemów kierowania. Pozwala to na dokładniejsze wykornanie ·zadania przez pocisk. Na przykład przy zwiększeniu zasięgu możl·iwość chybienia pocisku wzrasta przy systemie sygnałów kierujących. Dlatego .w końcowym etapie lotu pocisku celowe jest stosowanie samonaprowadzania.
Rozdział
IV
STABILIZACJA RAKIET
1.
Właściwości
swobodnego
żyroskopu
Poprzednio stwierdziliśmy, że l·ot pocisku mo:hna rozpatrywać jako sumę rruchu postępowego oraz obrotowego wokół jego środka cięźJkości. Stateczność ruchu Obrotowego pocisku zapewniona je·st systemem ·stabiHzującym. Jako element stabilizujący, wrażliwy na kątowe zmiany rakiety stosuje się często żyroskop .
. Żyroskop - to dokładnie wy;ważony wirnik - koło zamachowe, ·obracające się z dużą 'prędkością. Szy!b'ko obracający się wirnik charakteryzuje 'się właściwością zachOIWywania kierunku swej osi i przejawia "nieposłuszeństwo", gdy dokonuje się próby odchylenia tej osi. Właściwość żyroskopu zachowywania kierunku osi obrotu w tym położeniu, które było 1przy nadaniu obrotów wirnikowi, tłumaczy się bezwładnością, tj. właściwością !Wszystkich dał do zachowywania swego stanu ruchu · lub spoczynku bez zmian, jeśli nie działają na nie siły zewnętrzne. Bezwładność dała przy ruchu obrotowym przejaWia się w dążeniu do zachowania 1stał·ego rmomeintu ilośc·i ruchu. Moment ilości ruchu można 'Przedstawić w postaci wektora, po·siadającego ten sam kierunek co i oś obrotu żyroskopu. Jak wiadomo, 'każdy wektor charakteryzuJe się wi~lkością i kierrunkiem. Na podstawie wspomnianej zasaldy moment Hości ruchu ży roskopu (wektor) · pozostaje niezmienny, to znaczy zachowany jest niezmienny kierunek osi obrotu ży;roskopu 'W kosmicznej ("swobodnej") ·przestrzeni, w której dokładniej spełniane są prawa Newtona. Przestrze·ń ta z!wiązarna jest z nłeruchomymi gwiazdami, a nie z Ziemią. Sama Ziemia jest przykładem swobodnego żyro,skopu. Obracając* się z prędkością jednego· O'br·otu
* ściśle biorąc Ziemia wykonuje jeszcze pewne dodatkowe ruchy obrotowe (przyp. rec.).
na dobę chodzącą
zachowuje ona nie~mienrną oś swych obrotów, przeprzez bieguny, ·skie:wwaną na Gwiazdę Polarną. Wirnik swobodnego żyroskopu winien posiadać możliwość łatwego olbrotu w dowolnym kierunku wokół ·3wego środka ciężkośd lu'b inaczej mówiąc winien posiada(! trzy stopnie swobody obrotów. W tym celu wirnik 1 jest zawieszony przeguX bowo, jak to jest przedstawione na rysunku 25. Oś Z wirnika przechodzi przez wewnętrzny pier2 ścień zawieszenia przegubowego 2. Łożyska tego pierścienia, umoco3 wane są w zewnętrznym pierście niu 3 i umożliwiają obrót wirnika wokół osi Y. Łożyska A i B zewnętrznego
pierścienia umożliwia ją obrót wokół osi X. Przy montażu zawieszenia przegubowego dąży się do tego, ażeby wszystkie trzy osie X, Y, Z, wokół których może obracać się wirnik, przeci-
Y Rys. 25. Żyroskop: wirnik, 2 - wewnętrzny zawieszenia przegubowego, 3 - zewnętrzny pierścień zawieszenia przegubowego
1
-
pierścień
ciężarem i jeśli pominąć będą niczym* hamowan€.
w
nały się jego środku ciężkości. Wówczas na wirnik nie będą działały momenty spowodowane jego tarcie w łożyskach, to jego obroty nie
Właściwość żyroskopu do stałego kierunku osi, odkrył
zachowywania, podczas obrotów, w 1851 r. fizyk francuski Leon Foucault. W latach 70-tych ubiegłego wieku zaczęto już wykorzystywać żyroskop do celów wojskowych w tak zwanym sterni:ku automatycznym torped. Instalowano żyrosk·op w torpedzie w ten sposób, że oś X była pionowa. W chwili odpalenia torpedy nadawano wirnikowi żyroskopu prędkość kilku tysięcy obrotów na minutę. Przy dowolnych kursach torpedy oś żyro skopu zachowywała stały kierunek. Dlatego też, jeśli umocowana jest nieruchomo do osi X wskazówka, to będzie ona cały czas wskazywać właściwy kierunek do cclu. ' ' Skierowanie torpedy do celu polega na tym, że przymocowuje się do osi nie wskazówkę, lecz krzywkę, środek której przesumięty jest względem osi pionowego rpierśdenia sternika automa-
* Autor nie uwzględnia tutaj powierzchniowego (przyp. rec.).
54
sił
lepkości
i
wynikającego
stąd
tarcia
tycznego torpedy (rys. 26). Do krzy·wki pr.zymocowany jest trzpień rozdzielacza Uokowego. Gdy ·torpeda płynie prosto do celu, tłoczki zakrywają ottwory 1 i 2, wtedy tłok w ·cylindrze roboczym •pozostaje nieruchomy. Zał6żmy, że torpeda odchyliła się dd kursu w prawo. •W tym przypadku krzywika połączona z żyroskopem pozostaje nie!'uchoma, a tłoczek rozdzielacza pod wpływem działania ·sprężyny przesuwa się w tlewo i otwiera wlot, •przez który sprężone powietrze, za pomocą rurki 1, do-
7
-
Xierunelr ruchu
Rys. 26. Sternik automatyczny torpedy: l i 2 -
tłokowy,
przewody rurowe, 3 - sprężone powietrze, 4 - rozdzielacz 5 - krzywka, 6 - cylinder roboczy, 7 - ster, 8 ~ oś pionowego pierścienia żyroskopu
pr.owadzane jest do cylindra ·roboczego urządzenia sterowego. P·od dz·iałaniem sprężonego powietrza tłok w cy ltindrze roboczym przesunie się, powodując dbr6t steru w lewo, i torpeda wróci na prawidłowy :kurs. W ten sposób stern:itk automatyczny kieruje torpedą według załdŻoinego kursu. !Zasadę sternika automatycznego wykorzystuje :się także w systemie kątowej stabilizacji współczesnych rakiet kierowanych. W pralktyce jednak nie jest możliwe skonstruowanie swoboldnego żyroskopu o bardzo dokładnym wyważeniu i o małym tarciu. Dlatego oś żyroskopu z czasem stopniowo ·zmienia swój 'kierunek 2.
Precesja żyroskopu
Załóżmy, że oś ży•roskopu (szybko obracającego się wirnika) je•st poz,ioma i przyłożyliśmy do niej pa:rę sił P, chcąc obrócić oś w płaszczyźmie poziomej ·(rys. 27a). Pod działaniem tego momentu oś żyl'oskopu zac:zJnie się ustawiać w płaszczyźnie pionowej. Oś może się ustawić w położeniu pionowym· (rys. 27b), ale może poruszać się w da'l:szym ciągu, jeśli nie zostanie usu-
55
nięta przyczyna, czyli działanie momentu zewnętrznego. Po ustaniu działania momentu zewnętrznego żyroskop będzie znów zachowywał stały kierunek, ale już swej nowej osi. Zdolność poruszania się osi żyroskopu pod działaniem momentu zewnętrznego, nie w płaszczyźnie przyłożonego momentu, a w pła szczyźnie prostopadłej do niego, nazywana jest precesją żyroskopu. ! .._ _•- • 1
•
__ /fw.A /
a Rys. 27. Precesja
żyroskopu
Rys. 28. 1 -
Kątowa prędkość ruchu precesyjnego wielkości przyłoż-onego momentu
M
M
I·w
K
Wp = - - = -
Żyroskop prędkości sprężyna,
2 -
obrotu:
tłumik
jest proporcjonalna do (25)
Tarcie w łożyskach żyroskopu i niedostateczne wyważenie wirnika wyw:ołuje powstanie momentu zewnętrznego, który z kolei :powoduje precesję - odchylenie żyroskopu. Jednak we współ czesnych żyl'oskopach wielilmść tych momentóW zewnętrznych i spowodowane przez ni·e odchylenia mogą być nieznaczne. Precesja żyroskopu, powodowana celowo przykładanymi momentami zewnętrznymi, jest zjawiskiem wykorzystywanym w przyrządach żyroskopowych. Prędkość obrotu rakiety wokół jakiejkolwiek osi można także mierzyć żyroskopem. W tym przypadku żyroskop winien mieć ograniczoną liczbę stopni swobody. Zyroskop do pomiaru pręd kości przedstawiO'lly jest na rysunku 28. Przy obrocie rakiety (zakreskowana część rys. 28) wokół osi AA z prędkością wo, ży roskop wykonuje ruch precesyjny dążąc najkrótszą drogą do ustawienia osi wirnika równolegle ·do osi zewnętrznego obrotu. 56
Przy tym ze strony żyroskopu na sprężynę działa moment żyro skopowy, który można wyznaczyć ze wzoru M= woK (26) Na sprężynę, która przeciwdziałała precesji żyroskopu, bę dzie
3. Pilot aułomatyczny Ciołkowskiego
W 1898 r. K. Ciołkowski pieriwszy zaproponował system automatycznego k1erowania obiektem latającym (sterowcem). Zasada dz·iała:nia tego urządzen1a automatycznego jest wyjaśniona na rysunku 29. 4
Lot .. poziomy
a
c Rys. 29. Pilot automatyczny 1 -
ster
łącznik,
Ciołkowskiego:
wycinek uzębiony, 3 - prze4 - źródło prądu, 5 - pion, 6 - koło zęba te na wale silnika elektrycznego wysokości,
2 -
57
Na rysunku tym przedstawiona jest moż'liwość 'stabilizacji pochylenia ~obiektu latającego. Gdy wystąpi tpochylenie, o takim lub innym znaku, włącza się silnik elektryczny obracający w odpowiednią stronę ster wysok'0ści. Jeśli zainstaluje się podobny przełącznik z pionem, wzdłuż poprzecznej osi sterowca, to można 'stabrlizow:ać jej przechylenie. Później moż,na będzie się przekonać, że wszystkie podstawowe elementy pilota automatycznego pomysłu CiołkOiwskiego są zawarte w systemie stabilizacji w~półczesnej rakiety: czujnik, wzmacniacz i mechan'izm wyt~onawczy. W pilocie automatycznym Ciołkowskiego rolę podstawowych elementów spełnia pion, ~styki przekaźnika i 'silnrk elektryczny. Rolę pionu z powodzeniem może spełniać żyrdskop (na przykład tak zwany sztuczny horyzont). W sterniku automatycznym żyroskop spełnia rolę czujnika zamiast, jak w powyższym przyikłaidzie pion. Wzmacniaczem jest krzywka z rozdzielaczem tłokowym, 'zaś mechanizmem wykonawczym pneumatyczny cylinder roboczy. Można zauważyć, ż·e prosty automat kursu łącznie z pilotem automatycznym Ciołkowskiego zdolny jest kierować kątolwym położeniem ruchomego obiektu, tzn.: odchyleniem, pochyleniem i przechyleniem. W e współczesnych 'samolotach ł rakietach, latających z pręd kościami naddźwiękowymi, wykorzystywanie pionu jako urzą dzenia określającego kierunek przyciągania ziemskiego jest niemożliwe. Obecnie do uzyskania stałego kierunku wykorzystuje się żyroskopy. Jednakże podstawowa myśl układu pilota automatycznego K. Oiołkowskiego zachowana jest we współczes nych systemach stabilizacji. 4.
Aułomatyczna stabilizacja rakiety
V-2
Automat ·składa się z przyrządów żyroskopowych Hory.:. zon t i V ertikant, Ibloków wzmacniająco-przekształcających i urządzeń sterowych powiązanych ·z·e sterami rakiety. Przyrządy żyroskopowe służą do ustalenia kierunków osi X, Y, Z (rys. 17) związanych ze środkiem ciężkości rakiety, w stosunku d'0 których mierzy się kąty y, cp, 11'· Przyrząd Horyzont wytwarza sygnały proporcjonalne do kąta pochylenia cp, a Vertikant proporcjonalne do kąta przechylenia y i odchylenia 11'· Jak już zaznaczono, automat stabilizacji powoduje, że te kąty są równe zeru . .58
Urządzenie Horyzont przedstaw,ione jest na rysun.ku 30. W ·obudowie stanowiącej wewnętrzny p1ersc1en zawieszenia :przegu1bowego otbraca się wirnik żyroSkopu 1. Wirnik stanowi twornik elektrycznego ·siin'ika ·asynchronieznego, którego uzwojenie :stojanu 2 zasilane jest pr~tdem zmiennym o częstotliwości 500 Hz. Pierścień we'wnętrzny ułożysk·owany jest w zeWillętrz nym pierścieniu - ramce żyroskopu 5, kt6ra z kolei ułożysko wana jest w podstawie z;wiązanej nieruchomo z rakietą.
ll Pion
X
Do obwodu
różniczkujacego
,,
y·
Rys. 30.
Urządzenie
Horyzont:
wirnik żyroskopu, 2 - uzwojenie stojanu, 3 - wahadło, 4 - elektromagnes, ramka żyroskopu, 6 - urządzenie stykowe, 7.- elektroml!gnes. S - potencjometr, 9 - koło pasowe potencjometru, 10 - tasma m~chamzmu programowego, 11 - krzywka mechanizmu programowego, 1! - mechamzm skokowy, 13 kółko zapadkowe, 14 - zapadka 1 5' -
Przed odpaleniem rakiety ustawia się tak oś żyroskopu, aby ona w płaszczyźnie przyszłego toru. Następnie włącza się uzwojenie stojanu silnika elektrycznego do źródła prądu leżała
59
zmiennego i wirnik żyroskopu rozkręca się do prędkości 20· 000 obr/min. Za pomocą urządzenia korygującego (3 i 4) oś żyroskopu przybiera położenie poziome, za pomocą drugiego stykowego urządzenia korygującego (6 i 7) ustawia się ona dokład nie w płaszczyźnie obliczonego toru. Urządzenie korygujące wykorzystuje zjawisko precesji żyroskopu. Jeśli oś X' przechodząca przez zewnętriny pierścień 5 zawieszenia przegubowego różni się od 1po~ożema pionowego (tzn. oś żyrookopu nie jest poztoma), to wtedy pion-wahadło 3 urządzenia km)"gującego powoduje połączenie odpowiednich styków. W rezultacie zwarcia styków do elektromagnesu 4 doprowadzany jest prąd o określonym kierunku, gdzie wytwarza się moment 1dążący do obrócenia osi żyroskopu 'w rpłaszczyroie poziomej (w prawo lub w lewo). Oś żyroskopu ,pod :wpływem takiego momentu ·będzie się obracać w pła:szczyźnie pionowej w górę lu'b w dół, dopóki nie oSiągnie położenia 'poziomego. Wtedy oś X' będzie w położel!liu pionowym i pion nie będzie zwierał żadnego styku. Oś żyroskopu . w płaszczyźnie poziomej jest orientowana za pomocą urządzeń korygujących (6 i 7). Jeśli wirnik obróci się w stosunku do osi X', to z urządzenia 6 będzie doprowadzony 'Prąd do elektromagnesu 7. Nastąpi precesja żyroskopu wokół ·osi X', która spowoduje właściwe zorientowanie żymskopu. Układ korekcyjny żyroskopu pracuje aż do chwili startu. Po starcie ukła1d korekcyjny zostaje wyłączony i żyroskop staje się swobodny. Sygnał elektrycZIIly, tzw. napięcie błędu proporcjonalne do kąta pochylenia rakiety rp, uzyskuje ·się z potencjometru 8 umo'Oowanego do korpusu rakiety. Schemat potencjometru przedstawiony jest na rysunku 31. Suwaki a i b + potencjometru, połączone z osią ramki wewnętrznej zawieszenia przegubowego, ustawione są tak, że przy prawidłowym locie pocisku (tj. gdy kąt rp = O) oporności poszczególnych gałęzi są sobie równe R1 = R2 , R3 ~ R4. Powyższy obwód stanowi zrównoważony układ mostkawy prądu stałego. Suwaki stykają się z punktami o jednakowym potencjale elektrycznym i nie uzyskujemy żadnego napięcia błędu. Jeśli wystąpi jakieś
zaburzenie w locie rakiety i spowoduje poNapięcte b!edu proporqonolne chylenie osi rakiety w płaszczyźnie toru lodo kąta odchytema tu, to znaczy kąt rp =J=. O, to potencjometr Rys. 31. Schemat po- związany z rakietą obróci się. Suwaki zwiątencjometru zane z żyroskopem pozostaną nieruqhome 60
i znajdą się na przykład w położeniu oznaczonym na rysunku 31 linią przerywaną. Wówczas oporriość R1 wzrośnie, a oporność ~ zmaleje, układ mostkawy będzie niezrównoważony i na zaciskach powstanie napięcie błędu proporcjonalne do wielkości i znaku pochylenia. Napięcie błędu poprzez urządzenie wzmacniająco-przekształcające uruchamia urządzenłe sterowe rakiety. Urządzenie sterowe spdwoduje taki obrót sterów rakiety, by wróciła ona do położenia właściwego. 5.
Urządzenia
wzmacniająco-przekształcające
sygnały
sterowania
pochyleniem
Układ kiel'o'wania pochyleniem rakiety V -2 jest przedstawiony na rysunku 32. NaJpięcie !błędu proporcjonalne do kąta pochylenia rakiety jest doprowadzane do obwodu różniczkującego. Na wyjściu tego obwodu (opornik R4) jest .napięcie proporcjonalne do 'kąta odchylenia oraz prędkości i przyśpieszenia ką t·owego poc:hylen:ia. Gdy rakieta będzie pochylona od właściwego kierunku, to automatyczny układ ;stabilizujący obróci stery o ·kąt proporcjonalny tylko do tego pochylenia. Stery wytwo-rzą moment kierujący i rakieta 'wl'acają·c :do ;położenia pokrywającego się ·z osią żyrookopu może, ze względu na ·bezwładność, minąć je. Wówczas pojawi •się pochylenie o przeciwnym znaku i stery zostaną obrócone w 1przeci!W'ną stronę. W ten sposób ra:kieta podczas lotu, po z góry określonym torze, będzie oscylowała wokół tego toru. P'r:zy :skutecznym działaniu stalbilizującym sterów wahania te szybko zanikną, tj. lot rakiety stanie się stateczny (rys. 33). Jednakże jeśli nie przedsięwziąć specjalnych kroków, to wahania będą tłumione bardzo słabo. Celem zwiększenia tłu mienia wahań trzeba wprowadzać ·specjalne sygnały tłumiące. Jeż·eli przy pojawieniu się pochylenia mkiety obrócimy jej stery o duży kąt, pmporcjonal!ny nie tylko 'do wielkości pochylenia, ale i prędkości pochylenia, a następnie . stery doprowadzimy do 'położenia zerowego, wcześniej niż Takie·ta osiągnie to położenie, to wówczaJS tłumienie wahań (stabilizacja) wzrasta. Celem zwiększenia stabil'izacji rakiety na jej stery winno oddziaływać nie tylk·o napięcie błędu, pmporcjonalne do jej pochylenia od właściwego kierunku, ale i prędkość tego pochylenia. Oprócz teg·o w teorii automatycZIJlej regulacji dowiedzione jest, że jeśU na stery rakłety doprowadza się dodatkowo sygnał proporcjonalny do przyśpieszenia pochylenia raJkiety, to stabilizacja wzrasta. Sygnały talide wytwarzane są przez obwód różnicZJkujący.
61
OeteAtor
Ulilad
Obwód różniczlwjący
R
przeksztalcająclj
Tr3
Nzmacniacz
L:J .....
,
'= T r' .
Ua
+
500Hz
Rys. 32. Układ kierowania pochyleniem rakiety V -2
Przekaźnik
po/ariJzOwanlj
1"'
a
b Rys. 33. Lot rakiety:
1 -
a - stateczny, b - niestateczny tor lotu nlezaburzonego, 2 - tor lotu zaburzonego
Najprostszy obwód różrricZ'kujący przedstawieony jest na rysunku 34. Jak wiadomo, !kondensator nie przewddz'i prądu stałego i •przy stałym narpięciu na wejściu, napięcie wyj-ściowe jest równe z·eru. Jeśli sygnał wejśeioowy jest zmienny, to prąd pły nący przez kondensator C jest pl'Oporcjonalny do prędkoś·ci tych zmian. P•rąd ten płynie tprzez •dpornik R i dlatego napięcie wyjściowe otrzymuje się tproporcjonalne do prędkości ·zmian napię cia wejściowego. Jeśli otrzymane na:pięcie dOlprowadzimy na wejście drugiego tak'i:ego samego obwodu różniczkującego, to na jego wyjściu otrzymamy •sygnał proporcj.onalny już do przyśpieszenia zmia:n napięcia początkowego. Kondensator C1 i o<pornik R 1 (rys. 32) tworzą pierwszy ·dbwód różniczkujący, a C2 i R4 -
63
je nowe wartości, lecz zostaje silnie osłabione. Ażeby napięcie błędu mogło spowodować obrót sterów, to należy je wzmocnić. Ponieważ wzmocnienie prądu stałego jest bardzo trudne, to napięcie błędu przekształca się na pr_ąd zmienny, o amplitudzie proporcjonalnej do wejściowego napięcia kierującego. Zadanie to realizuje układ przeksztakający (rys. 32) stanowiący m
wych lulb miedZJiowych (P1, P2, Pa, P4). Do jednej :przekątnej mostka włączone jest wtórne UZJWojenie transformatora zasilającego Tr1 , a do drugiej .pierwotne uzwoj·enie transformatora Tr.2 • P·rostowniki wybierane są o idealnie równej oporności wewnętrznej i dlatego przy braku na wejściu urkładu przekształ cającego (w punktach 3 i 4) napięcia błędu mostek jest w równowadze. rFotencjały w ·punktach a i b są równe i we wtórnym uzwojeniiu transformatora Tr2 prąd nie .płynie. Oporność weWlllętrzna prostownikÓW {i wielkość :przepuszczanego przez nie prądu) zależy ·Od znaku przyŁożonego do nich napięcia. Jeśl·i do układu przekształcającego doproWadza się napięcie o lbi-egunorwośd :przedstawionej na rysunku 32, to oporność prostowników P:t. i P2 jest duża, a P 3 i P 4 mała. Mostek traci równowagę. W punktach a i b pojawia się napięcie pulsujące z ·częstotliwością prądu zmiennego, zasilającego mostek. W uzwojeniu wtórnym transformatora Tr2 powstaje napięcie zmienne o tej samej częstotliwości. Amplituda tego rnapięcia jest proporcjonalna dro sygnału wejściOIWego. Przy odwrotnej biegurnowości na:pięcia wejściowego oporność prostowników P 1 i P 2 jest mniejsza od oporności prostowników P 3 i P 4 • Pro•stowniki te są tak włączone, że pulsa·cja na~pięeia pojawiającego :się na przekąt nej ab uwarunkowana jest już ujemną półfalą zasi'l1ającego napięcia zmiennego. Dlatego napięcie zmienne pojawiają·ce się we wtórnym uzwojeniu Tr2 (rys. 35) przy zmianie biegunowości nalpięcia wejściowego zmien1ia fazę na przectwną. Na[>ięcie zmienne o amplitudzie i fazie zależnej od wielkości i znarku napięcia wejściowego doprowadzone jest z wyjścia układu przekształcającego na weJScle wzmacniacza elektronicznego (punkt 5 li 6 na rys. 32). Obciążenie anodowe wzmacniacza lampowego stanowią połączone szeregowo uzwojenia Uz 2 i Uza trójkolumnowego ·transformatora Tr 3 • Uzwojenie Uz1 tego trwnsformatora jest zasilane napięciem zmiennym (f = 500 Hz), nazywanym napięciem odniesienia. Uzwojenia Uz4 i Uz5 są wyjśdo:we. Indukowane w nich napięoie jest prostowane zwykłymi prostownikami dwupołówk·owymi, ;pTacują•cymi w układzie mostkowym. Wyprostowane napięcie zasila uzwojenia Pr1 i Pr2 przekaźnika polaryzowanego. W uzwojeniach Uz 2 i Uzs trans64
płynie 1 prąd o fazie zależnej od biegunawości wejściowego. Złożony u!ldad transformatora Tra jest po to, ażeby przekształcić fazowe zmiany prądu zmiennego w sygnały o róznej biegunowości prądu stałego. Sygnały te doprowadzarne 'Są do przeka:bnika. :Przekształcenie 'to odbywa się w sposób następujący.
formatora Tra
napięcia
Gdy IW pewnej chwili biegunowość napięcia odniesienia jest taka, że prąd płynący w uzwojeniu U z1 wytwarza w środlk,owej kolumnie rdz.enia strumień magnetyczny, o kierunku zaznaczonym na rysunku 32 strzałkami o linfi ciągłej, to w kolumnach, na których nawinięte są uzwojenia Uz 2 i Uza, strumień ten rozgałęzia się i płynie w różnych kierunkach. J eżdi w tej samej chwi'li 'faza :prądu w uzwojeniach Uz2 i Uza jest tak'a, że tworzy się strumień o kierunku zaznaczonym na rysunku strzał ką przerywaną, 'to jak widać z rysunku, strumienie te w górnej części transformatora Tra 'dodają się, a w dolnej odejmują. Dlatego iW)IIpadkowy strumień magnetyczny w obwodzie I i transformatora Tra będzie większy niż w obwodzie II. Skutkiem tego w uzwojeniu Uz4 transformatora będzie indukowane większe napięcie niż w uzwojen~u Uz 5 • W ~rezultacie przez uzwojenie przekaźnika Pr1 popłynie większy prąd niż przez uzwojenie Pr2. Ponieważ prądy te płyną w 'różnych kierunkach, to kotwica przekaźnika K obróci się w kieruniku określornym przez większy prąd {pł)llnący 1przez uzwojenie Pr1 ). Rys. 35. Zmiana fazy sygnału wyjściowego podczas jednego okresu prądu zmiennego zasilania, w zależności od biegu-
nowości
u
+
u
sygnału wejściowego
Jeśli sygnał doprowadzany do układu przekształcającego jest przeciwnej biegunowości, to w roZJpatrywa:nej ·chwili strumień magnetyczny, wytwarzany przez prąd płynący przez uzwojenia U z 2 i U za transformatora Tra, posiada kierunek przeciwny (strzałki przerywane na rysunku 32 powinny być skierowane w przeciwną stronę). Łatwo zauważyć, że w tym przypadku w obwodzie II transformatora będzie większy zmienny ~stru mień magnetyczny. niż w obwodzie I. Dlatego z·mienne napięde indukowane w UZ'Wojeniu Uz5 będzie większ·e od napięcia induk·awanego w uzwojeniu Uz4 i wyprostowany prąd, płynący przez uzwojenie Pr2 , będzie włększy od prądu płynącego przez 5-
Kierowanie rakietami
65
Rys. 36. Schemat hydraulicznego urządzenia sterowego rakiety V-2:
Prqd
kierujO,Cy
przekaźnik, 2 wahacz, 3 - rozdzielacz suwakowy, sprężyna płaska, 5 i 6 tłoczki rozdzielacza, 7 pompa zębata, 8 - tłok roboczy, 9 - korbowód, 10 korba, 11 - wał steru, 12 - ster, 13 - silnik pompy zę batej, 14 - wał silnika, I i II - komory cylindra roboczego, A i B - rury
1 4 -
2
+
B
11 10
a
b
uzwojenie Pr1. W r·ezultacie kotwica prz•ekaźnika ·dbróci się w kierunku przeciwnym do kieruniku ·~oZipatrywanego poprzednio. JPr,zekaźnik jest talk zbudowany, że kąt •olbrotu kotwicy jest proporcjonalny do prądu wypadkowego płynąc·ego w jego umvojeniach. Kotwka przekaźnika kieruj•e urządzeniem ster·owym. J.est ono organem wykonawczym, obracającym stery we właśc·iwym kierunku i o określoną wielkość, zależnie od kąta obrotu kotwicy. 6. Urządzenie sferujące rakietą V -2
W rakiecie V -2 stosowane było hydraulkzne urządzenie stez wymuszonym obiegiem oleju. Schemat tego urządzenia przedstawiony jest na ry·ąunku 36. Za pomocą pompy zębatej 7 olej pod ciśnieniem ddprowadzany jest do rur A i B, a przez nie do komór I i II cylindra rohocz•ego. Jeśli brak Jest sygnału wejściowego, to tłoczkd. 5 i 6 jednakowo otwierają otwory wyjśdowe i dlatego ciśnienia w komorach I i II są równe i tłok 8 znajduje się w położeniu środkowym. Przy pojawieniu 'się sygnału kierującego (napięcia błędu) katwica l przekaźnika polaryzowanego oraz połączony ·z nią sztywno wahacz 2 albraca :się w odpowiednią stronę o ką.t proporcjona'lny 'do amplitudy doprawadzonego sygnału. Jednocześnie obracają one dźwignię roZJdzielacza 3, umooowaną na płaskiej sprężynie 4 zastępującej przegub mechaniczny. Przy tym jeden z tłoczków (5 lub 6) zwiększy, a drugi zmniejszy przepływ oleju. W •rezultacie ciśnienie w je1dnej z komór (I lub II) WZ·rośnie, a w drugiej zmaleje i tł-ok roboczy 8 przesuni·e się. Ruch tein poprzez korbowód 9 i korlbę l O zostanie przekazany na wał steru 11, 'Skutk·iem ezego przymocowany do niego st·er obróci się we właściwym kierunku. Pompa zębata jest napędzana silnikiem elektrycznym 13 poprzez wał 14. 'Zamiast pompy do tło czenia oleju można wykorzystywać sprężone powietrze. l'Stnieją również inne konstrukcje urządzeń sterowych, których budowy nie •będziemy rozpatrywali. · rujące
7. Sfery rakiety V -2
Rakieta V -2 była wyposa·żona w cztery pary sterów. Rozmieszczen:ie sterów przedstawione jest na rysunku 37. Stery I, II, III, IV są gaz•owe, a stery I', II', III', IV' - powietrzne. Przred startem rakietę ustawia się tak, że steTy I, I', III i III' leżą w płaszczyźnie ·przyszłego toru. Ponieważ ·rakieta posiada sta67
IV'
Rys. 37. Rozmieszczenie sterów gazowych kiety balistycznej V -2
powietrznych ra-
bilizację przechylenia, to takie zorientowanie sterów utrzymuje się na całym aktywnym odcin1ku lotu rakiety (tj. lotu z działającym silnikiem) .. Każdy ster gazowy jest wyposażony w urzą.,.
dz.enie 'Sterowe o •schemacie omówionym poprzednio. Automat kątowej stabilizacji rakiety oddziaływa za pośred nictwem urządzenia sterowego tylko na stery gazowe. Stery powietrzne odgrywają rolę pomocniczą*. Kompensują one stałe w cza:sie momenty obrotowe, spowodowan·e niesymetrią konstrukcji r·akiety ~ prawami aerodynamiki. Momenty te powodują obmty rakiety wokół podłużnej asi. Jeśli asymetrię rakiety kompensO'Wać sterami gazowymi, to byłyby one poddawane stałemu obciążeniu z jednej strony i dlatego praca sterów gaz·owych \byłaby utrudniona. W celu zapewnienia stateczności pochylenia rakiety należy równocześn'ie w jednakowym k·ierunlku obracać stery II i IV. Ro~patrywany uprz·eldnio układ elektryczny (•rys. 32) jest prze·znaczony do
Budo-wa przyrządu przedstawiona jest na Tysunlku 38. Przed startem rakiety oś wii'Illika żyroskopu jest ustawiona prostopadle do wyznaczonej płaszczyzny toru i dlatego żyroskop jest niewrażliwy na pochylenie rakiety, reaguje jednak na przechylenie i odchylenie od kursu. Wirnik żyroskopu 1, tak jak i w przyrządzie Horyzont, stanowi twornik silnika prądu ·zmiennego. Obroty silnika uzyskuje się po doprowadzeniu do nieru-
* S t e r y p o w i e t r z n e - lotki oczywiście odgrywają niewielką rolę, ale tylko w początkowej fazie ruchu rakiety, kiedy pracuje silnik i pręd kość jest jeszcze niewielka. Funkcję kierowania rakietą przejmują lotki dopiero po nabraniu przez pocisk odpowiedniej prędkości, w tym czasie silnik już nie pracuje i stery gazowe są bezużyteczne (przyp. red.).
69
chamego uzwojeni:a stojanu 2 napięcia zmiennego o częstotli 500 Hz. Do korekcji żymskopu służy pion, potencjometr i elektl.'omagnesy (odpowiednio 3, 5, 4, 6). ZamiaJSt urządzenia stykowego osi X' umocowany jest potencjometr, }ednak zasa(ła wości
Do ob't'odu
rożniczkujqcego
Rys. 38. l - wirnik
żyroskopu,
2 -
Urządzenie
Vertikant:
uzwojenie stojanu, 3 - wahadło, 4 i 6 nesy, 5 i 7 - potencjometry
elektromag-
korekcji poz()Stała ta sama. J·eśli żyroskop obróci się w stO!sunku do osi X', to zostanie dOpl'oWadzone z potencjometru 5 naipięcie błędu do elektromagnesu 6 i zostanie przywrócone poprzednie położenie żyroSkopu. Koreikcj13. :przyrządu dokonywana 70
jest tylko do chwili startu rakiety. Po starcie potencjometr 5 przekazuje napięcie już nie do elektromagnesu korekcyjnego 6, a do sterów I i III. Przy starcie pion rpakrywa się z podłużną osią rakiety i dlatego 'potencjometr 5 będzie podcza,s lotu rakiety prze:suwał ·się w stosuniku do nieruchomej dźwigni, połączonej z żyroskopem p~Oiporcjona]nie do przechylenia rakiety. Celem wyrównania przechylenia stery I i III powinny odchylać się w różnych kierunkach. Przy wystąpieniu odchyl•enia będzie się pojawiało napięcie błędu na zaciskach potencjometru 7. Narpięcie to winno być prz~kazane do st.erów I i III tak, aby mogły one obracać się w jednym kieruniku i o jednakowy kąt. Elemeinty wzmaeni:ające, przekształcające i wykonaw·cze układu stabilizacji przechylenia i odchylenia :są takie same jak rprzy stabilizacji pochylenia. Układ kanałów !kie:rowania przechyleniem i odchyleniem przedstawiony jest na rysunku 39.
{]J
SygnaT radiowy
Rys. 39. Schemat
kanałów
kierowania odchyleniem rakiety V-2
przechyleniem
Na:pięcie błędu z kąta przechylenia
potencjometru 5 ~rys. 38), propor•cjo:nalne do rakiety, podawane jest do ·O'bwodu różnicz 'kują•cego. W 'o'bwodzie tym napięcie ()!Siąoga ·własności zapewnia'jąee stateczność kierowania przechyleniem rakiety. Następ nie napięcie !błędu przekształcane j-est na napięcie zmienne -o określonej wielkości i faz·ie. .Alby stery I i III odchylały się w przeciwnych kierunkach, zmienne napięcie błędu przechylenia doprowadza się do siatek lamp wzmacniających, o fazie przeciwnej, które kierują urządzeniami sterowymi steru I i III. Osiąga się to dzięki włączeniu transformatora Tr2 tak, jak to jest przedstawione na rysunku 39. W uzwojeniu wtórnym transformatora Tr2 napięcie zawsze posiada przeciwną biegunowość. 71
Napięcie błędu uzyskiwane z potencjometru 7 (rys. 38), proporcjonalne do odchylenia rakiety (zmiany kursu) przebywa analogiczną drogę.
Sterty I i III przy stabilizacji odchylenia powinny obracać w tę samą stronę. Dlatego napięcia błędu kierujące odchyleniem winny być dqprowadzane w zgodnej fazie do wzmacniaczy l i 2. Osiąga się to przez dclpowiednie włączenie transformatora Tr 3 (rys. 39). 'Przeznaczenie dodatkowego uzwojenia transformatora Tr3, obok którego widnieje napis "rsygnał radiowy", będzie omówione w narstępnym rozdziale. się
Rozdział
V
PROGRAMOWY SYSTEM ŻYROSKOPOWY KIEROWANIA RAKIETĄ BALISTYCZNĄ
1. Tor balistyczny
Jak już 'było wspomn:i:alne, tor rakiety posiada odcinek aktywny {lot z silnikiem pracującym) i odcinek lotu swobodnego (•lot z silnikiem wyłączonym). Aktywny odcinek lotu może być z kolei jeszcze podziel,ony. Rakieta haUstyczna dale~ki·ego za:sięgu (na przykład V -2) startuj e ;pionowo z wyrzutni i w ciągu klfiku sekund leci prosto w górę. Ten ·Odcinek można nazwać startowym (rys. 40). Następnie zaczyna się wyprowadzanie rakiety na właśdwy tor. Rak:ieta odchyla 'się od pionu i ·opisując łuk na ·oldcinku wyprowadzenia wchodzi na ostatni ukośny odcinek (odcinek wyłącze nia), na którym nastęrr>uje wyłączenie silnika. W chwili wyłą czenia silnika rakieta znajduje się poza gęstymi warstwami atmosfery ziemskiej. Znaczna część lotu rakiety odbywa się poza atmosferą ziemską. Na tym odciJnlku na ralk·ietę działa prawie jedynie siła przyciągania, jej lot spowodowany jest energią kinetyczną, nagromadzoną na aktywnym odcinku. i może być dokładnie ·oibliczony. Opisawszy eliptyczny łuk poza atmostferą, rakieta 'balistyczna znów w~hodzi w gęste warstwy atmosfery posiadając tę samą energię kłnety:czną i ten 'sam kąt nachylenia toru w stosunku do poz~omu, co i przy wyjściu z niej. Teraz mczyna się ostatni eta'p lotu swoboldnego - uk·ośne spadanie rakiety w atmosferze, które związane jest z pewną stratą einergii kinetycznej 'i :stosunkowo znacznym nagrzewaniem 'się rakiety*. * Wzrost temperatury w sprężonej warstwie przyściennej na głowicy rakiety może być znaczny. W przybliżeniu wyraża się on wzorem: vl
L1t =< 2000 gdzie L1t v -
przyrost temperatury w °C, rakiety w m/sek (przyp. red.).
prędkość
73
Na ostatnim etapi·e lotu swobodnego następuje aerodynamiczil'lla stabilizacja rakiety V -2 za pomocą stabilizatorów ogonowych. Przy strzelaniu z·e zwykłego działa, celem uzyskani~ jednego trafienia do celu, niezlbędne jest dokładne ustawienie lufy w kierunku strzału, naldanie jej właściwego kąta pochylenia oraz wystrzelenie. Pocisk wyleci ze ściśle określoną prędkością rpo-
Rys. 40. Tor rakiety balistycznej: 1 -
odcinek startowy, 2 - odcinek wyprowadzenia, 3 - odcinek nia, 4 - odcinek lotu swobodnego, 5 - odcinek stabilizacji
wyłącze
czątkową, poni·eważ ładunek prochowy jest zawsze stały. Pocisk leci po torze podlegającym prawom halistyki zewnętrznej i trafia do celu. Lot rakiety ba'li:stycmej po wyłączeniu silnika jest ok•reślony także prawami balistyki ·zewnętrznej. Aby rakieta trafiła do celu niezbędne jest ta!kże, rażeby jej oś leżała w płaszczyźnie strzału, a rprędkość Takiety w chwili wyłączenia siln~ka była !Skierowana pod określonym, z góry obliczonym kątem w stosunku Ido poziomu i posiadała ściśle określoną wartość. IRozrpatrzymy teraz system kierowania rakietą V -2.
2.
Korekcja znoszenia bocznego rakiety
Odchylamie rakiety od płaszczyzny strzału (znoS~Zenie boczne) spowodowane jest mimośrodowością siły ciągu rakiety, porywami wiatru ora·z siłami oporu aerodynarmkznego, spowodowany-.
74
mi niesymetrycznym kształtem rakiety. Odchylenia te mogą znaczne i mogą spowodować ch)'ibien±e pocisku. Boczne znoszenie rakiety występuje hez ·obrócenia się rakierty wokół oiSi (obrót taki uniemożliwia automatyczny uikłard stabilizacji kątowej). Jeden ze :sposobów korekcji zno szen[a bocznego rakiety [17] polega na zmianie kursu rakiety za pomocą radia (rys. 41) i nosi nazwę metody równych sygnałów. W tym celu w pobliżu wyrzutni rakietowej instaluje się dwa nadajniki radiowe N1 i N2. 1być
1
Strefa równych sygnalów
~
Oo uzwojenia ,Syg"'l
"l'"Y lo
"
~=-- No<-'-'-el_~~-~--3>Rys. 41. Korekcja znoszenia bocznego za
pomocą
radia
Dzięki oclipowiedniej konstrukcji anten fale radiowe 'są promienioiwa:ne w stronę -celu. Nada,jniki prarcują na takiej samej fali, Ido któr·ej przystosowany jest odbiornik O zai111stalowany na rak'iede. Przy znoszeniu rakiety w lewo odbiornik odbiera sygnały wytwarzane przez na:dajn'ik N1 , a przy znosz·eniu w prawo - przez nadajnik N2 • Przy dokładnym locie według kursu, tj. w rstr·ef.i.e równych sygnałów, rodbio:rlnik odbiera jednocześnie sygnały obu stacji. Dla odróżnienia, w jakim kierunku rakieta jest znoszona, sygnały wytwarzane przez nadajniki różnią się częstotl'iwośdą. Częstotliwości h i f2 są 'wyodrębnione przez filtry F 1 i F 2 , prostowane przez detektory D1 i D2 oraz doprowadzia:ne do ukłaldu porównując-ego Up (rrys. 42). JeśH rakieta leci prawidłowo (znajdując się w strefie równych sygnałów), to na wyjściu detektorów sygnały są równe. Na opornikach R1 i R2 powstają wówczas spadki napięć o jednakowej wartości i o 2 przeciwnej biegunowości. Sygnał wypadkowy na wyjściu układu porównującego z D, c w punktach l i 2 wynosi zero. Gdy występuje znoszenie rakiety, to sygnał przychodzący z pierwszej radiostacji jest z D2 c większy od sygnału z drugiej radiostacji. Tym samym · są nierówne sygnały na· wyjściu detektorów. Wskutek tego na Rys. 42 . Najprostszy jednym z oporników układu porówukład porównujący
75
nująceg,o napięcie będzie 1większe niż na !drugim i na wyjściu tego układu pojawia ąię napięcie błędu, którego wartość i :biegunowość będzie proporcjonalna do znoszenia. Napięcie to doprowadza 'się do mządzenia przeksztakającego. Jak już wiad!omo, w urządzeniu rprze,kształcającym napięcie błędu przekształ
ca się na odporwied!Il!ie napięcie prądu zmiennego o określooej fazie. Następnie napięcie to dopr·owadz~ne jest do uzwojenia "sygnał radtowy" transtformatora Tr 3 ('rys. 39), w rezultacie czego stery I i III obracają się jednocześnie we właściwym kierunku i kierują rakietą. Taka metoda likwidacji bocznego znoozenia posiada poważną wadę, pooieważ każdy system radiowy może być łatwo zakłó cony przez przeciwnika. Rzeczywiście, przeciwnik może posiadać radi>C~stBJcję pracującą na takich samych falach. Odbiornik rakiety będzie odbierał taki sygnał zakłócający !i rakieta zacznie odchylać się od kursu. Oprócz tego silny sygnał zakłócający może "zatkać" odbiornik i układ przeznaczony do korekcji znoszenia bocznego przestanie działać. Dlatego do korek1cji znoszenia bocznego rakiety opracowano przyrządy, 'które samoidzielnie (autonomicznie) :Qikreślają znoszenie ·bocZI!le, ~bez wykorzystywania sygnału. 'Z Ziemi. 3.
Całkowanie przyśpieszeń
Przesunięcie się rakiety przy znoszeniu bocznym z położenia 1 położenia 2 o j~kąś wi·elkość Lly (rys. 43) następuje z pewnym przyśpieszeniem. To przyśpieszenie można określić za pomocą specjalnego przyrządu pomiarowego. Prosty m'iernik przyśpie szeń (akcelerometr) przedstawiony jest na rysunku 44. Na ruchomym wózku 1 zarwiesz01ny Jest na sprężYlilach ciężarek 2 o masie m. Do tego ciężarka przymocowany jest suwak A potencjometru połącz.onego sztywno z podrwoiiem wózka. Jeśli wózek jest w stanie spoczynku (lub ,porus~ się ruchem jednostajnym), ·suwak A styka się z potencjometrem w punkcie B i dl:ateg,o pomiędzy punktami A i B nie ma Tóżnicy potencjałów. Jeśli ·zaczniemy poruszać wózek z przyśpieszeniem a to, jak wiadomo z fizyki, na dężarek 1będzie działała siła F = ma. Siła ta
do
'będzie przesuwała ciężarek
w stosunku do podwozia dotąd, dopóki nie zrównoważy jej siła sprężym.. Przy tym dężarek przesunie się o wielkość Llx, propoTcjonalną do siły F i tym samym do przyśpieszenia a. Pomiędzy suwakiem A i .punktem B ;potencjometru pojawi się różnica potencjałów, której wielkość jest tatkże propon:jonalna do przyśpieszenia a, znak za:leży od kierunku tprzyś'pieszenia. Jeśli wózek był rw początkowej chrwi'li 76
wielkości przyśpieszenia możemy oibliczyć prędkość, którą •będzie cm posiadał przez pewien czas i drogę przebytą przez wózek w dągu tego czasu. Na rysuniku 44 ruchomym obiektem służącym do pomiaru przyśpieszenia jest wózek, jednak może to lbyć i rakieta.
nieruchomy, to z
r---,
~:~:: ='~== ~ ~ -----=-= ~----, [~~-=--,-,-=------,---
§
------1
L_:J --
Rys. 43. Boczne znoszenie rakiety
Rys. 44. Schemat najprostszego akcelerometru
Prędkość i drogę określa się za pomocą całkowania przyśpie szenia. Przyśpieszenie to, jak wiadomo, przyrost prędkości w jednoske czasu. Jeśli w ciągu jakiegoś czasu Llt, 'prędkość zmienia się o wie~kość Llv, to przyśpieszenie ciała w tym okresie czasu
wynosi a= Llv . Po zsumowaniu
Llt
('scałkowaniu)
tych przyros-
tów prędkości w granicach od czasu początkowego t 0 do czasu t 1 otrzymamy prę~kość wózka dla czasu t 1 . Całkując prędkość (1sumując zmiany drogi rw ciągu określonego cza:su) otrzymamy drogę, :przebytą przez ciało w czasie ·całkowa/Ilia. W ·ten sposób, aby uzyskać wartość znoszenia rakiety, należy •dwukrotnie scałkować jej przyśpieszenie boczne. Stosunkowo prosto można przeprowadzić całkowanie sposobami elektrycznymi i mechanicznymi. Na przykład, rkąt obrotu osi silnika prądu stałego równy jest całce napięcia. Istotnie, kątowa prędkość obrotu takiego silnika jest proporcjonalna do wartości doproR wadzanego do niego napięcia. Kąt obrotu ("droga kątowa" przebyta przez wirnik silnika)·, jak wynika z tego, jest równy całce prędkości obrotów, a więc o jest proporcjonalny do całki napięcia. o Jeśli przyłożymy napięcie do układu Rys. 45 . Najprostszy obwód RC, jak na rysunku 45, nazywanego całkujący
~u T
77
obwodem całkującym, to napięcie na kondensatorze będzie także równe całce napięcia wejściowego. Ładunek i napięcie na kondensatorze rośnie przy niezmiennym napięciu na wejściu układu, podobnie do tego, jak rośnie prędkość przy niezmiennym przyśpieszeniu lub droga przy niezmiennej prędkości. Jeśli napięcie na wejściu układu zmienia się, to na wyjściu układu napięcie, jak poprzednio, równa się całce napięcia wejściowego. Integrator• bocznych przyśpieszeń
4.
likwid~·cji
bocznego zmosZienia rakiety V -2 Ni:emcy przy II wojny światowej skonstruowa'li przyrząd "Kverintegrator" (tj. integrator przesunięć). Określał on boczne znoszenie przez podwójne oałk:owanie przyśpieszenia !bocznego raikiety. Schemat atkcel·erometru ·zastosowalnego w tym przyrządzie ró~ni się ·nieco pod względem k-onstrukcyjnym od schematu akcelerometru przedstawionego na rysunku 44. Inna 'budowa pozwala na zwiększenie czul<:)ści 'przyrządu i usunięcie tarcia ruchomych części {na przykład pomiędzy suwa~kiem a potencjometrem). Zasada działania akcelerometru pozostała bez zmiany (rys. 46). Do
końcu
Rys. 46. Zasada
działania
integratora
przesunięć
Pła,Ska sprężynka a umieszczona jest w przyrządzie poziomo i skierowana wzdłuż płaszczyzny strzału. Jeden jej koniec urnocowarny je:st nieruchomo, a d:o drugłego dołączony jest m~sywny
* I n t e gr a t o r (przyp. red.).
78
przyrząd
do
automatycznego
obliczania
całek
ciężarek
A i cewka L, nawinięta na cylindrycznym ko!'lpusie b. Cewka umie•szczona jest w polu silmego magnesu stałego. Podobnie konstruuj-e się głośnikti i m~krofony el~ktrodyn'amkzne. Załóżmy, że rakieta zaczęła być zmos:wna w lewo, z jakimś przyśpieszeniem. Z powodu bezwładności ciężarek A opóźnia się w ·stosunku do przesunięcia ra1kiety i cewka L wysuwa się z magnesu ·z pewną prędkością, tym szybciej, im wi~ksz·e j-est przyśpiesz·enie ra'k1 i ety. Cewka będzie przy tym przecina~a linie sił pola magnetycznego, skutkiem czego w punktach l i 2 uzwojenia cewki pojawi się indukowana :siła elektromotoryczna o amplitudzie proporcjonalnej do przyspieszenia. Zostanie ona dopro•wadzona do pierwszego obwodu całkującego R1 C1 , gdzie na kondensatorze C;t będzie napięcie równe całce napięcia wejściowego, tzn. 1proporcjonalne do prędkości bocznego znoszenia rakiety 'W danej chwi!li. Napięcie to jest >cał-kowane przez drugi: obwóld calilmjący Rę.C2 i napięCie ·z kondensatora C2 doprowadz:ane jest na siatkę lampy L1 . Obie polowy lampy L 1 i ·obie poł6wk·i wtórnego uzwojenia transformat·ora Tr1 . tworzą układ mostkawy. Jedna przekątna tego mostka {1punkty 3 i 4) jest zasilana napięciem zmiennym z transformatora Tr1 , a w drugą (punkty 5 i 6) włączony jest transformator pomiarowy Tr2. Parametry ·układu są ·tak dobrane, że przy :braiku n'apięda na kondensatorze C2 prądy prZ'ewodzące lewej i pra!Wej triody są równe, mostek jest zrównoważony i do urządzenia sterowego napięc·ie nie dochodzi. Gidy na kondensatorze c2 występuje napięcie proporcjonalne do przesunięcia rakiety, to w zależności od znaku napięcia. więk,szy prąd ·będzie przewodziła lew a lub 1prawa trioda. Na prz'ekątnej mostka w punkde 5 i 6 pojawi się napięcie zmienne o amplitudzie proporcjonalnej do wartości przesunięcia przy 'ZJnoszeniu i o fazie zależnej od kierunku ·znoszenia. Z transformatora Tr2 napięcie jest doprowadzone do kanału stabilizacji kursu (do dodatk·owego uzwojenia "sygnał ra!di:owy" w transformatorze Tr 3 układu na 1rys. 39) i rakieta l'i'kwiduje skutki znoszenia. Oczywiste jest, że rozpatrzony przez nas najprostszy układ "Kvermtegratora" nie będzie charakteryzował 1się dużą czuł.ością, pOIIIieważ sygnał po przejściu przez oporniki i konidensatory obwodów całkujących będzie silnie stłumiony. Rzeczywisty układ "Kverintegratora" V -2 był znacznie bardziej złożony. Pomimo prostych zasad >Oalkowania przyśpi·eszenia i stosunkowo łatwej konstrukcJi 'przyrządu o dostatecznej czułości wykorzystanie go w rakiecie n apotyka na duże trudności. Przyrząd tego rddzaju powi:nien być zamstalowany na ściśle poz·iomej płaszczyźnie, o położeniu nie ·zmieniającym ·się w ciągu 1
1
79
całego czasu 'lotu. W przeciwnym przypadku czujnik 'będzie odchy}ał 'się pod działaniem irnnych przyśpieszeń, na przykład pod działaniem przyśpieszerri'a siły ciężkości. W rakiecie V -2 płasz czyzna po·zioma była uzyskiwana za pomocą przyrządu Stabiplan, opracowanego pod koniec II wojny światowej. Związana
z tr?:ecim pierścieniem zawieszenia przegubowego, płaszczyzna ta była stabHizowana w przestrz·eni. trzema stosunkowo dużymi żyroskopami o osiach obrotu skier.owanych prostopadle do osi zawieszenia przegubowego. Stabilizacja takiej płaszczyzny okazała 'Się nardZiwyczaj dokładna, skutkiem czego póŹiniej ~a'stoso warno przyrząd Stabiplan zami•arst przyrządów V ertikant i Horyzont. 5. Kierowanie pochyleniem osi rakiety
Wiadomo, że rakieta V -2 rstarrtowała pionowo, a następnie oś jej pochylała się od pionu. Pochyl,enie to na'stępuje stopnio:wo i ustaje tuż przed końerem pracy silnika. Ażeby rakieta miała największy zarsięg lotu, to w chwili ustania pracy silnika j·ej prędkość (a więc i jej ·OŚ podłużna) powinna !być skierorwana pod ·określ·onym kątem 'do płaszczyzny poziomej. Według obliczeń, optymalny kąt* pochyleinia osi rakiety V -2 do płaszczyzny horyrontu wynosił około 43°. W)llkres zmiany pochylenia orsi .poidłużnej rakiety V -2 przedstaJWiany jest na rysunku 4 7. cp
Wylqczenie silnika
""
Rys. 47. Program zmiany pochylenia podłużnej osi rakiety V-2
W czasie, który odpowiada pionowemu startowi rakiety, kąt pochylenia osi rakiety do płasz·czyzny horyzontu równa się 90°. Na odciniku rwyprowadzenia kąt pochylenia zmniejrsza się i staje się rÓWlny około 43°. Przy tym, po osiągnięciu przez rakietę określonej prędkości, silnik jest wyłączany i rakieta leci dalej po ·torze bali!Styeznym.
* Dla próżni, jak wiadomo, optymalny kąt podniesienia wynosi równo 45°. Podana w tekście książki wartość 43° jest bardzo zbliżona do teoretycznej, gdyż w tym momencie rakieta znajduje się na dużej wysokości nad ziemią, gdzie powietrze jest już bardzo rozrzedzone (przyp. red.). 80
Przy ro~patrywam:iu przyrządów ŻY"roskopowego systemu stabiliziacji (Horyzont, Vertikant) ustalili•śmy, że rakieta kierowana za pomocą ·sterów zajmuje przez cały czas takie położenie, ażeby napięcia na zaciskach potencjometrów były. równe zeru. Oczywiśde, że jeśli w przyrządzie Horyzont pot·enc}ometr 8 (r)"s. 30) n:ie będzie sztywno umocowany do korpusu rakiety, a będzie się obracał za pomocą jakiegoś mechanizmu, to dążąc do zachowania napięcia na zaciskach potencjometru równego zeru, rakieta 1będzie się obracała w stosunku do osi Z zg·odnie z obrotem tego potencjometru. Przy Olbr.ode potencjometru o 43° rakieta także obróci się o ten sam kąt. Do obrócenia potencjometru według założonego programu słu ży mechanizm programowy. Z potencjometrem 8 (ry;s. 30) jest zwią·zane szt)"Wl1o lk·oło pasowe 9. Na koło nałożona jest cienka wstęga metalowa 10 (pas nalpędowy), powiązana z krzywką 11. Kształt krzywki jest tak dobrany, ażeby przy jej równomiern)"m •obrocie potencjometr 8 obracał 'się zgodnie z założonym programem. Celem uzyskania równomieTlilego obrotu krzywki, po !Przejściu przez rakietę piOIIlowego oddnka startowego, stosuje się wybierak ·sk·oikowy i przekładnię ślimakową. Wybierak taki jest t'o elektromagnes ze zworą. Do uzwojenia el~ktromagn~su doprowadzane są impulsy w jednatk•owych odstępach czasu, regulowany;ch przez dokładny mechanizm zegarowy. Impulsy te powodują przycią:ganie zwory, która z k·olei przesuwa kolo zapadkowe 13 o jeden ząlb. Za1padka 14 UllliemożUwia •obrót w przeciwną stronę koła zapadkowego. Jeśli w takim mechani~mie ·~am'ienić krz)"Wkę 11 przez kółko, to ·odpowiednie obroty ;potencjometru można uz)"Skać zmieniając, zgodnie z programem, prędkość obrotów tego kółka, tj. zmieniając według programu częstoHiwość dopl'lowadzanych impulsów do elektromagnesu. Istnieją i inne warianty mechanizmów programowych. Na przykład, w niektórych rakietach obracano nrie potencj-ometr, a wymuszano precesje samego żyroskopu. Skutkiem tego na zaciskach potencjometru, połączonego sztywno z korpusem rakiety, pojawiało się napięcie błędu i stery obracały rakietę we właściwym kierunku. 6. Określenie prędkości lotu rakiety Zasięg prędkości
lotu rakiety ·balistycznej zależy w dużym stopniu od w chwili wyłąezenia •silnika. Ażeby uniknąć przelecenia lub niedolecenia do celu przez rakietę, niezbędne jest 6-
Kierowanie rakietami
81
wyłącz·enłe
silnika po
osiągnięciu ·określonej prędkości.
Do okrerakiety V -2 stosowana była stacja radiolokacyjna. Gdy za jej pomocą ustalono, że prędkość rakiety V -2 osiągnęła dbliczoną wartość, włączano nadajnik radiowy. Jego sygnały odbierane były przez odbiornilk na pokładzie rakiety. Sygnał ten powodował zadziałanie przelmźnika, który z kolei uruchamiał mechanizmy wyłączające silnik. Taka metoda określenia prędkości rakiety charakteryzowała ·się dużą dokładnością, wyrnargała j~dnak ;Skomplikowanej i zajmującej dużo miejsca aparatury. P.onadto, jak zawsze przy wykorzystaniu środków radiowych, metoda ta jest podatna na zaślenia rprędkośd lo~u
kłócenia.
Poz:bawiona tej wady oraz !bardziej prosta okazała się autonomiczna metoda pomiaru pręclikości rakiety, ·01parta na całko waniu przyśpieszenia jej śr·odka cięż'~ości. Metoda ta z·ostała opracowana w Niemczech przy koń<:u H wojny światowej. 7. Określenie prędkości rakiety za pomocą żyroskopu Ponieważ wektor prędkości przy końcu aktywnego odcinka lotu rakiety V -2 jest skierow81Ily pod znanym kątem do horyzontu, to wartość prędkości mo2ma określić znając jedynie jej składową pionową. Przyrządy do określenia wartości prędkości rakiety V -2 otrzymywały pionową składową prędkości rakiety z cał kowania pionowej składowej przyśpieszenia środka · ciężkości rakiety. Schemat żyroskopowego miernika prędkości, wykorzystującego tę zasadę, przedstawiony jest na rysunku 48. Na rysunku tym Kierunek przedstawiony jest wirnik żyros pr~cesji kopu w wewnętrznej ramce zawieszenia przegubowego, która jest zawieszona w drugim pier-
Rys. 48. Schemat żyroskopoweg.o miernika prędkoś.ci (integrator przyśpieszeń):
SiTa bezwTadności +skladowa sila ciężkości
82
ustawianie
ręczne,
2 skala przy3 - przewody do silnik, 4 - styki, 5 - krążek, 6 - występ wyłączający, 7 przekaźnik startowy, s - ciężarek, 9 silnik korekcji, 10 urządzenie stykowe 1 -
rzą
sc1eniu kardanowym (zawieszenia przegubowego). Zewnętrz ną oś tego pierścienia ustawia się wzdłuż osi podłużnej rakiety. Do ehwi'li starrtu rakiety żyrosk·op Jest unieruchooniony za pomocą przekaźnika startowego (rwyłącZinika). Kilika minut przed startem nadaje ·się ruch obrotowy wirnikowi żyro1sikopu. W chwili startu do rprzeka·źnilka startOIWego doprowadza się sygnał, wyłącznik zwalnia oś żyroskopu i razem z osłoną zawisa on na poziomej osi AB. Do osi żyroskopu przymocowany jest ciężarek, który wytwarza moment przyło11 żony do żyroskopu w płaszczyźnie pionowej. Jak już wiemy, pod działaniem tego momentu oś ży roskopu zacznie obracać się w płaszczyźnie poziomej. Jeśli na ciężarek działa tylko siła ciężko ści, to prędkość obrotowa żyrosko pu będzie stała i proporcjonalna do tej siły, a zatem do przyśpie szenia siły ciężkości, ponieważ cię żar jego wynosi P = mg, gdzie m jego masa, g przyśpieszenie siły ciężkości.
Rys. 49. Budowa rakiety V-2: przekładnia łańcuchowa sterów powietrznych, 2 - silnik elektryczny, 3 - gło wice rz: wtryskiwaczami, 4 - rurociąg doprowadzający spirytus do silnika, 5 zbiorniki z powietrzem, 6 - wręga tylna, 7 zawór od zbiornika ze spirytusem, 8 żebra wzmacniające korpus rakiety, 9 - przyrządy kierowania, 10 - .rurociąg od zbiornika ze spirytusem do części bojowej, 11 - część czołowa z zapalnikiem, 12 rura z przewodami, 13 główny przewód zapalnika, H zapalnik elektryczny, 15 - rama ze sklejki, 16 - zbiorniki z azotem, 17 - wręga przednia, 18 przyrządy żyroskopowe, 19 otwór do wlewania spirytusu, 20 - przewód podają cy spirytus do pompy turbinowej, 21 otwór do wlewania ciekłego tlenu, 22 mieszek metalowy, 23 -zbiornik z nadtlenkiem wodoru, 24 rama silnika, 25 zbiorniczek :;:; nadmanganianem potasu (generator parogazowy, umieszC'Zony z tyłu), 26 rozdzielacz tlenu, 27 - przewody ze spirytusem do chłodzenia urządzeń, 28 otwory wylotowe dla spirytusu, 29 - urzą dzenie ster.owe, 30 - ,brzechwy, 31 - stery gazowe, 32 - stery powietrzne, 33 - komory spalania i dysza, 34 - pompa turbinowa, 35 - komora z urządzeniami kierujacymi, 36 zbiornik spirytusu, 37 zbiornik z ciekłym tlenem
1
-
83
'Aby głóWllla oś żyroskopu nie odchyl'ała się szczyźnie poziomej przykładany jest do niej
w dół, to w pła moment, wytwa-
rza!Ily !przez 'Silnik !korekcyjny. Przy 'Odchyl~niu osi w dół lub do góry włącza się urządzenie stykow·e i przesyłany jest do silnika korekcyjnego sygnał o odpowiedniej biegunowości. W rezultac'ie tego ·OŚ żyrookopu wykonuje ruoh precesyjny i ·zajmuje położenie poziome. ~d działaniem przyśpieszenia siły ciężkości oś żyroskopu bę
dzie :się obracała w płaszczyźnie poziomej ze stałą ·pr~dilmścią. Obroty te, poprzez przekładnię zębatą o przełoż·eniu zmniejszają<:ym, przekazywane są krążkowi. Będzie on wolno się obracał, ze rstałą prędkośdą w kierunku zazn'aczonym strzałką na rysunku 48. Kąty 'Olbrotu osi żyroskopu i krążka są tproporcjonalne do całki· przyśpieszeni'a siły ciężkości w jakimś okresie cm:su.
IPodczas lotu rakiety na dężare'k działa jeszc·ze przyśpiesz·enie ruchu rakiety. Dlatego wirni!k żyroskopu i krążek
tD~ładność tego przyrządu w dużym stopniu zależy od stabilizacji poziomej, ponieważ w przeciwnym przypadku nie moż na dokładnie uwzględnić działania siły ciężkości na dężaretk. Dlatego integrator pionowych przyśpieszeń był instalowany na przyrządzie Stabiplan. Budowa rakiety V -2 przedstawiona jest na rysunku 49.
Rozdział
VI
PROGRAMOWY SYSTEM KIEROWANIA, WYKORZYSTUJĄCY NAZIEMNE PUNKTY ORIENTACYJNE
1. Samolot-pocisk
Brak personelu, jednorazowość działania, a także zastosowanie rakiet startowych o dużej mocy przy starcie z wyrzutni lwb w kierunku pi!ornowym pozwalają rw samolotach"'PO'C'iskach, przy tym samym ładunku bojowym, znacznie zmniejszyć ciężar ogólny i wymiary w porównaniu ze zwyikłym samolotem. Do startu samolotu ....podsku V -1 początk,owo :stosowano specjalną wyrzutnię (rys. 50). Rozp~dzanie samolotu-<pocisku V-1 osiągało się na wyrzutni dzięki ruchomemu tłokowi. Znajdował się on pod prowadrnicami wyrzutni i uruchamiany był ernergią rozkładu nadtlenku wodoru. W końcowej fazie rozpędzania pręd kość rakiety V -1 była już dostarczana dla działania silnika przelotowego. 1
Rys. 50. Wyrzutnia-katapulta samolotu-pocisku V -l
Taka wyrzutnia była skomplikowana, duża i ciężka, a przede wszystkim pozbawiona ·zdolności do manewrowa.ni:a, co w warunkach hojowych st:anowi jej największą wadę.· Wygodniejsza okazała się lekka wyrzutnia, w postaci kratownicy przestrz-ennej z prowadnicami szym.owymi, po których rozpędzało ·się samolot-pocisk za pomocą rakiet prochowych. 85
P,odczas lotu samolot..,pod:sk V -1 rposl!adał prędkość zaledwie 640 km/godz. Myśliwce z końoa drugiej 'wo,jny światowej posiadały większą prędkość (do 750 km/godz), co pozwalało im skuteczmie walczyć z ·samolotami-pociskami. Niewielka wysokość lotu samolotów-pocisków (około 900 m) pozwalała wykorzystać do walki z nimi artylerię przeciwlotniczą. Prędkości i wysokości lotu wspókzesnych samolotów-1p0ciJSków są porównywalne z prędkościami i wysokośc~ami lotu 'szybkich samolotów współ cz·esnych, a nawet je prz-ekraczają. 2. System kierowania samolotem-pociskiem V-1
Tor samolotu-pocisku V -1 był ~określony mechanizmami programowymi, a rzeczywiste wartości kursu, 'prędkośd i wyrokości
określało
się
za pomocą przyrządów wykorzystując)T'Ch
naziemne punkty orientacyjne (pole magnetyczne Ziemi, atmoISfera). 1Sy1s'tem kierowania samolotem-pociskiem V -1 był prosty i prymitywny, jednak stosun'k.owo łatwy w produkcji. Posiada on głównie charakter historyczny i dlatego nie jest celowe szczegó~owe rozpatrywanie podstawowego układu. 1Podcził's lotu samolotem-podskiero kieruje pilot aut·omatyczny, tj. przyrządy żyroskopowe systemu stabilizacji kątowego położenia rakiety, zasada działania których była omawiana przy szczegółtowym rozpa:trywa~niu przyrządów do kierowania rakiety V-2. Mała rprędkość raki:ety porwodQWała, że aparatura pracowała przez dłuż,szy ·okres czalsu i dlatego przyrządy żyroskopowe wymagały korekcji. Korekcja głównego żyroskopu kursu dolwnywana była za pomocą kompaiSu magnetycztnego. W początko,wej chwili lotu oś swobodnego żyroskopu kursu ustawiana była wzdłuż osi podłużnej rakiety, :a k~ompas ręcznie nastawi:a:no na żądany kurs. Jak już wiadomo, system ·st8Jbilizacji pracuje w ten sposób, że przy odchyleniu 'się żyroskopu 10d załoiżonego kierunku pocisk podąża za nim. Podczas przechodzenia pocisku na kurs spowodowany odchyleniem się żyroskopu od założonego kierunku, IW ·stosunku do niezmiennego kieruniku północnego strzał ki kompasu magnetycztnego, 'zatdziaływał prz~kaźni:k elektrapneumatyczny i posyłał na elektromagnesy korygujące żyroskopu sygnały o określonym zrraku. W rezultacie oś żyroskopu ulegała precesji do swego początkowego położ·enia. Przy ty:m do
86
urządzenia dzane było
sterowego, kierującego p1onowym ,sterem, doprowaodpowiednie napięcie i rakieta wracała na założony
kurs. Na
początku lotu samo1ot-pod:sk mógł wykony;wać zakręty według programu. W tym eelu za pomocą mechlanizmu zegarowego, przez ściśle określony czas, był doprowadzany do elektromagnesu korek,cji prąd 'stały. W ten sposób do osi żyroskopu przyłożony 1był stały moment i 'Żyroskop wykonywał ruch precesyjny ze stałą prędkością. 1Samolo:t-pocisk kierował 'się w ślad za żyroskopem. Po wpływie 'Określonego czasu, gdy według obliczeń dokonanych na Ziemi 'samolot-pocisk znalazł się już
na kursie, mechanizm zega~rowy odłączał elektromagnes korekcji. Do zapobieżenia przed odchyleniem i pochyleniem samolotupocisku stosowano żyrotachometr kursu i żyrotachometr pochyle:n,ia. Były to zwykłe żymslwpy 'prędkości, których 'schemat przedstawiono na rysunku '28. Boczne znoszenie samo1otu-•pocisku nie było likwidowane, co obniżało silnie dokładność strzelania. Do li:kwidacji zmia:n wysokości wzniesienia się stosowany był wysokościomierz. Był to a~nero~d*, który przy zmianie wysokości 'samolotu-pocrsku mvi,erał odpowiednie styki. Skutkiem tego zaczynał działać odpowiedni elektromagnes powodujący uruchomienie urządzenia sterowego, kierującego sterami poziomymi, i samolot-pocisk powracał na właściwą wysokość. Do określenia odległości przebytej przez samolot...pocłsk sto•sowany był aerolog** i licznik trasy. Aerolog to urządzenie posiadające nieduży wiatraczek dbracający się pod naporem napotkanego strumienia powietrza. Prędkość obr·otów tego wiatraczka jest proporcjonalna do prędkości }atu 'samolotu.."pocisku w stosunku do atmosfery Oed!nak nie Ziemi). Było to wadą rozpatrywanego systemu, ponieważ pojawienie się wiatru ,powodowało zmianę prędkości obrotów wiatrfl!czka i w rezultacie 'błędnie była określona przebyta odległość w stosunku do Ziemi. Powodowało to duży rozrzut w określeniu odległości, a więc znacznie obniżało dokładność strzelania. LicZiba olbrotów wiatraczka jest wpmst proporcjonalna do przebytej trasy. Licznik trasy, będący licznikiem obrotów wiatraczka, spełnia w ten sposób rolę integratora prędkości samo1lotu-pocisku. Po określonej liczbie obrotów śmigła, ·odpolwiadającej założonej przy starcie odległości lotu, w hczniku zwierane były styki powodujące przesłanie impulsu elektrycznego
* A ner o i d - rodzaj metalowego barometru (przyp. tłum.). ** A er o l o g - inaczej nazywany jest logiem powietrznym
(przyp.
red.).
87
co co
Rys. 51. Budowa rakiety V-1: przedział głowicowy; wietrzem; E - przedział
C - przedz;iał paliwowy; D - przedział zbiorników ze sprężonym poz F przedział do kierowania sterami: wiatraczek. 2 - kompas, 3 - tuleja zapalnika. 4 - zapalnik z pobudzaczem, 5 ładunek bojowy, 6 zbiornik paliwa, 7 - filtr zbiornika paliwa, 8 - dźwigar rurowy skrzydeł, 9 - żeberka, 10 - prowadnica startowa, 11 - zbiorniki sprężonego powietrza, 12 - przedni wspornik silnika, 13 - otwór wlotowy powietrza, 14 - rozpylacze, 15 - komora spalania, 16- silnik pulsacyjny, 17- akumulator, 18- kontaktstartowy, 1 9 - żyroskopy, 20 -urządzenie kontroli wysokości, 21 urządzenie kontroli paliwa. 22 urządzenie startowe kierunku. 23 urządzenie startowe wysokości, 24 statecznik pionowy (wspornik tylny silnika), 25 - ster kierunku, 26 - statecznik poziomy, 27 - ster wysokości A -
l -
przedział bojowy; aparaturą kierującą;
B -
do ·:tatpa}nika elektrycznego na'boju pirotechnicznego. Przy jego wybuchu zwalniana 'była dźwignia utrzymująca stery; za pomocą odpowiedniej •sprężyny stery 'te były ·skierowane w dół i samolot-pocisk nurkował do celu. Jednocześnie sprężyna i nabój ipirotechnkzny powodowały naciągn~ęcie sznura ze specjalnym nożem przecinającym przewód powietrzny, zasilający sprę żonym powietrzem urządzenie :sterowe, :które prz·estawało praooWiać.
'Budowa ·samolotu-pocisku przedstawiona jest na rysunku 51. W głowicowej części pocisku, za kompasem magnetycznym, um'ie'szcz
Rozdział
VII
RADIONAWIGACYJNE SYSTEMY NAPROWADZANIA SAMOLOTOW-POCISKOW
1. Radionawigacja
Radionawigacja jest to określenie położenia oraz kursu okrę tów, samolotów i innych obiektów ruchomych, za pomocą środ ków Tad:iowych. Znalazła ona w obecnych czasach szerokie zastosowanie. Radionawigacja odgrywa ważną rolę w w:oj'sku. Nie można sobie wyobraz·ić współczesnych działań bojowych m'arynarki i lotmetrwa hez środków radionawigacyjnych. Za pomocą radionawigacji real'izuje :się także na~owadz'anie ·pocisków odrzutdwych. Do naj,stal'szych urządzeń radionawigacyjnych zalicza się odbiornik radiowy, w'ylpolsaż•ony w antenę kierunkową, za pomocą której można określić kierunek, skąd dochodzą fale radiowe {namiar nadajnika radiowego). Do określenia swego położenia za pomocą radionam'ierzania (rys. 52) po,stępuje się w następu jący spooób: najpierw określa się namiar radiostacji A, której położenie jest zna1ne (tzn. kierunek, skąd odbierane są fale radiowe, licząc kąt od linii północ-południe). Na mapie kreśli 'się prostą a-b przechodzącą przez punkt A ·pod kątem a. Następnie rw ten sam :sposób okreś1a się namiar drugiej radi·osta'Cji B i rna mapie przez punkt B prowadzi się pod kątem fJ linię c-d. 'Funkt przecięcia tych dwu linii określa położenie obserwatora w chwili namierzania. Podczas II wojny światowej szybko opracowywano nowe, -coraz doskonalsz·e konstrukcje unądzeń radionamierzających. Na Zachodzie obecnie :radionamierzanie Tozwija się w kierunku utworzenia i wylmrzystama automatycznych urządzeń radionamierzających oraz konstrukcji nowych układów radionamierzających, wykorzystujących fale ultrakrótkie. Osiągnięc'ia w tych dziedzinach pozwoliły na stworzenie radionawigacyjnych systemów nap!'owaldzania bez'pilotowych obiektów latają•cych. 1
90
Jednym z najhardziej ·rozpoWszechnionych systemów radionawigacyjnych wykorzystywanych w nawigacji morskiej i lotniC'z·ej jest sy1stem Loran (1skrót angielskich wyrazów Long Range Navigation nawigacja na dalekie odległości). Już w· 1952 r. 'S)'lstem nawigacyjny Loran posiadał 40 stanowisk w USA i 7 w knglii, I's1andii, Danii, Kanadzie.
Rys. 52. Schemat
wyjaśniający zasadę
namierzania
Naziemny zespół składa się z dwu :par stacji pracujących systemem imipulsowym. Każda para posiada stację kierującą i stację pomocmiczą (rys. 53). Sta·cja kierująca synchronizuje częstoHiwość powtarzania impulsów stacji pomocniczej. Wszystkie cztery nadajniki radiowe pra:cują na jednej fali, jednak każ da para stacji posiada swoją ściśle ustaloną częstotliwość ;powtarzania impulsów. Na samolocie instaluje się urządzenie odbiorczo-wskaźnikowe, które w ostatnich •czasach z.ostało wypo!Sażone w przystawki automatyczne określające współrzędne samolotu ·i przekazujące je pilotowi. Zasada działania takiego systemu oparta jest na pomiarze różnicy czasu przyjścia sygnałów radiowych z każdej ·pary nadajników radiowych. Załóżmy, że nadajniki A i A' jednocześnie wysłały w przestrzeń impuliSy radiowe. Ponieważ 91
·odległość
od samolotu do stacji A' jest mn~ejsza niż do stacji A7 to ·Odibi!ornik samolotowy oclibierze sygnały stacji A' wcześniej niż ·stacji A. Różnica w czasie między tymi odebranymi impulsami •będzie oczywiście proporcjOI!lalna do róŻI!licy odległośoi CA i CA' do tych stacji. 'Sygnały odebrane przez odbiornik samolotowy doprowadzane są do piooowych płyteik odchylających tlampy •oscyloskopowej {ryts. 54). rStrumień elektronów w tej 1am1pi·e przesuwa się równomiernie po elkrante ·z lewa na prawo~ 3
Rys. 53. Zasada
działania
nawigacyjnego systemu hiperbolicznego
Będzie on z początku odchylony do góry impulsem przychodzącym od stacji A', a następnie przez późniejszy impuls ·Od stacji A. Odstęp pomiędzy z;obrazowarniem tych impulsów porzwala ocenić opóźnienie czasowe tednego impulsu w stosunku do drugiego, a więc i różnkę ·oidległości od nadajników naziemnych. Oczywiście w przest•rzeni ·istnieje nieskończona ilość punktów, dla których różnica ·odleglośd od tych dwóch nadajników jest taka sama. Z geometrii wiemy, że miejsce geometryczne .punktów o stałej różnicy odległości, od dwóch danych punktów jelst krzywą, nazJliWaną łrlperbolą.
J eśłi samolot tak leci, że na odległość pomiędzy impulsami A
92
ekranie lampy oscylosk·opowej ·i A' jest cały ·czas jednakowa,
to samolot leci po hiperboli (a, a' na rys. 53). Innej rozmcy odlegJ;ości będzie odpowiadała druga hiperbola. Na mapie można wykreślić całą siatkę hiperbdl i każda z nich będzie ·odpowiadała okreśronemu odstępowi czasu pomiędzy zobrazowaniem impul-
sów na ekranie lampy oscyloskopowej. Za IPOmocą systemu Loran nawigator określa położenie swojego 'Samolotu następująco. Po dostrojeniu odbio:mika do· czę stotliwości naziemnych rnadajn·~ków •systemu, reguluje on wska-
Rys. 54. Lampa oscyloskopowa źnik
do częstotliJwaści powtarzania impulsów jednej pary ·sta•cji (ustawia 'on częstotli.lwość podstawy ·czasu rampy tak, ażeby zobrarowanie impulsowe odebranych od tej pary stacji porostawały na ekranie nieruchome). Na'stępnie nawigat·or ·określa różnicę czasu pomiędzy impulsami stacji kierującej i pomocniczej. Fotem dostraja odbiornik do częstotliwości powtarzania impulsów drugiej pary stacji i określa różni:cę •cza·su pomiędzy odebramymi impulsami drugi·ej pary. Na•stępnie wykorzystuje on specjalne mapy z wykreśloną siatką hiperbol obu par stacji (rys. ~3). Nawigator wybiera taką hiperbolę sta·cji A A', obok której napisana jest zm'ierz·ona różnica czasu pomiędzy impulsami tej pary stacji. Purnkt przecięcia tej h1perboli, z hiperrbolą stacji B B', wskaże położenie samolotu w danej chwili. Pro·ces określenia współrzędnych położenia może 'być zautomatyz·owany. Hiperboliczne systemy radionawigacyjne mają zasięg do kilku tysięcy kilometrów. Błędy w określaniu współrzędnych poło żenia przy takich zasięgach nie przekraczają kilkudziesięciu kilometrów.
93
'Zaletą tego :sY'stemu jest to, że w zasięgu dóałania jego może jednocześnie określać swe położ·enie dowolna liczba samolotów, okrętów, akrętów podwodnych i :samol.Oitów-pocisków. 'Wadą tego systemu jest możliwość użycia przez przeciwnika zakłóceń radio:wych.
2. Hiperboliczny system nawigacyjny naprowadzania samolotu-pocisku
Przy zastosowaniu z·aJSady hiperbolicznego systemu nawigacyjnego do !kierowania samolotami""PoC'rskami, ·ze 'W•szystldoh hi:pe:ribol wytwarzamych przez dwie stacje wylbie'ra się taką, która przechodzi przez ·cel (rys. 55). Na tej hiper·b
!l~
M
Nadajni/t Odbiorni/t.
Rys. 55.
M
Odbiornik Nadajnik
Nawigacyjny system hiperboliczny naprowadzania pocisku
winien zrnajdować się padczas ISwegó lotu. Celem zwięksEenia odporności na zakłócenia 'SY'stemu, stacje nazd.emne A i B praie :po "z:aJpytaniu" z :samolotu-pocisku. Sygnał "zacują jedyn1 rpytujący" (wywoławczy) i :sygnały nadawane przez nadajniki A i B są ·zaszyfrowane {zakodowane) tak, ażeby unikmąć fałszy wego 7Jaidziałarnia. Na pokładzie ·samorlotu..rpod:sku mierzy się Tóżnicę czasu w odbiorze sygnałów rstacji A i B. Gdy różnica ta jest 'inna od właściwej dla danej h:ilpe:r!boli, doprowadzane są sygrnały do pilota automatycznego (zespół przyrządów ży rosk·opowych układu stabilizacji). PHO!t automatyczny k·ieruje 1sterami •samolotu""Poci:sku w ten spasólb, ażelby różnica ta rpo•zostawała przez ·cały czas niezmienna . 94
Uproszczony schemat blokowy nawigacyjnego systemu hiperbolicznego do naprowa!dzania 1sa'molotu-poC'i'Sku je'st przedstawiony na rysunku 56. Pilo1t automatyczny otrzymuje sygnały korygujące z nawigacyjnego systemu hitperboHcznego. Urządze-
Rys. 56. Uproszczony schemat blokowy nawigacyjnego systemu hiperbolicznego do naprowadzania samolotu
95
nie sterujące nadajnika zapytującego (wywoławczego) na pokładzie samolotu-pocisku ~ok,resowo włącza ten nadajnik Wysyła on na ziemię impulsy zapytujące oraz włącza odbiorniki A i B. Sygnały odebrane przez naziemne odbiorniki A i B doprowadzane są do nadajników i powodują wysłanie zakodowanych odpowiedzi. Przy położeniu samolotu-pocisku, przedstawionym na rysunku 55, do odbiornika A ·samolotu-pocrsku (rys. 56) sygnał ·ze •stacji naziemnej A .przyjldzie rwcze&niej niż sygnał ze stacji nazi~mnej B będzie odebrany przez odbiomik B. Impulsy te są doprowadrone do miern~ka czasu I, który wytwarza napięcie proporcjonalne do różnicy czasu, pomiędzy przyjściem impulsów ·z odbiornika A a przyjśdem impul:sów z odbiornika B. Miernik czasu I może być uikładem lampowym, w którym pod wpływem wcześniejszego impulsu zaczyna po'WtStawać r·osnące w ezasie napięcie, a gdy przyjdzie drugi impuls, układ jeiSt wyłączany (rys. 57). W ten sposób wartość napięcia na wyjściu
u
/ /
Uw - - - - - - -
p,·terwszy tm~ll Wejście
UkTad lampOWIJ
M;iśc1e
1f Drugi
o t,
impuls
Rys. 57. Zasada otrzymywania
napięcia
czasu
proporcjonalnego do ·
odstępu
miernika czasu j~st proporcjonalna do rozmcy cza:su przyJsCia impulsów (t2- t1). To napięcie U w Idoprowadzane jest Ido układu porównującego UP3 1 jest porównywane z programowym napięciem kursu (PNK). Oczywiste jest, że programowe napięcie kursu w przypadku lotu po bilperboli winno być stałe. Zasada dz·iałania najprostszego układu porównującego omawiana była w rozdziale V. Z wyjścia układu pmównującego sygnał różni cowy dopr·owadzany j~est do żyroskopu kur,su pHota automatycznego i koryguje położenie samolotu poc:i!sku. Do określenia trasy przebytej przez samolot-podsk służy miernik czasu II. Czas, jak! upływa od chwili wysłania przez nadajnik pokładowy impulsu "Zapytującego, do chwHi odibio~ru
96
odpowiedzi jest wpro\Sit .Proporcjonalny dro oidleg~ości samolotupocisku od zespołu naziemnego. Im większa j'~st ta odległość, tym później odl:Jierarna jest odpow.i!edź. Miernik ·czasu II wytwaTza napięcie propoTcjonalne do różnicy rczasu pomiędzy !i.mpu111sem, jaki przychodzi z nadajnika samolotu-pocisku oraz impulsami przychodzącymi z odbiorników samolotu-pocisku. NapięC'ie to jest proporcjonalne do odlegrośd pomiędzy samolotem-pociskiem i ze'społ,em naziemnym, a ~zybkośd jego zmian charakteryzuje prędkość lotu. Odległość przebyta przez samolot-poci:sk oraz jego ipręldkość j~st wyznaczana za pomocą przelicznika.
l
l
4~ l l
~
Rys. 58. Zasada 1 -
działania
antena odbiorcza,
2 -
samolotowego lokacyjnego:
wysokościomierza
antena nadawcza, fale odbite
3 -
fale
radio-
bezpośrednie,
4 -
W układzie porównującym UP1 sygnał proporcjonalny do prędkości porównywany jest z programowym napięciem pręd kości (PNP) i sygnał różnicowy doprowadzany jest do mechanizmów regulujących siłę ciągu silnika rakietowego. Gdy sygnał, określający prz<ebytą przez samolot-pocisk dTogę, w układzie porównują·cym UP2 staJnie :się równy określonemu, programowemu napięciu odległości (PNO), samolot-pocisk rozpocznie nurkowanie do celu lub zrzucanie swojego ładunku
bomb. 7-
Kierowanie rakietami
97
Wysokość :}otu samol-atu-pocisku korygowana jest za pomocą wysokościomierza. Napięcie na wyj·ściu wysokośdomierza porównywane jest w układzie porównującym U P 4 z programowym 1n:atpięciem wysoilmśd (PNW), a ~sygnał 'różnicowy poprzez pilota automatycznego kieruje sterami wysokości samolotu-podsku. Wysokościomierz może być barometryczny lu'b radiolokacyjny, którego zaiSada działania jest przedstawiona na rysunku 58. Wysokość mierzy się za pomocą :pomiaru różnicy czasu między wysłaniem impulsu radiowego na ziemię a odebraniem ·odbitego impul,su na samol-ocie. J·eśli oznaczymy prędkość rozprZ'estrzeniania ·się fal :radiowych przez c, a wysokość samolotu
przez H, to droga przefuyta przez impuls radiowy wyniesie 2H =et (27) gdzie t jest czasem zmierzonym przez wysokościomierz. Z tego wzoru wy:n:i'ka, że zmier~onemu odstępowi ·czasu odpowiada tylko jedna okTeś}ona wysokość ·lotu. 3. Fazowy system nawigacji" i naprowadzania
W dotychczais rozpatrywanym systemie a•paoratura racUonawigacyjna pracowała impulsowo i informacja zawierała odstępy cza!sowe pomiędzy impu'l'sami. Oprócz tego ·często są spotykane :systemy nawłgacyjne, w których nadajniki •pracują w sposób ciągły. Do tak]ich 1systemów zalicza się ·sys:temy interferencyjne, faz·owe i dopplerowskie. Hozpatrzymy teTaz zasadę dz·iałania rsystemu bzowego. Nadajnik radiowy poprzez antenę wytwarza w otaczającej przestrzeni zmienne pole elektromagnetycZ!Ile. Zmianę natężenia pola w czasie można przedstawić w postaci sinusoidy o okresie T =
T
(rys. 59a). W
ciągu
pierwszego
półokresu drgań ( ~)
zakłada się, że pole elektromagnetyczne posiada kierunek dodatni (do góry od osi czasu), a w ciągu drugiego - kierunek ujemny (w dół). Pole elelktl'omagnetyezne (fale radiowe) rozprzestrzenia się z prędkością światła c. Jeśli w pewnym momencie przy antenie nadawczej pole jest dodatnie i o maksymalnym natężeniu, to ·po czasie T (okres drgań) mak:simum to będzie w odległości od anteny wynoszą•cej A.= eT, po czasie 2T odległość ta wyniesie 22 itd. Droga ll, jaką przebywa fala w ciągu okresu drgań, nazy-
* 98
Tak zwany system Decca Navigator (przyp. red.).
wana je.st długością fali. J eś'li antena promi.emuJe fale radiowe w 'sposób ciągły i jeśli 'przy antenie w pewnej •chwili występuJe dodatnia półfala, to w tej samej chwili poprzednia, dodatnia pół fala będzie występowała w odległości A. od anteny, jej poprzedniczka w odległości 2A., wcześniejsza 3A. itd. (rys. 59b). W pewnej chwili t 0, w jakimś punkcie przestrzeni A, natę żenie pola elektromagnetycznego jest maiksyma•lne. W pewnej odleg~ośd, w 'punkcie B, natę:henie pola j·est dwukrotnie nmiej'SZie, zaś w punkcie C pole posiada odwrotny ·znak. W następnej ch'W.i:li rnatężenie pola w ptmkde A lbęldzie już mniej~sZie i dalej zm'ienia •się rw czasie tak, jak jest :prz·edstawione na rysunku 59c.
a
t
b
c
d
i(!) 7
Rys. 59. Zmiana fazy sygnałów radiowych w przestrzeni i w czasie
Ze względu na odległość punktu B od punktu A maksymalne natężenie pola w tym punkcie wystąpi po ·e'zasie t1, niezbędnym na przebycie przez falę radiową odcinka AB. Ten czas (t1 ) moż na rwyrazić ró:?micą faz w punktach A i B. Jak widać ·z porównania rysunków 59 c i d, r6żnica faz jest równa opóźnieniu jednej sinusoidy w stosunku do drug'ie'j. Różnicę faz można wyrazić także w st·orpniach, jeśli porównamy ruch drgający do odwzorowania równomiernych obrotóiw.
99
Ażeby :przek<szrt;ałcić ·rozmcę faz, wyrażoną rw odstępie czasu t 1 kątowej, należy ten odstęp czasu pomno•żyć
na jedndstki miary przez pulsację
cp
=
tl. 2:nf
(28)
Zmierzywszy czas h (ró:lln!icę faz cp) i 1p0 rpomnożeni:u jego przez 1prędkość światła ·znajdziemy odregłość pomiędzy punktami A i B. Jeśli zmierzyć różnkę faz pomiędzy drganiami pola rprzy al!ltenie nadajnika i drganiami pola w ;punkcie, gdzie znajduj-e się obserwator (rakieta), to można ·określić odległość od rakiety do nadajni!ka. Praktycznie można to zre'aliz
Za pomocą jednej naziemnej :stacji nadawczo~dbiorczej moż na 1 0kreśłić odległość do dowolnego ,CJibiektu, odtbierając ~bite przez ni-ego fale radiowe. Stacje taik·i·e wykorzystywane. są do !kontroli lotu rakiet. Przy takim Sposdbie określenia odległości mierzona jest •różnica faz. pomiędzy 'Sygnałem nadanym a sygnałem odbitym przez rakietę i odebranym przez odbiornik. Fala odbita przebyła drogę od nadajnika do raikiety ·i z pqwrotem, a więc przebyła podwójną odleglość do rakiety, :przy określeniu której można popelnić pomy~ę w wyznaczaniu liczby okresów fal. Jeśli obserwacji dokonuje się nieprzerwanie, to pomyłki w ok,reślaniu odległości nie wystąpią. Jest to bardzo. dokłatdna metoda określenia odlegrośdi. Przy; pracy nadajnika radidwego na przykład na fali o długości l m i przy błędzie w :pomiarze ró2mky faz o l o błąd w określeniu odległości do rakiety wyniesie zaledwie 0,3 'cm. Zmierzywszy ty1ko •odległość do rakiety R. nie można jesz·cze dkreślić jej położenia. Rakieta może znajdować tsię w dorwolnym punkoie oddalonym od stacji o tę odległość, to znaczy znajdować się na 'dOwodzie koła* o promieniu R. J·eśli odległość do rakiety jest mierzona j'esz.cz·e przez dwie stacje nadaweZ'o-odbimeze, oddalone od !pierwszej stacj•i, to w takim przypadku •znane ~są jeszcze dwa promienie. Trzy koła przec'inają 'S'ię w przestrzeni rw jednym iPUnkcie, wyznaczającym położenie rak·iety, obliczane za pomocą odpowiedniego przelicznika. Urządzenia naziemne do określeni'a współrzędnych rakiety można uprościć, jeśli będziemy "oświetlać" rakietę za pomocą j·ednego nadajnika, a na ·z!i:emi ·CJidbierać przez trzy stacj•e, mierzące różnicę faz pomiędzy sygnałami, które przychodzą z nadajnika i po odbiciu od rakiety. Jeśli od zmierzonej przez stację w ten sposób odległośoi odjąć zmaną odległość, w jakiej stacja jest ·oddalona ·Od nadajnika, to otrzymamy odległość rakiety od stacji ·odbiorc:zJej. Kom:struk·cja sta1cji odbio,rczych upra:szeza się, jeśli z raki·ety przychodzi sygnał o st·osunkowo dużej mocy. Dlatego rakiety wyposażone ·są w urządzenia ·Odpowiadające (odzewowe), k!tóre dwukrotnie podwy:hszają częstotliwość odebranego sygnału i wysyłają go na ziemię. Po
*
ściślej mówiąc
na powierzchni kuli o promieniu R (przyp. red.).
101
Gdy w raikiede (·samolocie-,podsku) od!bierane są drgania dwóch nadajników zsynchronizowanych A i B (rys. 60), to odległości AR i BR nie są równe i dlatego sygnały nadajników dochodzą do obiektu latają cego nie jednocześnie, a z różnicą czasową faz wyno~~~~~--~~----~~R
szącą
ER-AR c Jeśli samolot-pocisk leci tak, że czas t 1 pozostaje stały, oznacza to, że różnica odległości do nadajników poRys. 60. Działanie hiperbolicznego fazo- zostaje stała i tor samolotu wego systemu nawigacji jest hiperbolą. Każdej zmierzonej różnicy faz odpowiada jedrna hiperbola. Każda para nadajiil:ilków na~wigacyjnych tworzy cały system mpel'lboL Zbiór wszystkich hi:perbOil tworzy sieć przecinających się kTzywych, która umożliwia określenie współrzędnych ruchomego obiektu tak samo, jak w sy:stemie
B
Loran.
W e wszystkich system·ach fazowych różnicę faz mierzy się :po przekształceniu częstotliwości sygnału na mniejszą częstotliwość. Talkirego przek'Ształcenia dokomuje się 'drogą zmieszania :często tl:iwości 'sygtnałów radiowych, ·z ·częstoUiwośdą generatora pomocniczego i wydziel·erniu :mniejszej częstotliwości róŻ'nicorwej. Jesz;cze w 1925 r. radziecki uc~ony L. Ma~ndel!sztam wyk~zał, że różnica faz dwóch drgań pozostaje zachowana nawet po tpł"zelk•ształceniu ich •ezęstotliwości. Pozwa:la tto na zmierz·enie róż nicy faz nie na wielkich, a na małych częstotliwościach. różnice fa·z, nie doprowadzanych sygnałów u 1 i u 2 , to są one wzma•cniarne i ograniczane do jednakowego poziomu E we wzmacniaczach ogramczających (rys. 61). W rezulmde otrzymuj-e się 'drgania rprostoikątne o poprz:edniej różnicy faz. Na rysunku 61 po :prawej stronie przedstawiony jest najprostszy Ulkład fawmetrycZIIly. Drgania dwóch częstotliwości doprowadza:ne są do uzwojeń tran'Sformatorów Tr1 i Tr2, posiadających połą·czone szeregowo uzwoj-enia wtórne. W obwodzie tych uzwojeń znajduje się dioda D !i ·opornik R. W dągu ezasu t1 joedno z napięć jest równe +E, a drugie -E. We wtórnych
Alby na w,ska•zania
wpływała różnica
102
przyrządu,
rw amplitudach
mierzącego
napięć
uzwojeniach transformatorów Tr1 i Tr 2 n:apięcia są także jednakowe eo do amplitudy, posiada,ją jednak przeciwne znaki. Dlateg·o syg111ał wypadkowy pomiędzy punk;tami a i b jest równy zero i przez opornik R prąd nie płynie. Natomiast w czasie t 2 oba napięcia wtórnych uzwojeń transformatorów 1 dodają się, powodując płynięcie prądu przez diodę D i opornik R. Następnie w czasie t 3 narpięcia zmów mają odwrotną biegunowość i sygnał wejśdowy jest równy zeru. kczk·dlrwiek w czasie t 4 narpięcia są zgodne, to jednark ich biegu111owość jest prz:eciwna i rdioda nie przewodzi prądu rprzez ·opornik R. Na wyjśdu układu pojawia się impuls napięda tylko jeden raz rw cza:si·e jednego okresu drgań. Gzas rtrwarnia tego impul.su jest proporcjonałny T do mier:w111ej różnri!cy faz; rprzy ·zmianie czaisu t 1 od rzera do 2 czas •trwania impulsu ·zmniejsza przez ·opornik R zmienia zera.
się
się
·od
I_ do zera. Pr~d :płynący
2 od!powiedmio od maksimum do
Rys. 61. Zasada pracy detektora
fazoczułego
W :praktyce do pomiaru •różnicy faz, dwu napięć zmienrnych, stosowane są bardziej złożone układy z kilkoma diodami, w których •sygnał wyjściowy pojawia się w każdym półokresie drgań. OprarC'OIWane 'Są także układy ·z lampami elektronorwymi. Trall1sformator trójkolumnowy przedstawiony na rysunku 32, rów-
103
nież
wydziela sygnał proporcjonalny do różnicy faz napięć, doprowadzonych do jego dwóch u2'JWojeń. Wirnik silnika elektrycznego prądu zmiennego zaczyna się obracać dlatego, że napięcia zasilające posiadają przesunięcia fazowe. Najbardziej dOikładne są kompensacyjne metody pomiaru róż nicy faz. Na rysunku 62 przedstawiona jest jedlna z takich metod. Napięcia u 1 i u 2 o pewnej ró:imiicy faz, doiprowadzane są do silmika prądu zmiennego M. Jedno ·z napięć (u1) :doprowadza się bezpośrednio do uzwoj-enia silnika, a drug·i·e (u 2 ) poprzez :przesuwnik fazowy P F. Przy obrocie 0si przesuwnik fazowy w sposób płynny zmienia fazę doprowa'dzonego do niego napięcia. Oś przesuwnika fazowego 'poruszana jest za pomocą •silnika M. W pierwszej chwili napięcie u2 doprowadzane jest bez zmian i wirnik silnika zaczyna się obracać. Obrót osi przesuwnika fazowego zmienia fazę napięcia u2 do chwili, dopóki ona się nie ' zrówna z fazą napięcia u 1 . Wó' '--- -------- ~ wczas obroty silnika zanikają. Rys. 62. Kompensacyjna metoda poMiarą przesunięcia fazowego miaru różnicy faz jest kąt obrotu osi silnika elektrycznego. Oś silnika jest zazwyczaj związana z osią przesuwnika fazowego poprzez reduktor. o przełożeniu zmniejszającym i dlatego oś silnika dokona wielu obrotów, zanim zrównają się fazy napięć u 1 i u 2 • Dokładny pomiar liczby obrotów nie nastręcza trudności i dlatego można dokładnie zmierzyć różnicę faz obu napięć. Przesuwniki fa~owe są stosunkowo prostymi urządzeniami. Na przykład, jeśli dOipl'Owadzimy napięcie zmie1nne na wejście obwodu ca~kującego (rys. 45), to fa:za narpięcia na wyjściu ukła du, będzie się różniła od fazy naipięcia wejściowego. I'storbnie, nlłlpięcie na kondensatorze roŚIIli:e w miarę ładowarnia, a tym samym w dalszym ciągu rośnie róWIIlież napięcie wyjściowe nawet po przejściu fazy napięcia zasilającego przez swą wartość ma~syma.1lną, dodatnią 'hib ujemną. p,onieważ istnieje ładunek nagromadzony przez kondensator, to n:a~pięcie wyjściowe nie wynosi zero w tym czasie, gdy napięcie wejściowe jest równe zeru, ale nieco póŹiniej. Wielkość opóźnienia napięcia wyjścio wego w 'Stosunku do napięcia wejśdowego (przesunięcie fazowe) zależy od wa,rtośd C i R. 1
'
104
Ts1mieją
także
indukcy·jne, 'POtencjometryczne i inne prze-
suwnrki fazowe. 4. Dopplerowskie systemy nawigacji i kontroli lotu rakiet
Zjawisko Dopplera tpO'lega na tym, że podcza'S ciągłej zmiany odległości między obserwatorem a źródłem drgań występuje zmiana częstotliwości tych drgań w punkcie obserwacji. Wielu czytelników mogło zauważyć 'to zjawmko, gdy obok nich przejeżdżał gwiżdżący parowóz lub inne źródło sygnałów o często tliwości akustycznej. Przy :zhliżalniu !się tego źródła ton sygnałru był wyższy, a przy oddaleniu niilszy, od tonu ·ze źródła nieruchomego. Zmiana częstotHwośd jest proporcjonalna do pręd kości ·zmian ~odległości między ·obserwatorem a źródłem. syg-
Rys. 63. Zjawisko Dopplera nałów. drgań
Zjawisko Dopplera ma miejsce również i w przypadku elektromagnetycznych. Jeśli 'Odleglość pomiędzy nadajni!kiem radiowym a odbiornikiem zmienia ·się, to częstoHiwość sygnału odbieranego różni 'Się od ·częstotliwości 'sygnału nadawanego. Gdy w punkcie Z znajduje się źródło drgań radiowych, a w punkcie O ich odbiornik, to drgania te można umownie przedistawić w postaci "zgęszczeń", znajdujących ·się od siebie . w 'odległości J. (długość faili), lecących z ·odbiornika z prędkością światła c (rys. 63). Przy nieruchomym odbiomrku i nadajniku, czas pomiędzy dwoma uderzeniami "zgęszczeń" o odbiornik jest równy A To=c
a
·częstotliwość uderzeń
l
c
fo=-=To A
(29)
105
Jeśli odbimnik ~bliża się się "zgęszczeń" i odbiornika
do nadajni.lka, to prędkość zhHżania jest równa sumie c+v gdzie v - pręd!kość zbliżania się odbiornika do nadajnika. Czas pomiędzy dwoma uderzeniami odpowiedn'ło się zmniejsza A
Tt=--
c+v
Częstotliwość uderzeń "zgęszczeń"
o odhionnik
ft =__!_=C+
T1
V
A. od nadajnika z
J·eśli odbio~nik oddala •się kością v, to prędkość zbliżania
zmnliejszy
1się
o
wielkość
zwiększyła się
(30)
taką samą pręd "zgęszczeń" do odbiornika
v ·i j-est równa C-V
a
częstotliwość uderzeń
zmniejszy się c-v
12=--
(31)
A Częstotliwość trafiających do odbiornika drgań zmienia się niezależnie od ·tego, ezy porusza się odbiomilk, ·czy nadajnik. Wi~llrość zmian częstotliwości •skutkiem ruchu względnego z 1prędkością v nadajlllika lwb •odbiornika (względnie jednocześ nie nadajnika i odbiornika) można okreś1lić, jeśli odejmie się od częstotliwości fo (29) ezęst•otll.wość h lub f2- W obu przypadkach otrzymamy różnicową {dopple:rowską) •częstotliwość V
la=;.
(32)
'Ze wzoru tego wynika, że po zmierzeniu częlstotliwośd dopplerowskiej można określić prędkość Oldda:lania się odbłor nika, ·zainstaloawanego na rakiecie, od nadajnika. W tym ·celu na 1rakiede ilnstaluje się •stabili~owany generator małej mocy, którego częstotliwość jesreze .przed startem raJkiety dostraja •się do częstotliwości nadajnika naziemnego. Podczas 'rotu porównuje się sygnały nadajnika, ·odebrane przez pokładowy odbiornik z drganiami generatora ISta:bilizoWaiD.ego. Rezultat moż na uzyskać po doprowadzeniu obu sygnałów do mi!e•szacza i wydzieleniu częstotliwości dudnień fd, róiWII1ej różnicy pomiędzy zmieszanymi częstotliwościami. Po zmierzeniu częstotliwości dudnień f d, można określić prędkość Takiety.
106
Jeśli częstotliwość dopplerowską (prędkość) będzie 'się ~całko wało od momentu ~startu raJkiety, to na wyjściu 'integratora mo:żma uzyskać wielkość równoważną trasire przeJbyt-ej przez rakietę. Należy zauważyć, że ~całkowaJnie częstotliwości można przeprowadzać dokładnie. Całkowanie talk!i:e 'sprowadza się do przeliczenia dodatni:ch (lu'b ujemnych) p6~okresów zmiennego n:alpięcia dopplerOI\vskiego. Przericzeń takich dokonują prze-
liczniki elektroniczne. Urządzenia naziemne mogą określać prędkość ra'kiety, wykorzystując odbity od niej sygnał radiowy. Można przy tym uważać rakietę za źródło sygnału, którego częstotliwość skutkiem zjawiska Dopplera jest już zwiększona lub zmniejszona, w porównaniu z częstotli wosclą naziemnego nadajnika (wzory 30 i 31). To źródło z kolei zbliża się do nadajnika naziemnego lub oddala od niego Rys. 64. Określenie prędkości rakiety za pomocą radia i dlatego jego często tliwość jeszcze raz zmienia
się
stotliwaści
o
wielkość
odebranego
V
A
Na ziemi obserwuje
sygnału
o
się 'zmianę czę-
wielkość
fa= 2v A
(33)
W ten SpOISÓib przy ~dbserwacji ,odbitego sygnału (lub sygnału wysyłanego :przez :pokładowe urządzenia odpowiadające) czę ,stotlilwość do:pplerowska jest dwa razy wi~ksza i można ją dokładnie 'Zmierzyć. Całkują~c częstotliwość dopple})owską można określ'ić odległość do rakiety lub do sa:molO'tu""P'Pcisku. Do okreś lenia położenia niezbędne są co najmniej trzy stacje odbiorcze, mierzące odległość do rakiety i znajdujące się w różnych punktach. Jeśli częstotliwo'ŚĆ dopplerowską
mi:erzy się za :pomocą apazadmsta}owanej na samolocie-pocisku, wykorzystując sygnały odbite od ziemi, to można określić przebytą przez samolot-!pOc'is'k d~O'gę oraz współrzędne jego położenia. ratury
107
!W odróŻI!lieniu old hiperbolicznego i kołowego cystemu nawigacyjnego narprowadzenia ;samolo•tu-poci.LSiku na c~l, .system oparty na zjawisku Dopplera jest autonomiczny, tj. nie wymaga 'Specjalnych urządzeń znajdujących się poza :pociskiem. Prędkość samolotu-pocisku określa :się następująco (rys. 64). Samo1ot-<pods'k lecą·cy z prędkością V P jest IWYPOsażony w nadajnilk, p:mmieniujący fale radiowe o częstotliwości fo, ·za pomocą anteny skierawamej pod 'kątem a do osi rakiety. Skutkiem lotu ·samolotu-"Pocisku odleglość pomiędzy nim a "oświet lanym" punktem A rpowierzchni ziemi zmienia się z prędkością VP • oos a. Sygnały odbite od powierzchni ziemi będą się różniły od sygnałów nadanych o częstotliwość 1
2V
fa= _P_cos a A.
(34)
Schemat pokładoiwego wyposażenia Ido pomiarl'IU prędkości rakiety za pomocą metody radiowej przedstawiony Jest na rysunku 65.
Rys. 65. Schemat blokowy wyposażenia pGkładowego do pomiaru prędkości rakiety za pomocą metod radiowych Syglllały o częstotliwości fo nadajn'ilka l rakiety [ sygnały o ·częstotliwości h ode
108
6.
Łatwo zauwazyc, że wytkmzystując ty1ko jedną antenę, skieJ}owam.ą w dół do przodu wzdłuż osi symetrii samolotu-pocisku, moima określić tylk•o prędkość pocisku. Talki !system nie będzie wrażliwy na znoszenie boczne ~rakiety. Aby zmierzyć prędkość znoszenia lboct'Jnego, wykorzystuje się dwuwiąz
Rys. 66.
Dwuwiązkowy
radionawigacyjny system dopplerowski
W tym przypadku ·samolot-po·cisk posiada dWie anteny. Wiązka jednej anteny jest skierowana do przodu po prarwej strQIIlie, a drugiej do przodu po lewej stl}onie osi podłUŻIIlej raki·ety. Gdy wektor rzeczy!Wistej prędkości V rpok•rywa się z rpodłużną o'sią pocisku, to częstotliwość dudnień otrzymywana z lewej wiązki
~ys.
67.
Czterowiązkowy
radionawigacyjny system dopplerowski
równa jest częstotliwośd dudnień otrzymywanej z ;prawej 'wiąz ki. Przy pojawieniu się bocznego znoszenia z 1prędkośdą V znasz (na rys. 66 strzałka •przerywana) częstotliwość dudnień 'lewej wiązki zwiększy się o wartość proporcjonalną do prędkości znoS'zenia V znosz, a częstotliwość dudnień pra:wej wiązk·i odpowiednio się zmniejszy o taką sarną wartość. Mierniki ezęstotli wośd dudnień będą wytwarzały nierówne napięcia, przy czym 109
ich razmea będzie proporcjonalna do prędkości !bocznego moszenia. Całkując napięcie różnicowe otrzymujemy sygnał proporcjonalny do wartości znoszenia. Sygnał ten może być wykorzystany do korekcji lotu rakiety. System dwuwiązkowy może dokładnie mierzyć prędkość jedynie w locie poziomym i :nie uwzględnia składowych często tliwości dudnień ·SipOwodowanych pionowymi ruchami 'samolotupocisku. Do pomiaru prędkoś•bi 'Znoszenia pocisku w płaszezyź nie pionowej można wykorzystać .wiązki pomocnicze, •skierowane pod pewnym 'kątem w dół. Opracowany jest też czterowiązkowy radionawigacyjny system dopplerowski {rys. 67). Sy\Stem ten dodatkowo 01kreśla prędkość zmian przechylenia samolotu. Wiązki włączane są parami za pomocą odpowiedniego przełącznika antenowego. Dla obu anten skierowanych do przodu. ezęstotliwośd 'odbitych sygnałów wzrastają o wartość proporcjona'lną do rprędkośoi łotu rpoci:Sku, w porównaniu ·z ·częstotliwością sygnału nadawanego. Częstotliwość sygnałów a~nten skrerowanych do tyłu maleje o taką rsamą wartość. Częstotliwość r6żn'icowa, wydzielona po zmieszaniu tych częstotliwości, będzie dwukrotnie wyższa niż w przypadku systemu dwuwiązkowego. Zwiększa ·bo dokładność pomiarów prędkości. W ten ·sposób 'samolot-podsk, wylposażony w :nawigacyjny system dorpiplerowski, może mierzyć wartość i kierunek swej prędkośc'i w stosunim do ziemi. Wykorzystując te dane przelicznik aparatury okresla rzeczyrwirste pol>ożenie pocisku w stosUJnku do punktu staTtu. Jeśli to położenie różni się od :zaprogramowanego, to do pilota automatycznego doprowadzane są 'sygnały korygujące lot ;podsku. Gdy współrzędne podsiku pokrywają się ze współrzędnymi celu, urządz·enie programowe powoduje zadziałalnie ładunku bojotwego rpodSlku kierowanego. :Pomimo pozornej złożoności radionawigacyjnych systemów naprowadzania, wszystkie ich podstawowe bloki stanowią urzą dz·enia o doibrze opa•nrowanej ikon:struk·cji i 'Są stosowane w ,radionawigacji współczesnych 'samolotów. Dlatego budowa radionaJwigacyjnyrch .syrstemów naprowadzania beZipjll,otowych środ ków nie nastręcza dużych trudności. Jednak według opmn 'zachodnich Sipecja'li'Stów ten :system naprowadzania rakiet nie będzie szeroko stosowany, ze względu na możliwo·ść wytwarzania z·akł6ceń przez przeciwnika. ·Wady tej rpozbawi!one są bezwładnośdowe i astronawigacyjne systemy naprowadzania pocisków.
Rozdział
VIII
ASTRONAWIGACYJNE SVS'IIEMV NAPROWADZANIA
1. Współrzędne geograficzne i miejsce geograficzne ciała niebieskiego IPołożenie określa się
dowolnego
Przez punikt M i oś obrotu Ziemi poprowadźmy półpłasz·czyz nę, której przedęcie z !powierzchnią Ziemi tworzy linię PMBP', zwaną południkiem. Mo:lma przeprowadzić niesk•ończenie dużą liczbę południków i wszystkie one będą prostopadłe do równika. Do
określenia południka
punktu M. trzeba jeden z po111
łudnłków przyjąć za ·punkt ·odniesienia. Jako początkowy, to znaczy zerowy, przyjęto południk przechodzący przez obserwatodum w Greenwich w pdbliżu Londynu; od tego południka określa 'się położenie pozostałych południków. Południk punktu M jest określony 'kątem A pomiędzy płaszczyzną tego połud nika a :płaszczyZI!lą początkowego południ!ka. Kąt ten na•zywamy długością geograficzną punktu M. Długość geograficzną Uczy się od początkowego połudln:i!ka 'do 180°, w !kierunku obrotu Ziemi (tak zwana długość wschodnia). Miejsce przecięcia się dłu gości i •szeTo:lmści geografieznej wyznacza punkt M (przecięcie się połud,nika z róWI!loleżnikiem).
1f~:G l l
\ \
l
\
l
l
l
p
-~l
~l
~l
~
z
ł " "
"
E
PoTudnik punktu M
Rys. 68.
Współrzędne
geograficzne
Rys. 69. Miejsce geograficzne ciała niebieskiego (MGCN)
J eże1i połączymy prostą jakiekolwiek ciało niebieskie C ze środkiem Ziemi (rys. 69), to punkt przecięcia się tej linii z powierzchnią Ziemi nazywany jest miejscem geografic:mym ciała
niebieskiego (MGCN). Gdy obserwator będzie się znajdował w MGCN, to ciało ni·ebieskie C zobaczy wprost nad głową (1w zenicie). Jeśli ·dbserwator przesunie się do punktu M, ponieważ gwiazda C znajduje się praktycznie ·w nieskończoności, to 'lirllie OC i MC rpoz
112
dzie widział gwra:zdę C już pod rpewnym kątem Z od kierunku prosto w górę. Kąt t·en na·zywany jest zenitową odległoś·cią ciała niebieskiego. Wyrokością dała niebi!eskiego na:zywamy kąt h zawarty między rkierunk•rem illil ciało niebi~skie a horyzontem. Oczywiste jest, ·że Z+ h= 90°. Obserwator wi~i ciało niebieskie C pod kątem a od swego południka. Kąt ten naz)'lwany je1st azymut·em dała niebieskiego. Do prowadzenia samolotów i automatycZI!lego kierowania rakietami wykorzystywana jest ograniczona liczba ciał niebieskkh: w diień - Slońce, ·czasami K·siężyc, w nocy - Księżyc
Rys. 70. Przesuwanie
się MGCN po powierzchni Ziemi
i najlepiej widoczne gwiazdy. Do najbardziej jaskrarwych gwiazd wykorzystywanych w astronawigacji .zalicza się Gwiazda Polarna, Wega (a Lyrae - Lutnia)*, Capella (a Aurigae - Woź nica), Al'ktur (a Bootis - Wolarz), Procjon (a Canis Minoris Mały P'ies), Altadr (a Aquilae Orzeł), Betelgeza (a Orionis -
* W nawiasie podano umiejscowienie gwiazdy w gwiazdozbiorze oraz
polską nazwę
8-
gwiazdozbioru (przyp. red.).
Kierowanie rakietami
113
Orion), Alciebaran (a Tauri - Byk), Spik'a (a Virginis - Panna), Deneb (a Cygni - Łabędź), Regul:us (a Leonis - Lew) i inne. Do najba;rdziej jaSJkrawych planet należą: Mars, Jowisz, Saturn, Wenus. W każdej chwili miejsce geograficzne dała niebieskiego znajduje się w określonym, z góry :zmanym punkcie. Ponieważ Ziemia 'obraca się, to MGON przesuwa się z jakąś prędkośdą po powierzchni Ziemi, rÓW!no()llegl:e do równika ziem..: ski:ego (rys. 70). Można łatwo ·obH:czyć, że prędkość przesuwania się MGCN, znajdującego się na równiku ziemskim, będzie przekraczała 1680 km/godz, a prędkość MGCN znajdującego się na 60 równoleżn~ku wynosi około 820 km/godz. 2. Najprostszy system naprowadzania astronawigacyjnego
'W najprostszym 'systemie astronawigacyjnego naprowadzania samolotu-podsiku wykorzystuje ~się śledzenie azymutu gwiazdy i lot rakiety odby:wa 'się, jak gdyby według krz)'lwej pogoni* MGCN. Pocisik jest wtedy prowadzony przez pilota automatycznego, który zapewn~ kątową stabilizację poł,ożenia i określoną wysokość lotu, mierzoną za pomocą wysokośdornierza. W obrot·owej kopule, znajdującej się ·zazwyczaj w czołowej ·części poctsku, rniesz·czą 'się dwa sprzęilone ze sQibą teleskopy o dużym powiększeniu (jeden pr·owadzący, a drugi śledzący). Teleskop śledzący jest to czuły na światło przyrząd, za pomocą którego obserwtuje się położenie dużej gwiazdy (jej iwysokość kątową h), co umożliwia z kolei za pomocą teleskopu prowadzącego (przeznaczonego do określenia azymutu położenia tej gwiazdy) utrzymanie właściwego kierunku na wybraną gwiazdę. Oba te zadania może wykonywać jeden teleskop, posiadający dwie pary elementów światłoczułych. N aj prostszy taki teleskop przedstawiony jest na rysunku 71. Soczewka S skupia promienie wysłane przez gwiazdę znajdują cą się na przedłużeniu osi optycznej soczewki O, do środka bardzo czułej komórki fotoelektrycznej, Rys. 71. Najprostsza konstrukskładającej się z czterech elemencja teleskopu śledzącego ciało niebieskie tów oporowych. Elementy I, II,
* 114
Krzywa pogoni jest pokazana na rysunku 123 (przyp. red.).
są włączone do dwóch układów mostkowych (rys. 72). mostkowe są wtedy w równowadze, gdy zobrazowanie gwiazdy znajduje się w środku komórki fotoelektrycznej. Przy przesunięciu się pionowym gwiazdy, w stosunku do osi O, zobrazowanie gwiazdy przesunie się w komórce fotoelektrycznej do góry lub do dołu. W r,ezu1tacie na jeden ·z elementów komórki (I lub II) będzie padało więcej światła, niż na drugi. Skutk,iem tego opormość ich się zmieni, mostek straci równowagę i dlatego
III i IV
Układy
III
IV !l
III
IV
11 Rys. 72.
Układ połączeń
elementów komórki fotoelektrycznej
teleskopu
między pUinrktem l nowości. Napięcie
a 2 poja~Wi się naJpięcie o ok'reślonej bieguto po wzmocnieniu ddprowadzane Jest do silnika M (rys. 71), który poprzez układ prz·ekładni obra·ca teleskop rw sto~•..mO.m do osi poz~omej tak, ż·elby oś optyc·zna O znowu była skierowana na gwmdę. W ten sposób zobrazow81Ilie gwiazdy utrzymywane jest na środku komórki fotoelektrycznej. 1Sygnał ·z elementów III i IV (doprowadzany z punktów 3 i 4 drugiego mostka) służy do kierowania kątem odchylenia uskrzydlonej rakiety. Para pionowych elementów komórki fotoelektrycznej. chroni tele\Sikop przed zagubieniem gwiazdy. Wybierzmy gwiazdę, której miej'sce geograficzne przechodzi w pobliżu celu. Tor miejsca geograficznego gwiazdy A (punkt O~ 12) przedstawiony jest na rysunku 73. Na wyrzutni ustawiamy rakietę tak, ażeby oś teleS!kopu była ski'erowana na punkt O i obracamy teleskop w ten sposób, ażeby jego kąt wzniesienia był równy kątowi wzniesienia daJnej ·gwiazdy. W chwili przechodzenia MGON przez punkt O następuje start rak'i:ety; załóżmy, że leci ona ze stałą prędkością. Skutkiem 115
pr.2!esUiwa:nia się MGCN zobraz•owanie gwia·zdy w komórce f·otoelektrycznej przesunie się. W rezultacie na przekątnej mostka w punktach 3 i 4 (rys. 72) pojawi się sygnał, który po :prze~ ksztakeniu i WZJtnocnieniu. doprowadzony jest do pilota automatycznego oddziałującego na pionowe stery rakiety w ten spO'sób, aby oś rakiety (teleskopu) była znów skierowana na MGCN. !Na rysunkiu 73 prlledstawiony jest krzywoUniowy to:r lotu talkiej rakiety. Proste łączące kolejne położenie 1, 2, 3 ... MGCN Tor miejsca geqgroficznego gwiazdy A
12
ff
Cel
. Rys. 73. Naprowadzanie samolotu-pocisku na cel za pomocą śledzenia jednej gwiazdy ż
rto:rem · :r'aJkiety wskazują 'kierlllnek osi ·rakiety w chwilach 1, 2, 3 ... lotu orakiety. Rakieta startuje w chwili uprzednio oblić2!01Ilej (zgodnie ze znanym położeniem MGON i celu), zapewniającej przechodzooie toru lotu rakiety dokładnie ·nad celem. Moment, w którym powinno nastąpić nurkowanie, można okreś lić obserwująrc lot podsku za pomocą stacji radiolokacyjnej. Przy pojawien!iu się pocisku nad celem specjalny sygnał radiowy powoduje odpowiednie działanie sterów. Krzywoliniowy tor lotu pocisku stanowi wadę omawianego systemu naprowadzania. P•owoduje on duże obciążenie sterów rakiety i wielkie zużycie paliwa. Celem częściowego wyprost·orwania toru rakiety wybiera rsię taką gwiazdę, której tor MGON przechodzi z tyłu wyrzutni ra!kietowej. Tor MGCN gwiazdy B (punkty O- 8) prZ<edstawirony jest na rysuniku 73. W tym przypadku teleskop śledzący będzie albserwował przesuwanie się 116
gwiazdy, znajdującej się na kiel'urnku przeciwnym do kierunku lotu. Z rysunku w~dać, że wstosowani·e taikiej metody skraca Zl!lacznie drogę pociSiku do celu. Dokładność rozpatrywanego systemu astronawigacyjnego zależy w znacznym stopniu od różnicy między obliczoną pręd k•oś·Ciią !pocisku a prędlmśdą rzeczyw~stą. W ostatnich czasach !dla mtwiigacji •samolotowej opracowano przyrządy, które umożliwiają uzyskanie współrzędnych geograficznych za pomocą automatycznego śledzenia dwóch ciał niebieskich przez dwa teleskopy - sekstanse fotoelektryczne. 1
3. Określenie współrzędnych geograficznych za pomocą ciał niebieskich
Sposaby określenia poł
117
mieJsca ciała niebieskiego na sferze niebieskiej ·trzeba zbudować układ współrzędnych, analogkz;nie do układu długo'ści i sz·el'Okości geografkznej kuli ziemskiej. 'Przeprowadz;imy prz·ez środek sfery niebie~kiej płaszczyznę Q,
prostopadłą
do :osi
świata
PP'. Płaszczy:zna ta przetmie ·sferę
niebieską wyznaczając równik niebieski. Celem określenia rpo1ożenia dała niebieskiego M na sferze niebieskiej przeprowadźmy pła'szczyznę przez nie d. przez oś świata. Flaszczyzna ta przetnie sferę niebieską p wyznaczając południk niebieski. Część tego okręgu PMP 4 nazywana jest półkolem wierzchołkowym ciała niebieskiego. Ażeby określić położenie tego pół kola, niezbędne jest
ustalenie, raz na zawsze, zerowego południ ka sfery niebieskiej. Przyjęto, że taki połud nik to koło wierzchoł kowe, przechodzące przez stały punkt 'Y' na niebieskim równiku, nazywany punktem r ó w n o n o c y w i os e n n ej*. Teraz poło żenie punktu M i każ .,.ównonocy dego dowolnego punkwiosennej tu na sferze niebieskiej można wyznaczyć Rys. 74. Współrzędne gwiazd na sferze współrzędnymi: kątem a, niebieskiej nazywanym wznoszeniem prostym ciała niebieskiego (rektascensja), i kątem J, nazywanym zboczeniem ciała niebieskiego (deklinacja). Kąt wznoszenia prostego mierzy się łukiem "{'A po równiku, w kierunku przeciwnym do ruchu wskazówki zegara, jeśli się patrzy od strony północnego bieguna
* Nazwa równonocy pochodzi stąd, że w dniach przejścia Słońca przez punkty równonocy na całej Ziemi długość dnia równa się długości nocy. W ciągu roku są dwa punkty równonocy: wiosennej (20- 21 marzec) i jesiennej (23 - 24 wrzesień) (przyp. red.). 118
świata P, i może wynosić od 0° do 360°. Zboczenie ciała niebieskiego mierzy się za pomocą łuku AM półkola wierzchołkowego i może być zawarte odoodo 90°. Jeśli zboczenie odczytywane jest od równika w kierunku północnego bieguna świata, to nazywane jest ono północnym i oznaczane znakiem plus. Oprócz zboczenia często wykorzystuje się dla wskazalllia położenia ciała niebieskiego na k·ole wierzchołkowym tzw. odległość polarną PM (kąt e) liczoną rw kierunku 'bieguna ipołudniorwego. Oczywiste jest, że o+ e= 90° System współrzędnych geograf.icZJnych kuli ziemskiej i rozpatrzony przez nas system współrzędnych równikowych sfery 'niebieskiej są rórwnoznaczne. ·W obu S)'lst·emaeh głównym kierunkiem jest kierunek osi obrotu Ziemi pp' i p główną płaszczyzną płaszczyzna równika
ziemskiego. U mieśćmy środek sfery niebieskiej w środku kuli ziemskiej (rys. 75). Siatka współrzędnych geograficznych (połud niki pzp' i równoleżni- Q ki rz), będąc rzutowana na sferę niebieską da sieć
współrzędnych
równikowych (południki PZP' i równoleżniki niebieskie RZ). Oczywiście szerokość będzie
analogiczna do zboczenia, a długość do wznoRys. 75. Tożsamość współrzędnych niebieskich szenia prostego. i ziemskich W ten sposób współ rzędne geograficzne są jednoznacznie powiązane ze współrzędnymi sfery niebieskiej. Określiwszy współrzędne niebieskie swego zenitu, obserwator może określić współrzędne geograficzne swego położenia. Jest zrozumiałe, że ·skutkiem ·Obrotu Ziemi wokół osi pp' rzut punktu obserwacji na sferę niebieską (zenit obserwatora) będzie prz·echodził z jednego gwiazJdozlbioru do drugiego. Celem określenia współrzędnyeh geografkZinych położenia obserwatora, według współrzędnych ni·ebieskich jego zenitu, 119
trzeba wiedzieć, o jaki ikąt Sgr obróoić rpo}udnik zerowy Ziemi, w stosunku do zerQIWiego południka ·sfery niebieskiej. Wartość tego kąta możma okreśLić, ·znając miej'scowy -czas gwieZ!dny na po~udniku Greenwich. Za początkową chwilę odczytu ezasu gwiezdnego przyjmuje się moment przeJścia rzutu poł:udnrka ziemsk·iego przez punkt równonocy wiosennej Y ·sfery nieb~e •skiej. Odstęp ezasu rpamiędzy dwoma takimi prz·ejśoiami nazywatny jest dobą gw.i:ezd:ną. Ozas gwiezdny jest podstawowym cza!sem w astronomii i dlatego st•osowane są ziegary chodzące według czasu gwiezdnego, tj. zegary, których wskazówki obracają 1się w ciągu ddby gwiezdnej o '24 godz. W ciągu doby gwiezdnej Ziemia obraca się IWOkół \SWej osi o 360°, wyrkonując w t.en :sposób w ciągu l g·odziny obrót o 15°. Ja,ko mi:arę ·czasu gwiezdnego w dowolnym p:u:nkde kuH ziem,skiej przyjmuje się kąt, o jaki obra'ca się Zi:emia od chwili przejścia rzutu południ ka danego punktu rprz·ez rpwnkt równonocy wiJasennej do rozpatrywanej chwili czasu. W ·ten sposób każdy południk ziemski posiada sw:ój miej'scowy eza:s gwiezdny, który w :danej chwili mierzy się kątem eza:sowym punktu równ~ocy wiosennej. Miejscowy czaJS gwiezdny Sm, który jest równy wzmorszeniu pl"idstemu a Z'enitu Z - łatwo j1est wyrazić przez gwiezdny ·czas Greenwich Sgr i drogość geograficzną t Z ry.sunrku 75 widać, że
Sm
=
Sgr
+2
Z tego rysunku widać też, że zboczenie b zenitu Z równe jest geografi,cznej rp. Teraz niebieskd:e współrzędne z-enitu można przedstawić w rpostaci
szel"lo>kości
a (wznoszenie proste zenitu)
b (zboczenie zenitu)
=
=
Sgr
± }.
rp
Załóżmy, że obsel"!Wator posiada jakieś .przyrządy, zwalają mu określić w danej chwili miej,sce zenitu
(35)
(36) które· poZ w sto-
sunku do ·Z!nanych gwiazd. 'Najpl"!ost•szym przyrządem do określenia mi:ejsca zenitiu na sferze niebieskiej je'st przyrząd mierzący kąt pomiędzy kierunkiem ·:zJnanej gwiazdy a ~pionem. Taki kątomierz określa o:dległ·ość ciała niehi:es'kiego w zenicie. 'Zamiast odl'egłośd zenitowej można mierzyć wysokość h ciała ni~hie'skiego, ponieważ wielkości te są jednoznac"Znie powią zane między sobą zale:imością Z h = 90°. W nawigacji lporwietrznej zaozwyczaj mierzy 'Się wysokość ciała niebieskiego. Odczytuje się ją, w więk'szości przypadków, za
+
120
pomocą
sztucznego horyzontu w dzień i oczywiścłe w nocy, gdy naturalnego horyzontu po prostu nie widać. Za pomocą kątomieTzy 1n~l.eży zmieTzyć odległości zerrrtorwe dwóch grwiazd (St i S~). Załóżmy, że promień sfery niebieskiej !będzie równy jedności. W ówcza:s kąty Zt i Z 2 !pomiędzy promieniami sfery •są 1równe lic2Jbowo łukom, na których promienie te opierają się. Jeśli wyobra:zimy oobie, że promienie sfery .stanowią nóżki cyrkla, to ażeby znaleźć miejsce zenitu na sferze niebieskiej należy postawić jedną nóżkę tego "cyrkla" na gwieździe sl i po rozsunięciu cyrkla o zmierzony kąt Z 1 zaznaczamy na sferze niebieskiej łuk 1 - 1' (rys. 76). Analogicznie wyznaczamy łuk 2 - 2'. Punkt przecięcia tych łuków wyznacza zenit danego obserwatora. Analogiczną konstrukcję geometryczną można doko-
nać
i na płaskiej mapie nieba. Po tym już nie będzie trudne określenie współrzęd nych a i J zenitu na nieruchomej sferze niebieskiej. Do tego celu można wykorzystać mapę nieba, gdzie zamieszRys. 76. Określenie położenia zenitu z obserwacji dwóch gwia:;-;d czone są współrzędne gwiazd i skala mapy. Ze wzoru (36) wynika, że odczytane z mapy zboczenie zenitu będzie równe szerokości geograficznej miejsca obserwacji. Jeżeli w chwili pomiaru obserwator zna czas gwiezdny według Greenwich, to długość geograficzną miejsca obserwacji można oikreślić ze wzo.ru (35), ponieważ A.= a - Sgr· Miejsce zenitu obserwatora mo:żma •określić również na drodze analitycznej dlatego, że miejsce zenitu Z maz gwiazdy S 1 i S2 tworzą trójkąt rsferyczny S1S.2Z. Celem znalezienia miejsca zenitu należy okreś'lić współrzędne wierzchołka Z przy ·znanej długości podstawy S1S2 i dwóch boków trójkąta (S1 Z i S 2Z). W ten sposób zadanie •określenia rwsipółrzędnych swego poło żenia ·sprowadza •się do Tozwiązania trójkąta :sferycznego S1S2Z rpod warunkiem, że ·obserwator zna czas gwiezdny Greenwich.
+
121
4.
Programowy astronawigacyjny system naprowadzania pocisków
W asbronawigacyjnym 'systemie !bezpilotowy obiekt latający jest naprowadzany do celu ;za pomocą przyrządów automatyeznych, któ-re w !Sposób ciągły określają współrzędne geograficzne obiektu, przez ;obserwacje dw:óch dał niehie'skich. Obliczanie trójkąta sferycznego <dokonuje tak zwany przelicznik gwiezdny. Jest to mechaniczny model sfery niebieskiej, za pomocą którego dokonywane są potrzebne przeliczenia bez stosowania obliczeń trygonometrycznych i wyznaczania na mapie okręgów jednakowych wysokości ciał niebieskich. W rakiecie (samolocie) dwa sekstanse fotoelektryczne śledzą dwie wybrane gwiazdy o znanym wznoszeniu prostym zboczenia. Sekstans fotoelektryczny to teleskop śledzący gwiazdę, którego zasada działania była już rozpatrzona. Sekstanse fotoelektryczne zainstalowane są na podstawie, którą przed startem ustawia się dokładnie poziomo za pomocą pionu. W locie to położenie podstawy jest zachowane za pomocą żyroskopów stabilizujących jej położenie. Na wejście przelicznika gwiezdnego doprowadzana jest z sekstansów wysokość ciał niebieskich, to jest kąt pomiędzy poziomą podstawą a: osią optyczną sekstansu. Zazwyczaj jako ciało niebieskie wybiera się Gwiazdę Polarną. Jest ona położona prawie na osi świata i dlatego jej wysokość, po uwzględnieniu niedużych poprawek, przyjmuje się za szerokość geograficzną rakiety, co można zobaczyć na rysunku 77. Kąty h i rp są jednakowe dlatego, że posiadają ramiona wzajemnie prostopadłe. Wprowadzając do przelicznika gwiezdnego szerokość geograficzną, wysokość, kąt godzinowy liczony od Greenwich i zboczenie drugiej gwiazdy otrzymuje się długość geograficzną rakiety. W istniejących systemach astronawigacyjnych naprowadzania pocisków stosowane jest specjalne urządzenie "akumulują ce", które w okresie zaciemnienia ciał niebieskich "zapamiętu je" przestrzenne przesuwanie się gwiazdy w stosunku do osi współrzędnych pocisku po to, ażeby można było na pewno znaleźć później tę gwiazdę.
Sekstanse oprócz śledzenia ciał niebieskich mogą także je (zazwyczaj ciągłymi ruchami drgającymi z lewa na prawo i skokowym ruchem pionowym). W rezultacie czego przeszukiwana jest powierzchnia sferyczna w azymucie i wysokości. Rozpoznaje się gwiazdę według wielkości amplitudy sygnału elektrycznego, jaki ona wywołuje w sekstansie fotoelektryczszukać
122
nym. Rozpoznanie ustala się w ten sposób, ażeby wyłączyć sła biej świecące gwiazdy. Impuls otrzymany od gwiazdy włącza układ obserwacyjny, podczas pracy którego na wejście przelicznika gwiezdnego nieprzerwanie doprowadzane są niezbędne sygnały. Gwiazda Polarna W spółrzędne rzeczywistego położenia l '\ rakiety są porównywane z założonymi l \ przez program współrzędnymi położenia. l l .t l -.;j Napięcie błędu będzie oddziaływało na pilota automatycznego naprowadzając rakietę do potrzebnego, z góry obliczonego położenia. Przy pokryciu się współrzędnych pocisku z współrzędnymi celu, przechowywanymi w osobnym urządzeniu programowym, pocisk zostaje skierowany do celu pod optymalnym kątem nurkowania lub zrzuca swój ładunek bombowy. Ku la z iemsfla Zaletą takiego systemu naprowadzania Rys. 77. Osobliwość pojest niezmienna dokładność określenia li- tożenia Gwiazdy Polarnii położenia lub miejsca rakiety, która nej nfe zależy od czasu i zasięgu lotu. Dokładność określenia położenia rakiety innymi metodami zależy od przebytej odległości, czyli od oddalenia się rakiety od radiostacji.
*'
Rozdział
IX
BEZWŁADNOSCIOWY SYSTEM NAPROWADZANIA l NAWIGACJI
1. Zasada działania naprowadzania i nawigacji
bezwładnościowego
Zasada działania naprowadzania bezwładnościowego rakiet i nawigacji bezwładnościowej ruchomych obiektów polega na pomiarze przyśpieszeń rakiety za pomocą akcelerometrów, zainstalowanych na rakiecie (lub innym ruchomym obiekcie) oraz obliczaniu na podstawie tych pomiarów jej prędkości, przebytej drogi i współrzędnych. Systemy wykorzystujące tę zasadę nazywane są bezwład nościowymi, ponieważ każdy akcelerometr mierzy przyśpiesze nie w stosunku do światowej "nieruchomej" przestrzeni. Z dużą dokładnością można założyć, że pomiary dokonywane są w układzie współrzędnych, którego początek znajduje się w środku Słońca. Zasada działania naprowadzania bezwładnościowego nie jest nowa. W niemieckiej rakiecie V -2 wykorzystywano akcelerometry i integratory do określania prędkości i drogi (znoszenia) rakiety. Bezwładnościowy system naprowadzania mógł przekształcić się w samodzielny system dzięki burzliwemu rozwojowi techniki pomiarowej i techniki budowy urządzeń żyrosko powych w latach powojennych. Pierwsze wiadomości o praktycznie opanowanych systemach bezwładnościowych pojawiły się w 1954 r. Dokładność systemów bezwładnościowych kierowania rakietami zależy głównie od jakości akcelerometrów, które powinny mierzyć przyśpieszenia z dokładnością do l o- 4 -;- l o-5 g (g - przyśpieszenie siły ciężkości na powierzchni Ziemi) w dużym zakresie (lO-;- 20 g). Oprócz tego akcelerometry powinny być w określony sposób zorientowane w przestrzeni, ponieważ mierzą one nie tylko przyśpieszenia pojawiające się podczas lotu rakiety, ale i przyśpieszenia siły ciężkości. 124
Przyśpieszenie siły ciężkości jest duże {9,8 m/sek2) i dlatego zmiana orientacji akcelerometrów może spowodować duży błąd. Błąd ten można uwzględnić, jeśli będzie znana w każdej chwili orientacja akcelerometru w przestrzeni, a także kierunek i wielkość wektora przyśpieszenia siły ciężkości. Jednoczesne otrzymanie wszystkich informacji niezbędnych do uwzględnienia tego błędu jest bardzo trudne; znacznie ła twiejsze jest utrzymywanie określonej orientacji akcelerometrów w przestrzeni. Jak wiadomo, żyroskop dąży do zachowania stałego kierunku osi swych obrotów. Dlatego żyroskopy wykorzystuje się dla nadania akcelerometrom określonej orientacji. Akcelerometry umieszcza się na platformie stabilizowanej przez żyroskopy. Podobną platformę· zastosowano w rakiecie V-2. Jednakże współczesne systemy bezwładnościowe wymagają znacznie większej dokładności w orientacji platformy, niż to miało miejsce w rakiecie V -2. Fiatforma stabilizowana instalowana jest na rakiecie w zawieszeniu przegubowym (kardanowym), co umożliwia jej zachowanie stałej orientacji przy róż nych ruchach rakiety w przestrzeni. ·Przyśpieszenia są mierzone w przestrzeni, chociaż rakieta jest przeważnie wystrzeliwana z jednego punktu Ziemi do drugiego i powinna posiadać określoną prędkość i kierunek lotu w stosunku do Ziemi. Dlatego rakieta powinna posiadać przeliczniki, które przekształcą wyniki pomiarów w przestrzeni na prędkość i drogę (lub współrzędne) rakiety w stosunku do Ziemi. Ziemia jednak obraca się i przeliczniki powinny to uwzględniać przy określaniu lotu rakiety. Oprócz tego powinna być uwzględniona kulistość Ziemi, niesymetryczność pola .ciężkości i inne czynniki wpływające I)a dgkładność systemu. Zaletą "czystych" systemów bezwładnościowych jest ich pełna autonomiczność (niezależność). Nie wymagają one jakichkolwiek zewnętrznych źró deł informacji, których praca może ulec zakłóceniu. Systemy bezwładnościowe są całkowicie odporne na zakłócenia i są niewykrywalne. Posiadają dostateczną dokładność i nadają się do produkcji seryjnej. Jednakże pełna autonomia może być źródłem błędów systemów bezwładnościowych. Brak informacji o rzeczywistym położeniu obiektu prowadzi do tego, że nieznaczne błędy urzą dzeń pomiarowych i stabilizujących nakładają się i z czasem stają się znaczne, szczególnie w systemach pracujących przez dłuższy okres czasu. "Czysty" system bezwładnościowy, w którym akcelerometry są sztywno połączone z platformą stabilizowaną, nazywany jest rzeczywistym systemem bezwładnościowym.
125
Rzeczywiste systemy bezwładnościowe stosowane są w obiektach kierowanych krótkotrwale, na przykład, kierowanie rakietą balistyczną na jej aktywnym odcinku, to jest w systemach naprowadzania, a nie nawigacji. Celem zwiększenia dokładności "czystych" systemów bezwładnościowych instalowanych w obiektach lecących wzdłuż powierzchni Ziemi akcelerometry umieszcza się na drugiej platformie. Platforma ta może obracać się w stosunku do platformy stabilizowanej, nie zmieniającej swojej orientacji w przestrzeni. Platforma z akcelerometrami utrzymywana jest w czasie lotu obiektu w ściśle poziomym położeniu w stosunku do Ziemi. Kierunek przyśpieszenia siły ciężkości jest zawsze prostopadły do takiej platformy, zmniejsza to błędy systemu bezwładnościowego. Systemy bezwładnościowe, w których jedna z dwóch platform orientowana jest w kierunku działania siły ciężkości, nazywane są grawitacyjno-bezwładnościowymi. Takie systemy instalowane są w obiektach kierowanych przez dłuższy okres czasu. Mogą to być międzykontynentalne rakiety uskrzydlone, samoloty oraz okręty i łodzie podwodne. Systemy grawitacyjno-bezwładnościowe zazwyczaj są systemami nawigacyjnymi. Dokładność tych systemów jest jeszcze większa, gdy korzysta się z zewnętrznych źródeł informacji o położeniu lub prędkości lotu obiektu. Za pomocą informacji zewnętrznej można likwidować błędy systemów bezwładnościowych, nakładające się w czasie. Najbardziej rozpowszechnione są systemy uzupełnione urządzeniem radiotechnicznym, określającym prędkość obiektu w stosunku do powierzchni Ziemi, dzięki wykorzystaniu zjawiska Dopplera. Rozpowszechnione są także systemy astronawigacyjne, w których dokładnie określa się współrzędne obiektu za pomocą obserwacji ciał niE'bieskich. Możliwe jest także wykorzystanie do tych celów metod radionawigacyjnych. 2. Podstawowe
zespoły
systemów
bezwładnościowych
W systemach bezwładnościowych wymagana jest duża dostosowanych elementów pomiarowych i stabilizują cych. Wymaganiom tym odpowiadają elementy pomiarowe, wykorzystujące kompensacyjne zasady pomiarów oraz żyroskopy, w których starano się zmniejszyć tarcie w łożyskach zawieszenia przegubowego. Uważa się, że w systemach bezwładnościo wych należy stosować siłowe odciążenie żyroskopów. kładność
126
Schemat akcelerometru wykorzystującego kompensacyjną zapomiaru przyśpieszeń jest przedstawiony· na rysunku 78. Schemat ten różni się od schematu najprostszego akcelerometru (rys. 44) obecnością wzmacniacza W sygnału uzyskiwanego na zaciskach potencjometru oraz urządzenia elektromechanicznego UE, które przykłada do masy M siłę, dążąc do likwidacji pojawiającego się przy przyśpieszeniu przesunięcia suwaka potencjometru. Zazwyczaj zamiast potencjometru stosowany jest indukcyjny lub optyczny czujnik przesunięcia masy M. Czujnik powoduje uzyskiwanie silnego sygnału, X nawet przy niewielkim przyśpieszeniu i nieznacznym przesunięciu masy M, w stosunku do wózka (rakiety). Przechodząc przez wzmacniacz i trafiając do urządzenia elektromechanicznego UE sygnał ten sadę
Rys. 78. Zasada działania akcelerometru kompensacyjnego
Rys. 79. Zasada
działania odciążenia
siłowego żyroskopu
jest na tyle "silny", że może utrzymać masę M w mieJscu. Przy dużym przyśpieszeniu, do urządzenia elektromechanicznego popłynie duży prąd i masa tak jak poprzednio pozostanie nieruchoma w stosunku do rakiety. Miarą przyśpieszenia jest wielkość sygnału na wyjściu wzmacniacza. Sygnał wyjściowy układu (rys. 78) jest wielokrotnie silniejszy od sygnału na zaciskach potencjometru (rys. 44). Silny sygnał można dokładniej scałkować, a tym samym bez większych błę dów określić prędkość rakiety i przebytą przez nią drogę. Zasada siłowego odciążenia żyroskopów jest analogiczna do pomiarów kompensacyjnych. Żyroskop swobodny Ż (rys. 79)
127
powinien stabilizować platformę P w stosunku do osi X, tj. nie powm1en on pozwolić na obrót platformy w przestrzeni wokół tej osi. Taki obrót może nastąpić pod wpływem zewnętrznych oddziaływań, na przykład, wskutek obrócenia się korpusu obiektu wokół osi X. Do stabilizacji platformy wykorzystuje się umocowany na niej czujnik rozbieżności C, który przy najmniejszym przesunięciu platformy w stosunku do nieruchomej strzałki S, powoduje powstanie sygnału doprowadzanego do wzmacniacza W. Sygnał ten powoduje zadziałanie serwomotoru M (bardzo często jest to silnik prądu stałego) w ten sposób, że platforma wraca do położenia pierwotnego. Znika wtedy sygnał na wyjściu czujnika C. Ażeby ustabilizować platformę w stosunku do osi X nie pobiera się z żyroskopu żadnej energii. Niezbędna energia dostarczana jest przez serwomotor M. Swobodny żyroskop przedstawiony na rysunku 79 oczywiście jest w stanie wytworzyć sygnał, który można by wykorzystywać do stabilizacji platformy P, wokół osi prostopadłej do płaszczyzny rysunku. W tym przypadku platformę należy zawiesić przegubowo, a silnik umocować na pierścieniu zawieszenia. Celem peł nej, trzyosiowej stabilizacji platformy trzeba byłoby zainstalować na niej drugi żyroskop, o osi prostopadłej do osi pierwszego żyroskopu. Taki sam rezultat można osiągnąć zainstalowawszy na platformie trzy jednostopniowe żyroskopy. Na rysunku 80 przedstawiona jest konstrukcja platformy stabilizowanej żyroskopowo. Platforma, na której zainstalowane są żyroskopy i akcelerometry, znajduje się wewnątrz zawieszenia przegubowego. Na osiach zawieszenia ustawione są serwomotory odciążające. Oprócz tego na rysunku 80 przedstawiony jest czujnik pionu, który utrzymuje jedną z osi platformy w położeniu pionowym w czasie startu rakiety. Po zejściu rakiety z wyrzutni czujnik pionu jest odłączany. Pryzmat optyczny służy do dokładnego ustawiania platformy w płasz czyźnie strzału.
Obecnie prawie we wszystkich zagranicznych systemach kierowania rakietami wykorzystywane są platformy stabilizowane. Wytwarzają one w ruchomej rakiecie nieruchomy układ współrzędnych, w odniesieniu do którego można kierować rakietą w przestrzeni. · Na platformie stabilizowanej, stosowanej w bezwładnościo wym naprowadzaniu rakiety balistycznej, mocowane są trzy akcelerometry o osiach pomiarowych wzajemnie prostopadłych. Czujnik pionu ustawia podczas startu oś jednego akcelerometru w położeniu pionowym. Za pomocą urządzeń optycznych oś drugiego akcelerometru sprowadza się do płaszczyzny strzału
128
i wówczas oś trzeciego akcelerometru będzie skierowana prostopadle do płaszczyzny strzału i ten ostatni akcelerometr bę dzie podczas lotu mierzył przyśpieszenie boczne znoszenia rakiety. Taki układ elementów pomiarowych upraszcza nieco system kierowania rakiety.
Rys. 80. Platforma stabilizowana żyroskopów w zawieszeniu przegubowym: 1 -
pryzmat, 2 - serwomotor, 3 - żyroskop, 4 nik pionu, 5 - akcelerometr
czuj-
W rakiecie instaluje się przelicznik, który całkuje wskazania akcelerometrów, to jest określa prędkość rakiety i przebytą przez nią drogę, następnie porównuje lot rakiety z programem i w razie konieczności kieruje sygnały do u-rządzeń wykonawczych, korygujących lot rakiety. Całkowanie przyśpieszeń może być wykonywane także przez akcelerometr o specjalnej konstrukcji. Akcelerometry, platforma stabilizowana i przeliczniki - to podstawowe elementy systemów bezwładnościowych. 9-
Kierowanie rakietami
129
3. !yroskopy i akcelerometry Podstawową przyczyną odchylania się osi żyroskopu od nadanego jej kierunku przy rozkręcaniu wirnika jest nierównomierne tarcie w łożyskach zawieszania przegubowego. Łożyska kulkowe stosowane w żyroskopach rakiety V -2. posiadają moment tarcia przewyższający o kilka rzędów dopuszczalną wartość momentu w żyroskopach systemów bezwładnościowych. Tarcie w łożyskach jest tym większe, im większy jest ciężar konstrukcji opierającej się o nie. W żyroskopach stosowanych w systemach bezwładnościowych wykorzystywane są nowe typy podpór (łożysk), które są odciążone od ciężaru żyroskopu.
cał pływakowego:
Rys. 81. Zasada pracy i przekrój kującego
żyroskopu
wirniki żyroskopu, b - pływak. którego znajdują się łożyska osi wirnika, c - płyn amortyzacyjny, d korpus, e - stalowe czopy w ło żyskach kamiennych, f czujnik kąta obrotu {J pływaka w stosunku do korpusu, g - urządzenie elektromagnetyczne, przykładające moment do osi pływaka 1 - stojan czujnika obrotu, 2 - wirnik czujnika obrotu, 3 - ogranicznik, 4 masy równoważące, 5 amortyzator powietrzny, 6 - czop, 7 - cewka czujnika, 8 - oś pływaka, 9 - stojan silniczka żyroskopu, 10 - łożysko silniczka żyroskopu, 11 - oś silniczka, 12 mechanizm przesuwania masy równoważącej, 13 zewnętrzna śruba regu-
a -
wewnątrz
lująca
Na początku lat 50-tych opracowano pływakowy żyroskop całkujący, który jest często stosowany w nawigacji bezwładno ściowej. Na rysunku 81 pokazano zasadę budowy jednego z zagranicznych żyroskopów, a obok jego przekrój. Jest to żyro skop dwustopniowy o takiej samej zasadzie pracy, jak żyroskop przedstawiony na rysunku 28. Wirnik żyroskopu jest umiesz130
czony w pustej osłonie hermetycznej, która stanowi wewnętrz ną ramkę zawieszenia przegubowego. Osłona (pływak) jest zanurzona w cieczy o ciężarze właściwym równym ciężarowi właściwemu osłony z wirnikiem. W rezultacie pływak jest zawieszony wewnątrz korpusu ży roskopu i nie wywiera ciśnienia na swoje podpory. W pierwszych typach żyroskopów stosowano podpory z twardych kamieni szlachetnych. W tych podporach obracały się stalowe czopy osi pływaka. Jeśli do korpusu pływaka będzie przyłożony moment, obracający go wokół osi Y, to zgodnie z prawem precesji wirnik żyroskopu (pływak) będzie obracał się w swoich podporach wokół osi X. W żyroskopie, przedstawionym na rysunku 28, precesję wirnika ogranicza sprężyna. W żyroskopie pływakowym rolę sprę żyny spełniają siły tarcia płynnego, przeciwdziałając obrotowi pływaka wokół osi X. Żyroskop nazywany jest dlatego całkującym, że prędkość precesji wx jest proporcjonalna do uzyskiwanej na wejściu prędkości wy, a kąt obrotu wirnika jest całką prędkości obrotów (jak i w przypadku całkującego silnika elektrycznego). W ży roskopie zainstalowany jest czujnik f kąta obrotu pływaka w stosunku do korpusu żyroskopu. A więc sygnał czujnika jest proporcjonalny do całki prędkości - kąta obrotu. Urządzenie elektromagnetyczne g (czujnik momentów), pracujące na zasadzie silnika elektrycznego, przykłada moment powodujący obrót pływaka wokół osi X. Urządzenie to pozwala mierzyć metodą kompensacyjną prędkość obrotów żyroskopu. Dlatego sygnał z czujnika kąta obrotu doprowadza się do wzmacniacza. Do jego wyjścia dołączony jest czujnik momentów. Wielkość momentu jest tak dobrana, że przy pojawieniu się na wejściu wzmacniacza sygnału z czujnika, pływak się zatrzymuje. Wówczas moment czujnika jak gdyby zamienia moment sił tarcia pływaka o ciecz, zgodnie ze wzorem (26) i wtedy mierzona prędkość kątowa obrotu równa jest wielkości tego zewnętrznego momentu, to znaczy równa jest wielkości sygnału doprowadzanego do czujnika. Czujnik momentów jest odłączany, gdy żyroskop jest wykorzystywany do stabilizacji platformy. W tym przypadku sygnał z czujnika kąta obrotu doprowadzany jest do silnika obracają cego platformę w ten sposób, ażeby sygnał ten zanikł. W żyro skopie całkującym przedstawionym na rysunku 81 (w przekroju) nie jest w ogóle przewidziany czujnik momentów. Z tego rysunku można ocenić złożoność konstrukcji żyroskopu pływako131
wego. Wirnik żyroskopu jest twornikiem silnika elektrycznego prądu zmiennego. Twornik ten jest umieszczony na zewnątrz stojanu celem zwiększenia momentu bezwładności wirnika żyro skopu. Lepka ciecz (zazwyczaj związki fluoroorganiczne, dzięki którym można osiągnąć duży zakres zmian ciężaru właściwego) nie tylko tłumi drgania pływaka, ale chroni go przed uderzeniami i wibracjami. Karbowane komory powietrzne (amortyzatory powietrzne) pozwalają cieczy zmieniać swą objętość podczas zmian temperatury. Niektóre typy żyroskopów pływakowych wyposażone są w termoregulatory, utrzymujące stałą temperaturę cieczy. Zmiana temperatury powoduje zmianę nie tylko objętości cieczy, ale i wymiarów elementów. Okazuje się, że nieduże zmiany wymiarów elementów żyroskopu powodują duże "odchylenia" się żyroskopu. Pomimo odciążenia. pomiędzy czopem a łożyskiem kamiennym pozostają siły tarcia na sucho i powodują "odchylenia" osi żyroskopu. Opracowane są konstrukcje żyroskopów, posiadające podpory hydrauliczne i gazowe. W takich żyroskopach, w przestrzeń pomiędzy podporą a czopem, wprowadza się pod ciśnie niem ciecz lub gaz. Siły tarcia w takich podporach są znacznie mniejsze niż w kamiennych. W jednej z amerykańskich konstrukcji żyroskopu z łożyskami gazowymi większość elementów wykonanych jest z materiału ceramicznego na osnowie tlenku aluminium, który posiada twardość szafiru i charakteryzuje się stosunkowo małym współ czynnikiem rozszerzalności cieplnej. Zapewnia się dzięki temu dużą stałość kształtu geometrycznego elementów. Wykorzystywany jest wirnik składający się z dwu połówek obracających się na osi stojanu. Każda połowa posiada wewnątrz specjalne gniazdka, które działają podczas obrotów wirnika, jak łopatki sprężarki, i wytwarzają strumień gazu (powietrza, helu lub azotu) przechodzący przez szczelinę, pomiędzy czopem a piastą połówki wirnika, o wielkości 0,64 mm. Przy nieruchomym wirniku czop dotyka do piasty, a podczas obrotów tworzy się pomiędzy nimi przesłona gazowa, która praktycznie całkowicie likwiduje tarcie. Według danych reklamowych prędkość "odchylenia" się takiego żyroskopu nie przekracza 0,0005 stopnia na godzinę. Do zawieszenia wirnika wykorzystuje się także pole elektrostatyczne i magnetyczne. Żyroskop elektrostatyczny stanowi dobrze wypolerowaną kulę ceramiczną, umieszczoną w ceramicznym korpusie hermetycz-
132
nym. Wewnątrz korpusu wytworzona jest prozma. Kula i korpus naładowane są przez silne jednoimienne ładunki elektrostatyczne. Siły elektrostatyczne odpychają się wzajemnie, utrzymując kulę obracającą się w zawieszeniu. Wskazania odczytuje się za pomocą urządzenia optycznego, przez otwór w korpusie żyroskopu. Jeśli ciało przewodzące umieścimy w zmiennym polu magnetycznym, to zgodnie z prawem indukcji elektromagnetycznej, w przewodniku tym popłyną prądy elektryczne. Prądy te rozgrzeją ciało przewodzące (wykorzystuje się to zjawisko do hartowania elementów prądami wielkiej częstotliwości) i wytworzą linie sił pola magnetycznego, przeciwdziałające zewnętrz nym liniom pola magnetycznego ciała (dlatego hartowanie jest powierzchniowe). Ciało przewodzące, znajdujące się w zmiennym polu magnetycznym, jest z niego wypychane skutkiem wzajemnego oddziaływania własnego pola magnetycznego na pole zewnętrzne. Zjawisko to jest wykorzystywane do zawie.szenia wirnika żyroskopu w zmiennym polu magnetycznym. Ażeby wirnik jednak nie był hamowany i nie nagrzewał się w polu magnetycznym, niezbędne jest, aby był on wykonany z materiału idealnie przewodzącego. Tylko w takim przypadku pole magnetyczne nie przenika do wnętrza przewodnika, lecz będzie tylko na niego cisnąć. Idealna przewodność (nadprzewodność) obserwowana jest w niektórych metalach przy bardzo niskich temperaturach. Metale te stosowane są do wykonania wirnika żyroskopu lub jego osłony. W obiekcie wykorzystującym takie żyroskopy. niezbędne jest posiadanie instalacji do uzyskiwania bardzo niskich temperatur. Dla nawigacji bezwładnościowej opracowano dużo różnych konstrukcji akcelerometrów. Najbardziej rozpowszechnione są akcelerometry wahadłowe, oparte na zasadzie działania pływa kowych żyroskopów całkujących. Na rysunku 82 przedstawiony jest wahadłowy akcelerometr typu kompensacyjnego. Jak widać z rysunku, we wnętrzu pływaka umieszczone jest wahadło o osi poziomej. Wahadło to dąży do obrócenia osi pły waka i wytwarza sygnał w czujniku kąta. Sygnał ten po wzmocnieniu doprowadzany jest do czujnika momentu, dzięki czemu wahadło zachowuje swe położenie poziome. Przy nieruchomym akcelerometrze wielkość sygnału doprowadzonego do czujnika momentów charakteryzuje przyśpieszenie siły ciężkości. Przy przesuwaniu się akcelerometru w położenie pionowe (wzdłuż osi wejściowej) do przyśpieszenia siły ciężkości dodaje się. (lub odejmuje) przyśpieszenie ruchu akcelerometru. Sygnał czujnika 133
się, dążąc do zachowania poziomej osi zaWartość zmian sygnału czujnika stanowi przyśpieszenia ruchu w kierunku pionowym akcelero-
momentów zmienia wieszenia wahadła. miarę
metru, to znaczy tego obiektu, na którym jest on umocowany. Podobne akcelerometry, jednak z pionową osią zawieszenia wahadła, są czułe na przyśpieszenie powstające przy przesunię ciach przyrządu w płaszczyźnie poziomej.
5
Rys. 82.
Wahadłowy
akcelerometr typu kompensacyjnego:
czujnik momentu, 2 - oś wejściowa, 3 - oś odczytu kąta odchylenia zawieszenia wahadła, 4 - masa wahadłowa (m), 5 - czujnik kąta, 6 - sygnał wyjściowy, 7 - wzmacniacz
1 -
Akcelerometr typu wahadłowego może być całkujący, jeśli uzwojenie czujnika momentu zasilane jest sygnałem impulsowym, a nie stałym. Jeśli impulsy są doprowadzane do czujnika rzadko, to moment sumaryczny czujnika jest mały. Moment ten rośnie. wraz ze wzrostem częstotliwości impulsów. Często tliwość impulsów jest proporcjonalna do momentu (przyśpie szenia), a ogólna ich liczba jest równa całce przyśpieszenia i charakteryzuje prędkość ruchu. Impulsowy czujnik dobrze współpracuje z przelicznikiem. Do współpracy z cyfrową maszyną liczącą, na wejście której powinny być doprowadzane sygnały skokowe (dyskretnie) opracowane są akcelerometry wibracyjne. Podstawą ich działania jest możliwość zmiany częstotliwości drgań struny przy zmianie jej napięcia. 134
Oprócz akcelerometrów wibracyjnych, akcelerometrem cał często może być żyroskopowy miernik prędkości, przedstawiony na rysunku 48. We współczesnej modyfikacji tego urządzenia stosowany jest żyroskop pływakowy, wewnątrz którego wirnik jest także obciążony ciężarem. kującym
2
5
4
3
a Rys. 83. Zasada pracy dwukrotnie rometru
b całkującego
akcele-
Istnieją akcelerometry wytwarzające sygnały proporcjonalne do drugiej całki przyśpieszenia - drogi rakiety. Zasada działania dwukrotnie całkującego akcelerometru przedstawiona jest na rysunku 83. Na rysunku tym przedstawiony jest pręt 1 zakończony umocowanym do niego krążkiem 2. Układ jest obracany za pomocą silnika elektrycznego 3. Do krążka przymocowana jest za pomocą niesprężynujących nici 5 masa 4. Może ona swobodnie przesuwać się wzdłuż pręta. Gdy pręt nie obraca się lub obraca się ze stałą prędkością, to nici zawieszenia zachowują kierunek pionowy (rys. 83 a). Podczas przyśpieszo nego obrotu pręta masa 4, skutkiem bezwładności, będzie opóź niała się w stosunku do krążka, a nici zawieszenia skręcą się o- pewien kąt, sama' masa nieco się uniesie (rys. 83 b). Jeśli przyśpieszenie obrotów silnika jest stałe, to przy nieruchomej
135
podstawie. unoszenie się masy jest określone jej c1ęzarem i położenie masy charakteryzuje przyśpieszenie siły ciężkości. Przy przyśpieszonym ruchu przyrządu w kierunku osi pręta działa na masę przyśpieszenie ruchu i przesuwa się ona w stosunku do pręta. Wielkość przesunięcia charakteryzuje przyśpieszenie Ażeby przyrząd posiadał charakter kompensacyjny, do przymocowuje się czujnik 6 przesunięcia masy. Sygnały czujnika po wzmocnieniu we wzmacniaczu 7 doprowadzane są do silnika elektrycznego. Przyśpieszenie silnika elektrycznego będzie zmieniało się razem z przyśpieszeniem ruchu, utrzymując masę na jednym i tym samym miejscu. Prędkość silnika jest pierwszą całką przyśpieszenia, a liczba obrotów - drugą całką przyśpieszenia. Po uwzględnieniu przyśpieszenia siły ciężkości wskazania przyrządu charakteryzują jedynie działa nia przyśpieszenia ruchu. Przedstawiona na rysunku 83 zasada. konstrukcji przyrządu dwukrotnie całkującego pozwala na zmierzenie przyśpieszeń tylko w kierunku przeciwnym do kierunku przyśpieszenia siły ciężkości. Na powyższej zasadzie mogą być opracowane przyrządy czułe na przyśpieszenie w dowolnym kierunku osi wej-
ruchu.
pręta
ściowej.
4. Przeliczniki pokładowe
Przeliczniki pokładowe wyznaczają położenie wektora pręd rakiety i jego wartość, uwzględniają działanie przyśpie szenia siły ciężkości na przyrządy pomiarowe, porównują wartości otrzymane na podstawie pomiarów z wartościami zaprogramowanymi, wytwarzają sygnały kierujące doprowadzane do systemu kierowania rakiety w przestrzeni i do organów wykonawczych urządzeń napędowych. ·Program lotu we współczesnych rakietach używanych w pań stwach zachodnich nie określa się mechanizmami programowymi, jak to było w rakiecie V -2, lecz oblicza się na pokładzie rakiety. Umożliwia to uzyskanie bardziej elastycznego i dokład nego systemu naprowadzania. Program powinien być wykonywany w określonym czasie i dlatego urządzenie odczytujące jest uruchamiane przez dokładny zegar, którego zadanie spełnia bardzo stabilny generator. Program odczytuje się na podstawie rozwiązywania równań lotu rakiety, przy znanych warunkach początkowych. Urządzenia mechaniczne do rozwiązywania takich równań są bardzo złożone i nie posiadają dostatecznej prędkości działania. Dlatego w rakietach instalowane są elektroniczne maszyny liczące. kości
136
Najmniej złożone i zajmujące mało miejsca są tak zwane elektroniczne maszyny analogowe. Zasada ich działania oparta jest na fakcie, że cała grupa różnych zjawisk fizycznych i procesów może być opisana przez jednakowe równania. Jednakowe równania przejawiają ogólne prawa rozwojowe ruchu materii. Wskazywał na to W. L e n i n w swojej książce: "Materializm i empiriokrytycyzm": "Jedność przyrody ujawnia się w «zadziwiającej analogii», jaka zachodzi między równaniami różniczkowymi, odnoszącymi się do różnych dziedzin zjawisk"*. W elektronicznych maszynach analogowych, nazywanych czę sto maszynami analogowymi lub maszynami o działaniu ciąg łym, złożone ruchy jakichkolwiek urządzeń mechanicznych, odtwarzane są w postaci zmian prądu lub napięcia. Dla modelowania najczęściej stosowane są obwody elektryczne, ponieważ łatwiej jest dokonywać w nich różnych połączeń, łatwiej uzyskiwać określone wartości napięcia, oporności, pojemności. W rezultacie pokładowa maszyna elektroniczna wytwarza napięcie zmieniające się w czasie tak, jak prędkość, przebyta droga lub inne parametry lotu rakiety. Do rozwiązania niektórych zadań można wykorzystywać przeliczniki elektromechaniczne typu całkujących silników elektrycznych lub generatorów i urządzeń modelujących, w których wielkością wyjściową jest kąt lub liniowe przesunięcie mechaniczne. Ze względu na prostotę stosowane są w systemach kierowania rakiet urządzenia modelujące i przeliczniki elektromechaniczne, to jednak charakteryzują się one ograniczoną dokład nością. Dlatego w systemach bezwładnościowego kierowania rakiet celowe jest wykorzystanie elektronicznych maszyn cyfrowych o dokładności praktycznie nieograniczonej. Maszyna cyfrowa rozwiązuje zadania operując wielkościami wyrażonymi w postaci liczb. Najczęściej wykorzystywany jest dwójkowy system liczenia, w którym może być wykorzystana kombinacja tylko dwóch cyfr: O i l. Taki układ okazał się najbardziej ekonomiczny, ponieważ większość układów elektronicznych, wykorzystywanych do zapisu i przekazywania liczb (przerzutniki, przekaźniki) może przyjmować dwa wyraźnie przeciwstawne stałe stany: otwarto i zamknięto, włączono i wyłączono, ("tak" i "nie"). Jednemu położeniu nadaje się znaczenie l, drugiemu O. Każda grupa liczb dwójkowych może być przekazana jednym z dwóch mo-
*
W. L e n i n, Dziela, t. XIV, str. 331, KiW 1954.
137
żliwych stanów. Maszyna posiada arytmometr, którego głównym' zadaniem jest dodawanie liczb. Jedyną znaczącą cyfrą jest jedynka i dlatego liczby dwójkowe dodawane są według następującej reguły: O+ O= O, O+ l= l+ O= l, l+ l= 10. Poronożenie liczby (A) przez drugą (B) sprowadza się do przesunięcia liczby A zgodnie z liczbą znaczących grup liczby B i sumowanie przesuniętych wartości mnożnej. Odejmowanie w cyfrowych maszynach elektronicznych sprowadza się do dodawania. W tym celu odejmowaną liczbę poddaje się inwersji, to jest wszystkie jej jedynki zamienia się na zera, a zera na jedynki. W wyniku uzyskanym po dodaniu tych liczb jedynka z wyższego rzędu jest przenoszona do niższego rzędu. Dzielenie sprowadza się do odejmowania z przesunięciem. Maszyna "nie opanowała" wyższej matematyki, ale matematycy opracowali metody pozwalające całkowanie sprowadzić do sumowania, a różniczkowanie do odejmowania wielkości skokowych, tj. także do sumowania. Dzięki temu można za pomocą maszyny rozwiązywać równania różniczkowe i całkowe. W ten sposób wszystkie działania matematyczne w maszynie cyfrowej sprowadzają się do sumowania, inwersji i przesunię cia. Operacje te maszyna wykonuje z dużą prędkością, ponieważ do jej budowy stosuje się lampy elektronowe lub inne elementy o znikomej bezwładności. Do rozwiązania jakiegokolwiek zadania na cyfrowej maszynie liczącej niezbędne jest rozbicie całego procesu rozwiązywania równania. na kolejne operacje, z których każdą maszyna może wykonać. Aby arytmometr pracował z właściwą kolejnością, w maszynie znajduje się urządzenie sterujące, które przesyła do arytmometru niezbędne rozkazy, zapisane w postaci kodu dwójkowego. W maszynie znajduje się także pamięć, do której wprowadzane są warunki początkowe, niezbędne do rozwiązania zadań i która przechowuje rezultaty obliczeń pośrednich. Szybkie rozwiązanie równań lotu rakiety pozwala, na przykład, już przy końcu pierwszej sekundy pracy maszyny, obliczyć parametry lotu dla dziesiątej z kolei sekundy lotu rakiety. W takim przypadku praca maszyny może wyprzedzać lot rakiety. Maszyna wolno działająca może nie nadążyć za lotem rakiety. Zegar nadaje takie tempo pracy maszyny, że rezultaty obliczeń dla jakiegokolwiek punktu toru są wydawane w chwili mijania przez rakietę tego punktu. Maszyna cyfrowa składa się z dużej liczby stosunkowo prostych elementów standartowych (komórek), co umożliwia
138
mechanizację jej produkcji. Do 1957 r. najbardziej rozpowszechnionymi komórkami były komórki oparte na lampach elektronowych. Obecnie do konstrukcji komórek przeliczników pokła dowych wykorzystuje się elementy półprzewodnikowe oraz magnetyczne (na przykład ferryty). Opracowywane są, a także czasami stosowane praktycznie, komórki, w których wykorzystywane są różne zjawiska elektromagnetyczne (na przykład parametron), chemiczne, a nawet biochemiczne. Cyfrową maszynę kierującą wykorzystuje się, nie jako odosobniony element, a jako centralny organ systemu kierowania, powiązany z całym wyposażeniem rakiety. Maszyna operuje liczbami, jednak większość wielkości wejściowych, wytwarzanych przez urządzenia rakietowe, posiada 1postać prądów elektrycznych, kątów obrotów, przesunięć liniowych, częstotliwości i odstępów czasowych. Wszystkie te wielkości należy przekształ cić na cyfry. Dokonują tego urządzenia wejściowe maszyny cyfrowej. Stosunkowo łatwo można przekształcić na cyfry w układzie dwójkowym częstotliwość lub określoną liczbę impulsów. Dla wprowadzenia do maszyny innych wielkości, niezbędne jest wstępne przekształcenie ich na częstotliwość lub w określoną liczbę impulsów. Bardzo prosto można przekształcić prędkość obrotów na częstotliwość impulsów. W tym celu trzeba umocować na obracającej się osi przezroczysty krążek z nacięciami. Taki krążek może przerywać strumień światła, a więc częstotliwość impulsów świetlnych będzie proporcjonalna do prędkości obrotów osi. Wszystkie inne urządzenia przekształcające stanowią układy bardziej złożone i są obarczone znacznymi błędami. Rezultatem pracy cyfrowych maszyn liczą cych są liczby w układzie dwójkowym, jednak nie można ich bezpośrednio wykorzystywać do kierowania rakietą. Dlatego stosowane są dodatkowe urządzenia przekształcające, celem przekształcania wyjściowych danych liczbowych na ciągłe sygnały elektryczne, które sterują mechanizmami wykonawczymi. Konieczność wykorzystywania urządzeń do przekształcania danych wejściowych i wyjściowych uważa się za wadę cyfrowych maszyn liczących. Urządzenia te w znacznym stopniu obniżają dokładność pracy maszyny cyfrowej, która jest dziesięciokrotnie większa od dokładności analogowej maszyny liczącej. Liczba danych wejściowych i wyjściowych może być bardzo duża i urządzenia łączące maszynę z systemem kierowania mogą być z'byt wielkie. Za wadę cyfrowych maszyn liczących uważa się dużą liczbę elementów składowych maszyny, co obniża jej niezawodność pracy.
139
5. Bezwładnościowy system kierowania rakietą balistyczną Główne elementy systemu bezwładnościowego nazywane są często centralą. Do niej należy platforma stabilizowana łącznie z zawieszeniem kardanowym, silnikami stabilizującymi, żyros
kopami, akcelerometrami, a niekiedy i integratorami zainstalowanymi na platformie. Na zewnątrz platformy znajdują się wzmacniacze, urządzenia liczące i wskaźniki. Na rysunku 84 przedstawiony jest schemat blokowy pewnego zachodniego bezwładnościowego systemu kierowania rakietą balistyczną. Po lewej stronie przedstawiona jest centrala. Platforma jest stabilizowana za pomocą dwóch żyroskopów swobodnych Ż1 i Ż2 (mogą być wykorzystywane i trzy żyroskopy z ograniczoną liczbą stopni swobody). Sygnały z żyroskopów doprowadzane są do serwomotorów. Trzy akcelerometry (Ax, Av i Az) są umocowane na platformie tak, że ich osie wejściowe są nawzajem prostopadłe i pokrywają się z osiami X, Y i Z ziemskiego układu współrzędnych (rys. 18). W punkcie startu osie wejściowe akcelerometrów Ax (rys. 84) i Az są prostopadłe do kierunku działania siły ciężkości i nie mierzą przyśpieszenia grawitacyjnego. Sygnały z akcelerometrów doprowadzane są do integratorów (h i I2) i opracowywane w urządzeniach liczą cych. Fiatforma podczas lotu zachowuje stałą orientację układu współrzędnych. Podczas lotu rakiety nad powierzchnią Ziemi zmienia się kierunek siły ciężkości w przestrzeni z powodu kulistości Ziemi. W punkcie oddalonym o 220 km od miejsca startu rakiety kierunek siły ciężkości odchyla się mniej więcej o 2° od pierwotnego kierunku (jest to rezultat podzielenia przebytej drogi przez promień Ziemi). Po starcie. na osie wejściowe akcelerometrów rakiety zaczynają oddziaływać składowe przyśpieszenia siły ciężkości. To oddziaływanie uwzględnia się za pomocą przelicznika przyśpieszenia grawitacyjnego, który doprowadza sygnały korygujące do pierwszych integratorów. Składowe prędkości rakiety (V x, V Y• V z) i bieżące wartości przebywanej przez nią drogi X, Y, Z doprowadzane są do przelicznika odchylenia toru od wartości zaprogramowanej (programu}. Przelicznik ten uwzględnia ruch miejsca startu i celu w nieruchomej przestrzeni spowodowanej przez obrót Ziemi. Do dokładnego naprowadzenia jest niezbędne, aby wektor prędkości rakiety, będący sumą prędkości otrzymanej skutkiem obrotów Ziemi i prędkości nadanej rakiecie przez pracujące silniki, leżał w chwili wyłączenia silników dokładnie w płasz czyźnie toru i miał obliczoną wartość i kierunek.
140
Niezbędne (zaprogramowane) parametry toru rakiety opracowywane są przez przelicznik programu lotu, doprowadzane są także do przelicznika odchylenia toru. Rezultatem ich pracy są sygnały kierujące, doprowadzane do organów kierujących rakietą i do układu kierowania urządzeniami napędowymi. Na rysunku 84 przedstawiony jest układ kształtujący generalną linię lotu rakiety. Oprócz tego, rakieta wyposażona jest
l
s"n,r ;;".,,.,,,
·
,L_ PokTadowlj przelicznik l ·-------·---·_j 1
Rys. 84.
Bezwładnościowy
system
naprowadzania
rakiety
balistycznej
w system stabilizacji, który śledzi, ażeby nie było odchylenia od toru. Dokładność pracy systemu naprowadzania rakiety V -2 określona była sztywnością pracy systemu stabilizacji na ·aktywnym odcinku toru rakiety. Układ ten nie powinien był dopuszczać najmniejszego odchylenia toru od obliczonego w trakcie pracy silnika, ażeby zapewnić uzyskanie zaprogramowanych parametrów w chwili wyłączenia silnika rakiety. Stosowanie przeliczników na pokładzie rakiety. pozwala na zastosowanie odrębnej zasady współpracy systemu stabilizacji i naprowadzania, gdy dopuszczalne są niedokładności w pracy systemu stabilizacji rakiety, szczególnie na pierwszych odcinkach jej toru. Przeliczniki nieprzerwanie wyznaczają wektor prędkości rakiety i wyłączają silnik w chwili, gdy oczekiwane odchylenie 141
od celu będzie minimalne. W tej metodzie uwzględnia się nie tylko wartość i kierunek wektora prędkości, jak to miało miejsce w rakiecie V -2, ale i współrzędne rakiety przy końcu aktywnego odcinka toru, co zwiększa dokładność strzelania. Bezwładnościowy system naprowadzania wymaga złożonych przeliczników pokładowych. Największe z nich mogą być ustawione na ziemi i połączone z rakietą za pomocą dwustronnej łączności radiowej. W takim przypadku jednak będzie to już nie system bezwładnościowy, a odmiana systemu sygnałów kierujących.
6.
Bezwładnościowy
system nawigacji
Okręty, samoloty, łodzie poruszają się głównie wzdłuż
podwodne i rakiety uskrzydlone powierzchni ·Ziemi i do nawigacji mogą stosować bezwładnościowe metody określania drogi. Stosowane są przy tym akcelerometry o osiach wejściowych, zawsze poziomych. Takie akcelerometry są wrażliwe na przyśpie szenie siły ciężkości i mierzą przyśpieszenie ruchu obiektu wzdłuż powierzchni Ziemi. Drogą podwójnego całkowania mogą określić drogę przebytą przez obiekt. Jeśli na ruchomym obiekcie będą ustawione dwa akcelerometry o osiach zorientowanych odpowiednio wzdłuż kierunków północ-południe i zachód-wschód, to zmianę przyrostu drogi łatwo można przekształcić w przyrosty szerokości i długości geograficznej obiektu w stosunku do miejsca startu, co pozwala na nieprzerwane określanie współrzędnych obiektu. Uważa się, że podstawowa trudność przy wykorzystaniu nawigacji bezwładnościowej polega na skonstruowaniu platformy dla akcelerometrów, zachowującej położenie poziome bez wzglę du na przyśpieszenia i przesuwania się obiektu po powierzchni Ziemi. Jest to problem uzyskania kierunku pionowego. Po znalezieniu pionu, to jest kierunku do środka Ziemi, można zawsze uzyskać poziomą platformę.
Na nieruchomym obiekcie kierunek pionowy łatwo znaleźć za pomocą pionu nici z przywiązanym na jej końcu ciężarkiem lub za pomocą "zatrzymanego" wahadła. Przy ruchu przyśpieszo nym obiektu ciężarek pionu ze względu na bezwładność będzie się opóźniał w stosunku do obiektu i kierunek nici nie będzie pokrywał się z kierunkiem pionowym. Oprócz tego wahadło (pion) zacznie się kołysać. W 1923 r. zostało udowodnione, że wahadło o okresie drgań równym 84,4 min będzie zachowywało kierunek do środka Zie-
142
mi, bez względu na przyspieszenie punktu zawieszenia. Wahadło o takim okresie drgań nazywane jest wahadłem Schullera. Jednak skonstruowanie takiego wahadła nie jest praktycznie możliwe, ponieważ wymaga ono nici o długości równej promieniowi Ziemi (6 371110 m). Choć nie jest możliwa konstrukcja tak długiego wahadła, to jednak można skonstruować układ drgający, który będzie posiadał okres drgań równy 84,4 min i będzie "wskazywał" kierunek pionowy na obiekcie poruszającym się ruchem przyśpieszonym. Udowodniono, że można zbudować model wahadła Schullera za pomocą żyroskopu, jeśli będziemy przykładać do niego momenty proporcjonalne do pręd kości ruchu obiektu. Zasada ta jest wykorzystywana do uzyskania kierunku pionowego, tak niezbędnego w nawigacji bezwładnościowej i w astronawigacji. Jak o podstawę modelowania wykorzystuje się oczywisty fakt, że dla zachowania przez platformę położenia poziomego, przy jej przesuwaniu wzdłuż powierzchni Ziemi, niezbędne jest nieprzerwane obracanie jej w przestrzeni. Platforma stabilizowana wytwarza "nieruchomą" płaszczyznę, w stosunku do której obracana jest platforma z akcelerometrami. Niezbędny obrót platformy stabilizowanej o kąt a, można określić, jeśli drogę przebytą przez obiekt podzielimy przez promień Ziemi (rys. 85 c): s a=-
Rz Drogę można określić za pomocą akcelerometrów. Schemat strukturalny uzyskiwania kierunku pionowego wykorzystujące go powyższą zasadę przedstawiony jest na rysunku 85 a. Uzyskiwanie kierunku pionowego powinno zapewniać (dwoma kanałami) obrót platformy, wokół dwóch prostopadłych osi, ażeby ustawić ją prostopadle do wektora siły ciężkości. Wówczas mierzony kierunek pionowy pokryje się z rzeczywistym kierunkiem pionowym. Ponieważ prędkość kątowa obrotu platformy równa jest pręd kości kątowej przesuwania się obiektu, w stosunku do środka Ziemi, to możliwy jest inny schemat strukturalny uzyskiwania kierunku pionowego (rys. 85 b). W tym przypadku akcelerometry są umieszczone na drugiej platformie stabilizowanej żyroskopami. Sygnał pierwszego integratora, proporcjonalny do prędkości rucłm obiektu, doprowadzony jest do czujnika momentów, oddziałujących na żyroskopy stabilizujące platformę. Wartość momentów dobiera się tak, ażeby żyroskopy (mierzony kierunek pionowy) wykonywały ruch precesyjny z prędkością
143
P1erwszy mtegrator
Druqt integrator
s
Prze/dadnia ktnemafiJCZna
/?'->c: "' "'"'l>:: !"-< c: "' ~t l~
a
i:~+c;_
Pierwszy integrator
Prze!ICZnt k wspo!w;dniJch
s
Czujmk moment ow l
+
b
~
Platforma stabilizowana Rys. 85. Schemat blokowy uzyskiwania kierunku pionowego
kątową, równą w dowolnej chwili prędkości kątowej ruchu · obiektu, w stosunku do środka Ziemi. Nieruchoma w przestrzeni platforma stabilizowana "zapamię tuje" początek liczenia obrotów platformy z akcelerometrami, co ułatwia znajdowanie współrzędnych obiektu. Do określenia współrzędnych obiektu niezbędne jest stabilizowanie mierników przyśpieszeń nie tylko w płaszczyźnie horyzontu, ale i w azymucie. Trzeb5t, ażeby w czasie ruchu obiektu osie wejściowe akcelerometrów były ciągle orientowane, na przykład w kierunku północ-południe i wschód-zachód. W "czystych" systemach bezwładnościowych do tego celu zazwyczaj stosuje się żyrokompasy lub kompasy magnetyczne. W systemach kombinowanych mogą być wykorzystywane metody astronawigacji lub radiotechniczne. Jeśli system nawigacyjny wykorzystywany jest do naprowadzania samolotu-pocisku, to oś jednego akcelerometru orientuje się wzdłuż nadanego kierunku, a oś drugiego w kierunku prostopadłym do płaszczyzny toru. Sygnały uzyskiwane z tego ostatniego akcelerometru wykorzystywane są do likwidacji bocznego znoszenia samolotu-pocisku. Sygnały te, proporcjonalne do wielkości bocznego znoszenia lub jego prędkości i przyśpieszenia, doprowadzane są do pilota automatycznego, który uruchamia organy kierujące samolotem-pociskiem. Sygnał z akcelerometru orientowanego wzdłuż toru. może być wykorzystywany do kierowania zasięgiem samolotu-pocisku. Sygnał jest proporcjonalny do prędkości samolotu-pocisku i służy do regulacji pracy urządzeń napędowych. Początkowe, stosunkowo nieznaczne błędy akcelerometrów i żyroskopów rosną z czasem i mogą doprowadzić do istotnych błędów, w określeniu współrzędnych obiektu. Dlatego opracowywane są kombinowane systemy bezwładnościowe, w których błędy są okresowo likwidowane. W systemach kombinowanych często trzeba rezygnować z "czystego" systemu bezwładnościowego, który nie korzysta z promieniowania zewnętrznego. W określonych przypadkach jest to uzasadnione zmniejszeniem wymiarów, stopniem złożo ności i kosztem aparatury. W dopplerowskim systemie bezwładnościowym rzeczywista prędkość samolotu w stosunku do Ziemi jest dokładnie mierzona za pomocą urządzenia radiowego, którego zasada pracy była rozpatrzona przy dopplerowskim radionawigacyjnym systemie naprowadzania. Sygnały elektryczne, proporcjonalne do pręd kości rakiety, uzyskiwane tą metodą, są porównywane okresowo z sygnałami proporcjonalnymi do prędkości, uzyskiwanymi na 10 -
Kierowanie rakietami
145
drodze całkowania przyspieszeń. W przypadku wykrycia pomiędzy nimi różnicy do integratora wprowadza się odpowiedni sygnał wyrównujący te dwa sygnały. Podczas lotu nad terytorium nieprzyjaciela, urządzenie radiowe może być włączane tylko krótkotrwale i w nieregularnych odstępach czasu. Jedna z amerykańskich firm, opracowująca kombinowany system bezwładnościowo-dopplerowskiej nawigacji, przypuszcza, że wielkość błędu nie przekroczy 1,5% przebytej odległości, nawet w przypadku lO-godzinnego lotu. Wadą takiego systemu jest promieniowanie radiowe rakiety, bo pozwala ono na wykrycie jej z dużej odległości i podjęcie niezbędnych kroków zaradczych. Wady tej jednak nie posiada astronawigacyjny system bezwładnościowy.
W celu korygowania systemu bezwładnościowego. na samo ... lotach i uskrzydlonych rakietach instaluje się dwa teleskopy o małych wymiarach, skierowane na dwie gwiazdy lub jeden teleskop, w którym za pomocą obrotowych luster. kolej'no kieruje się światło z dwu gwiazd. Optyczne osie teleskopów nieprzerwanie naprowadzane są na gwiazdy za pomocą urządzeń śledzących.
Sekstanse fotoelektryczne są instalowane na platformie poziomej systemu bezwładnościowego lub na platformie dublują cej główną platformę systemu bezwładnościowego. Specjalny astronawigacyjny przelicznik wytwarza sygnały odpowiadające rzeczywistym współrzędnym rakiety. Do urządzenia korygującego dopr®wadzane są dane o współ rzędnych gwiazd i czas według Greenwich. W urządzeniu korygującym sygnały przelicznika astronawigacyjnego są okresowo porównywane z sygnałami odpowiadającymi współ rzędnym, otrzymanymi na drodze podwójnego całkowania przyśpieszeń rakiety, mierzonymi przez elementy systemu bezwładnościowego.
W przypadku gdy sygnały te różnią się, doprowadzane jest do drugiego integratora korygujące przedpięcie stałe, sprowadzające wskazania przelicznika systemu bezwładnościowego do wskazań urządzeń astronawigacyjnych. Obserwacja gwiazd pozwala nie tylko na wprowadzanie poprawek do wyników pracy drugiego integratora, ale i utrzymywanie z dużą dokładnością właściwego położenia platformy stabilizowanej w przestrzeni. Ciężar współczesnego systemu nawigacyjnego nie przekracza kilkudziesięciu kilogramów. System ten zapewnia największą dokładność przy dużych odległościach i długich czasach lotu.
Rozdział
X
SYSTEM SYGNAŁóW KIERUJĄCYCH NAPROWADZANIA KIEROWANYCH POCISKóW ODRZUTOWYCH
1. Zalety i wady systemu
sygnałów kierujących
W rozpatrywanych dotychczas systemach kierowania. pocisk poruszał się zgodnie z programem obliczonym na podstawie współrzędnych położenia celu f miejsca startu. Program zawiera w sobie szereg wielkości określających ruch pocisku: kurs, wysokość, zasięg, prędkość, które wyznaczono przed startem. Podczas lotu pocisku mierzy się nie odchylenie pocisku od celu, a odchylenie powyższych wielkości programowych. Systemy te nie mają jakiegokolwiek powiązania z celem. Dlatego w tęn sposób nie można strzelać do ruchomych celów.
W systemie sygnałów kierujących nieprzerwanie są określane pocisku i celu, a kierowanie pociskiem następuje od ich wzajemnego położenia. Pozwala to na wykorzystanie pocisków do rażenia ruchomych i nieruchomych celów. Każdy z systemów sygnałów kierujących wykorzystuje jakąś kontrastowość celu i pocisku: radiolokacyjną, cieplną, optyczną. Dzięki kontrastowi można wyróżnić cel i pocisk z tła otaczających je przedmiotów. Mierniki współrzędnych posiadają ograniczony zasięg i to powoduje stosunkowo nieduży zasięg systemów sygnałów kierujących. Systemy te mają także małą przepustowość dlatego, że w każdej chwili mogą one naprowadzać tylko jeden pocisk i tylko do jednego celu. Ważną zaletą systemów sygnałów kierujących jest możliwość rażenia celów ruchomych. Wiele urządz~ń systemu sygnałów kierujących znajduje się poza pociskiem. Urządzenia pokładowe tego systemu są prostsze od urządzeń innych systemów kierowania. Dlatego system kierowania za pomocą sygnałów kierujących był najpierw stosowany do kierowania na odległość po powierzchni Ziemi takimi współrzędne w zależności
147
a
4
~
.'~-<-will>~'*'*a-«~?4%1'Y~;,~,jJ~~'~ b Rys. 86. Kierowanie pocisków za
pomocą
sygnałów
kierujących:
-
a ~ przewodowo, b ,..- przez radio nadajnik, 2 - przewód, 3 - szpula z przewodami, 4 -:- wysyła~;~e sygnały kierujące, 5 - odbiornik
· Do przyszfego porażenia r;elu
lfiqzka stacji radiolokacyjnej śledzqcej pocisk
#
\
/ Wiqzka stącji radiolokaciJ;nej śledzqcej cel
Przelicznik Rys. 87. Schemat automatycznego naprowadzania radiolokacyjnego
obiektami, jak ludzie, czołgi i samochody, a w powietrzu do kierowania samolotami-pociskami i szybującymi bombami odrzutowymi. · Obecnie istnieje wiele różnych rodzajów rozwiązań systemu sygnałów kierujących różniących się przeznaczeniem, konstrukcją i środkami przekazywania sygnałów kierujących. Najprostsze jest naprowadzanie przez operatora kierującego za pośred nictwem sygnałów przekazywanych do pocisku za pomocą przewodów (rys. 86 a) lub przez radio (rys. 86 b). Bardziej doskonały jest system, w którym cel i rakieta są śledzone za pomocą stacji radiolokacyjnych, a sygnały do rakiety są automatycznie przekazywane z przelicznika, wykorzystującego rezultaty obserwacji radiolokacyjnej. Schemat automatycznego naprowadzania radiolokacyjnego jest przedstawiony na rysunku 87. Przed bliższym zapoznaniem się z systemami sygnałów kierujących zatrzymamy się na podstawowych pojęciach telekierowania. 2.
Podsławowe wiadomości
o felekierowaniu
Telekierowaniem nazywane są sposoby i środki kierowania mechanizmami i procesami na odległość. Schemat blokowy telekierowania jest przedstawiony na rysunku 88.
SD r----------l l
J l
l
l l · - - - - - - - - - ..J
Rys. 88. Schemat blokowy telekierowania
Na stanowisku dowodzenia SD istnieje pulpit kierowania 1, na którym znajdują się różne przyciski, uchwyty, lub dźwignie kierujące. Każdemu określonemu położeniu uchwytów lub dźwigni odpowiada określony sygnał kierujący (rozkaz), który przesyłany jest do linii łączności 3 za pomocą urządzenia nadawczego 2. Na stanowisku wykonawczym SW przesłany sygnał.
149
.,------------- -------, : Aparatura poMadowa l,...---,
:
l
l
l L-.--,_J
l
l
~-
l --- -- -
Rys. 89. Schemat blokowy systemu
- - - - - - - - - - - - - _J
sygnałów kierujących
kierujący jest odbierany za pomocą urządzenia odbiorczego 4, które włącza układy robocze 5 kierowanych obiektów 6. W życiu codziennym spotykamy się z telekierowaniem bardzo często. Naciskając przycisk dzwonka lub obracając wyłącznik silnika elektrycznego, kierujemy obiektem na odległość, przez spowodowanie impulsu prądu w określonym czasie trwania w linii przewodowej. Można by również wykorzystać w tym celu także łączność radiową, włączając na pewien czas nadajnik radiowy, do częstotliwości którego dostrojony byłby odbiornik, znajdujący się na stanowisku wykonawczym. Odbiornik wzmocni odebrany sygnał radiowy i spowoduje zadziałanie przekaź nika, którego styki włączą obwód roboczy obiektu kierowanego (dzwonka, silnika elektrycznego). Przy przekazywaniu kilku sygnałów kierujących do stanowiska wykonawczego taką metodą kierowania potrzeba by było kilku linii łączności (kilka nadajników o różniących się często tliwościach na SD i tyleż odbiorników na SW). Jest to bardzo niewygodne i dlatego zazwyczaj wykorzystuje się tylko jedną linię łączności. Podczas przekazywania dużej liczby sygnałów kierujących za pomocą jednej linii, każdemu sygnałowi na stanowisku dowodzenia nadaje się specyficzne cechy (szyfruje się). Na stanowisku wykonawczym rozkaz poddaje się deszyfrowaniu, skutkiem czego włączane są tylko te układy, do których jest on przeznaczony. W ten sposób widać, że do zmniejszenia liczby kanałów łączności stosowane są metody selekcji. Przykładowy schemat blokowy systemu sygnałów kierujących przedstawiony jest na rysunku 89. Obecnie wykorzystywane są cztery zasadnicze zasady selekcji: rozdzielcza, jakościowa, kombinowana i kodowa.
3. Selekcja rozdzielcza
Schemat blokowy selekcji rozdzielczej jest przedstawiony na rysunku 90. Na stanowisku dowodzenia i wykonawczym znajdują się rozdzielacze R1 i R2. 150
W najprostszym przypadku rozdzielaczami są przełączniki wielopozycyjne, składające się np. z 8 styków, po których przesuwają się szczotki obracane za pomocą silników. Szczotki są połączone pomiędzy sobą za pomocą przewodu L 1 . Do styków rozdzielacza R 1 na SD są włączone (zgodnie z numeracją styków) przełączniki kierujące P 1 -7 P 8 . Jak widać z rysunku, jeśli jakikolwiek z tych przełączników jest włączony, to w chwili przebywania szczotki rozdzielacza na odpowiednim styku, do przewodów L1 i L 2 linii łączności zostanie przyłożone napięcie baterii B. Na stanowisku wykonawczym SW do styków rozdzielacza R2 dołączone są obiekty kierpwania (lub przekaźniki włączające te obiekty). Ażeby rozkazy przesyłane przez przełącznik na SD były przekazywane na odpowiadający im obiekt, szczotki rozdzielaczy powinny obracać się współbieżnie i współfazowo. W chwili gdy szczotka rozdzielacza R 1 znajduje się na pierwszym styku, szczotka rozdzielacza R 2 powinna znajdować się także na swym pierwszym styku. Ze schematu widać, że w tej chwili przez przełącznik P 1 i rozdzielacze R1 i R 2 utworzona jest droga dla prądu do pierwszego obiektu kierowanego, tj. nastąpi przekazanie mu odpowiedniego sygnału kierującego. Jeśli przełącz nik jest rozwarty, to w chwili znajdowania się szczotek na stykach 2 żaden sygnał do obiektu 2 nie będzie przekazany:
Rys. 90. Schemat blokowy selekcji rozdzielczej
151
Skutkiem współbieżnych i współfazowych obrotów rozdzielaczy. będą się kolejno tworzyły obwody elektryczne dla obiektów 3-8, przy czym przesłanie sygnałów kierujących będzie zależało od położenia przełączników na SD, a więc od woli operatora. W ten sposób, z góry ustawiwszy wszystkie przełączniki we właściwych położeniach, możemy w ciągu jednego okresu pracy rozdzielaczy. kolejno przekazać wszystkie sygnały kierujące do kilku obiektów. Liczba przekazywanych sygnałów kierujących przy selekcji rozdzielczej zależy od liczby styków rozdzielacza i może być dowolnie wielka. Obecnie stosowane są rozdzielacze obracające się jednostajnie jak i skokowe (w których ruch szczotek następuje skokowo), a także rozdzielacze przekaźnikowe, elektronowo-strumieniowe i elektronowe. Ostatnie dwa rodzaje rozdzielaczy charakteryzują się dużą niezawodnością pracy i szczególnie wielką pręd kością działania; dlatego są wykorzystywane w urządzeniach do kierowania rakietami oraz samolotami za pomocą radia. 4. Selekcja jakościowa
Przy selekcji
jakościowej
każdemu
sygnałowi
kierującemu
przesyłanemu przez linie łączności odpowiadają określone cechy jakościowe prądu. Na stanowisku wykonawczym następuje roz-
dzielenie sygnałów według ich cech jakościowych, ponieważ tam znajdują się przyrządy reagujące na określone cechy jakości odebranego sygnału. Rozróżnia się kierunkowe cechy jakościowe prądu (impuls dodatni lub ujemny) amplitudowe (wielkość impulsu), częstotliwościowe (częstotliwość prądu zmiennego), fazowe (przesunięcie w czasie pomiędzy początkami okresów dwu prądów zmiennych o tej samej częstotliwości), liczbowe (różna liczba impulsów) i inne. Jeżeli dysponujemy dwiema kierunkowymi cechami jakościo wymi prądu, to do obiektu można przesłać dwa sygnały kierujące, np. rozkazy "w prawo w lewo" do pocisku odrzutowego kierowanego przewodowo (rys. 91). W pocisku jako element czuły na kierunek prądu można stosować przekaźnik polaryzowany. Kotwica przekaźnika polaryzowanego, jak wiadomo, odchyla się w określoną stronę, w zależności od kierunku prądu płynącego przez jego uzwojenie. Przy ustawieniu przełącznika P na stanowisku dowodzenia w pewnym położeniu, kotwica przekaźnika polaryzowanego PP na stanowisku wykonawczym odchyli się na przykład w lewo, a przy ustawieniu tego przełącz-
152
nika w drugim położeniu, kotwica.. odchyli się w prawo. Rezultat taki uzyskuje się dlatego, że w linii łączności popłynie prąd w innym kierunku (inna cecha jakości). Obrót kotwicy może uruchamiać urządzenie sterowe kierujące pionowymi sterami pocisku.
SD
CI '-~~~>-,'--:-l-q-~ - ~-,:s-.c-i
r-
-;i--__,-
~IJ--
-,
l L-----------~
Rys. 91. Zasada
działania ściowej
selekcji jako-
Jeśli do dwóch cech kierunkowych dodamy jeszcze dwie cechy amplitudowe, to można będzie przekazywać cztery rozkazy: "w górę - w dół" i "w prawo - w lewo". Zasada ta może stanowić podstawę systemu kierowania rakietą przeciwczołgową (rys. 92).
r---------------------------., l
l
crfu o+ /
uw,
PP,
_
l
1
2 r-=-uuw~: ~~~ II : 2
-
_
"'""
cSW ___________________________ J1
1
Rys. 92. Zasada
działania
systemu kierowania
rakietą
przeciwczołgową
Na stanowisku dowodzenia za pomocą przełącznika P 1 można przesyłać do linii łączności impuls ujemny o amplitudzie małej (przy przełączeniu P 1 w prawo) lub dużej (przy przełączeniu P1 w lewo). To samo uzyskuje się za pomocą przełącznika P 2 dla impulsów dodatnich. W pocisku do linii łączności dołączone są szeregowo dwa przekaźniki: polaryzowany PP, czuły na kierunek impulsów o do153
wolnej amplitudzie i elektron'lagnetyczny PE, działający jedynie przy przesyłaniu impulsu o dużej amplitudzie i dowolnym kierunku. Przekaźnik PE posiada styki PE1 i PE 2 , zaś przekaźnik PP styki PP1 , których położenie spoczynkowe (gdy przez przekaź niki nie płynie prąd) przedstawione jest na rysunku 92. Przedstawiony na .tym rysunku schemat włączenia styków przekaźni ków PP i PE tworzy "piramidę deszyfrującą", która rozszyfrowuje przesyłane sygnały kierujące. Przy przełączeniu przełącznika P 1 w prawo będzie przesłany impuls o małej amplitudzie i dlatego zadziała tylko przekaźnik PP i jego kotwica połączy górny styk. Skutkiem tego zamknie się obwód i będzie mógł popłynąć prąd przez dolne uzwojenia wzbudzenia uwl silnika prądu stałego ze wzbudzeniem obcym. Silnik ten wraz z przekładnią ślimakową stanowi urządzenie sterowe. Jego obrót powoduje obrócenie się steru pionowego I, umocowanego sztywno do osi koła ślimaka i rakieta zmienia kierunek lotu. Załóżmy, że odchyliła się ona w prawo. Ażeby· odchylić ją w kierunku przeciwnym, należy przełączyć przekaźnik P 1 w lewo. W linii łączności popłynie impuls o tym samym kierunku, jednak amplituda jego będzie wystarczająca dla zadziałania przekaźnika PE. Kotwice przekaźników PP i PE spowodują zwarcie górnych styków, skutkiem czego popłynie prąd przez drugą połowę uzwojenia uwl i silnik zacznie obracać się w przeciwnym kierunku, obracając ster I. Kierowanie sterami poziomymi oparte jest na tej samej zasadzie, ale przy wykorzystaniu przełącznika P 2 ; przy czym w linii łączności popłyną już impulsy dodatnie i kotwica przekaźnika PP zewrze swój dolny styk. W ten sposób, przełączając na stanowisku dowodzenia przełączniki P 1 i P 2 w odpowiednim kierunku, operator może kierować lotem rakiety według swego uznania. Systemy kierowania przewodowego, analogiczne do wyżej wyrp.ienionego, stosowane są najczęściej do naprowadzania rakiet przeciwczołgowych do celu. W poziomych stabilizatorach takiej rakiety zainstalowane są dwie szpule z cienkim drutem stalowym, który rozwija się podczas lotu pocisku. Zaletą przewodowego systemu naprowadzania jest całkowita odporność na zakłócenia i stosunkowo duża dokładność. Wadą jest ograniczony zasięg i możliwość zerwania się cienkich przewodów, skutkiem czego rakieta staje się niekierowana. Stosując jakościową selekcję do kierowania przy wykorzystaniu łączności radiowej, nie można wykorzystywać takich cech jakościowych, jak kierunkowość prądu. W takim przypadku
154
stosowane są zazwyczaj częstotliwościowe, fazowe lub inne cechy jakościowe. Rozpatrzmy, jak można zastosować częstotliwościowe cechy jakościowe dla przekazywania do pocisku odrzutowego czterech sygnałów kierujących ("w prawo w lewo", "w górę w dół") za pomocą radia. Taki system kierowania radiowego był stosowany w Niemczech podczas II wojny światowej szczególnie w obiektach latających, kierowanych za pomocą interceptorów o usterzeniu rozmieszczonym nawzajem prostopadle. Okazuje się, że przy zmianie lotek i sterów pocisku przez interceptory odpada konieczność używania elementów wytwarzających sygnał proporcjonalny do przyśpieszenia, ponieważ stosowanie interceptorów znacznie skraca opóźnienie układu stabilizacji. Oprócz tego interceptory pozwalają na zmniejszenie wymiarów przyrządów elektrycznych i wielkości zużywanej energii elektrycznej. Jednakże interceptory powodują znaczny wzrost oporu aerodynamicznego. Przy telekierowan~u rakietą, o rozmieszczonych nawzajem prostopadle powierzchniach sterowych, niezbędne jest stabilizacja tylko przechylenia rakiety. Jeśli kąt przechylenia rakiety będzie równy 90°, to przy odchyleniu sterów wysokości rakieta zacznie obracać się w lewo lub w prawo, zamiast wykonywać przesłany jej rozkaz "w górę" lub "w dół". Przy przechyleniu o innej wartości, rozkazy również nie będą spełniane dokładnie. Jednakże pociski kierowane systemem sygnałów kierujących posiadają trójosiową stabilizację celem zwiększenia stabilności wykonywania rozkazów. Oprócz tego stabilizacja jest niezbędna w tych momentach, kiedy na pocisk nie są przesyłane rozkazy kierujące, np. na początku jego lotu. 5. Zasada stanowiska dowodzenia i wykonawczego
Do przekazywania sygnałów kierujących "w górę - w dół" i "w lewo - w prawo" wykorzystywane są sygnały o czterech częstotliwościach. W celu uzyskania płynnego kierowania moż na zmieniać czas trwania sygnału każdej częstotliwości. Budowa przyrządu kierowania znajdującego się w naziemnym stanowisku dowodzenia, wykorzystującego ten sposób kierowania, przedstawiona jest na rysunku 93. Silnik M, poprzez układ kół zębatych, obraca ze stałą pręd kością wałki W1 i W 2 . Każdy wałek jest dwustopniowy, to znaczy ma dwie średnice. Poprzeczny przekrój wałka przedstawiony jest na rysunku 94. Do wałków przyciskane są styki S 1 i S 2 mogące się przesuwać 155
wzdłuż osi wałka. Jeśli styki znajdują się w jednakowej odległości od powierzchni czołowych wałka, to podczas obrotu wałka o kąt 180° (czas t 1 ) zwarty jest styk lewy (rys. 94), zaś podczas następnej połowy obrotu (czas t2) zwarty jest styk prawy, przy
r-----, ',
D
'
'
' / / /
/
Rys. 93. Budowa
przyrządu
kierowania
Przekrój
wafka]~~W"'t
Da nadajnika radiowego
Rys. 94. Zasada
działania przyrządu
kie-
rowania
czym w tym przypadku t 1 = t 2 . Ogólny czas przekazywania wyniesie T= (t1 t 2 ). Współczynnik przekazywania sygnału kierującego wyrażony jest stosunkiem sygnału kierującego
+
(37) który wynosi zero, jeżeli styki znajdują się na środku Podczas granicznych położeń styków współczynnik ten
156
wałka. będzie
przybierał wartości od +l do -1. Celem zmiany współczyn nika przekazywania sygnału kierującego należy zmieniać poło żenie styków wzdłuż osi wałków. Styki S1 i S 2 przesuwane są wzdłuż powierzchni wałków za pomocą dźwigni kierującej D (rys. 93). Dźwignia ta jest połą czona mechanicznie ze stykami sl i s2 w ten sposób, że przy zmianie jej położenia styk S 1 przesuwa się wzdłuż osi wałka, zaś przy jej obrocie styk S 2 przesuwa się wzdłuż swego wałka. Każdy styk włącza do radiostacji naziemnej kolejno dwa generatory o częstotliwościach akustycznych na czas określany położeniem dźwigni kierującej, to jest współczynnikiem przekazywania sygnału kierującego (rys. 95). Tym sposobem w każdej chwili częstotliwość nośna radiostacji jest jednocześnie modulowana dwiema z czterech częstotliwości: ft, j 2 , fa i f4. Odbiornik w rakiecie odbiera te sygnały radiowe, wzmacnia je, prostuje i wydziela sygnały kierujące o małej częstotliwości. Dzięki temu prąd anodowy ostatniej lampy L1 wzmacniacza mocy odbiornika zawiera zawsze składowe prądu zmiennego dwu częstotliwości sygnałów kierujących. W obwodzie anodowym lampy L1 są włączone szeregowo filtry F1, F 2 , Fa i F 4 , z których każdy jest dostrojony do odpowiedniej częstotliwości sygnałów kierujących. Załóżmy, że w pewnej chwili odbiornik odbiera sygnał radiowy modulowany przez częstotliwości h i h Wówczas w odpowiednich obwodach rezonansowych F 1 i Fa wyodrębniane są napięcia o takich samych częstotliwościach. Napięcie zmienne o częstotliwościach h i fa uzyskuje się na wtórnych uzwojeniach transformatorów i jest ono prostowane za pomocą dwupołów kowych prostowników P 1 i Pa, pracujących w układzie mostkowym. Napięcie to wydzielane jest na opornikach R1 i R3 w postaci impulsu, o odpowiednim czasie trwania. Po pewnym czasie zostaną odebrane sygnały o częstotliwości f 2 i f 4 i na opornikach R2 i R4 zostaną wydzielone impulsy o przeciwnym kierunku, których czas trwania zależy od położenia dźwigni na stanowisku dowodzenia. Impulsy te po wzmocnieniu można doprowadzać do uzwojeń wzbudzenia silników, które kierują interceptorami. Interceptory będą wysuwać się po kolei, to z jednej, to z drugiej strony steru w czasie równym czasowi trwania odebranych impulsów. Przy niejednakowym czasie impulsów interceptory wytworzą moment kierujący, który obróci rakietę. A więc rozpatrzyliśmy jeden z możliwych sposobów telekierowania rakietą przy jakościowej selekcji sygnałów. W tym przypadku celem przekazania czterech rozkazów, należało zastosować sygnały o czterech cechach jakościowych.
157
<:3
c::<:3
~E: .... ..,
·-c:: "'·-
//
•
•
•
15~ >::c:.
.-,
-g
'y' l l L
i
*..,
o·~~
ć5 ,------,
~Odbiornik~ L-----.J
.<:3
c::
·~
"'~
ł
ł
ł
.~ ~
~c::
o.~~ "l::J-":: ctJ
;:<::>
-Cl""C)
ć5
Rys. 95. Przekazywanie sygnałów kierowania do odpowiednich styków
6. Kombinowana zasada selekcji
Systemy z
selekcją wykorzystują sygnały
o czterech cechach ale mogą przekazać 16 rozkazów. Przy selekcji kombinowanej celem przekazania każdego rozkazu niezbędne jest przesłanie do odbiornika określonej kombinacji stosowanych cech jakościowych prądu. Na stanowisku wykonawczym kombinacja jest rozszyfrowana za pomocą deszyfratora (na przykład piramidy deszyfrującej) i włączane są różne organy wykonawcze odpowiadające odebranym kombinacjom. Wyjaśnimy zasadę selekcji kombinowanej na przykładzie. Na rysunku 96 przedstawiony jest schemat blokowy stanowiska dowodzenia i wykonawczego przy selekcji kombinowanej przesyłania rozkazów. W przyrządzie kierowania jest zainstalowanych 16 przycisków, za pomocą których można posłać dowolny z 16 rozkazów. Szyfrator stanowi zespół styków, które przy naciśnięciu przycisku na pulpicie przyrządu kierowania włączają do nadajnika jednocześnie wszystkie lub niektóre generatory fi, f2, f3 i k Przy naciśnięciu. pierwszego przycisku w przyrządzie kierowania do nadajnika włączane są wszystkie generatory, przy naciśnięciu drugiego przycisku tylko trzy pierwsze generatory. Znaki plus w tablicy na rysunku 96 wskazują, które generatory są włączane podczas naciskania każdego z 16 przycisków. Generator małej częstotliwości moduluje częsj;otliwość nośną nadajnika. W odbiorniku za pomocą filtrów wyodrębniane są napięcia o małej częstotliwości. Prostowniki dołączone są do filtrów i prostują napięcia, które uruchamiają przekaźniki elektromagnetyczne PE. W ten sposób, w zależności od przesyłanej kombinacji napięć małej częstotliwości, zadziałają wszystkie lub część przekaźników deszyfrujących. Przekaźnik PE1 posiada jeden styk S 1 pracujący jako przełącznik. Przekaźnik PE 2 dwa styki pracujące jako przełączniki, przekaźnik PE3 - cztery styki, a przekaźnik PE4 osiem styków. Obciążenie styków poszczególnych przekaźników nie jest równomierne: w tym czasie, gdy przekaźnik PE1 zwiera jeden styk, przekaźnik PE4 powinien zewrzeć jednocześnie już 8 styków. Spotykane są jednak konstrukcje piramid deszyfrujących, w których wada ta jest usunięta. Czytelnicy mogą się przekonać, że każdej wysłanej kombinacji częstotliwość, przy zadziałaniu przekaźników deszyfrujących, odpowiada włączenie określonego organu wykonawczego OW, to jest wykonanie odebranego rozkazu. jakościowych,
159
~----------------------------------------~
Urządzenie
SW
1
Wijkanowcze
Blok przekszta[cajqclj
----
DeSZijfrator
s~ v-fOj1l,
-s~-------,
l l
~-=r s,
L---------------J
i~----
--
l
Kombinacje cech ~ ·~
~"" ~13 ~"' <:::>'-'
->::
f, f2
~
~ ~ W[qczonlj orqan
w~'konowczy
+ + + + + + + + + + + - - + + - + - +
ow,
OW2 011j
ow~
+ + + -
-
-
+
-
-
-
+
-
OfY5 OY\.-6 OW7 0W8
l
--- ----------
jakościomJch
-
-
(w kolumnach)
-
-
-
-
-
-l
+ + + + + + - - + + - + - + - + - + OW9 OW,. owff DW,z ow,J DW14 ow,5 ow,, -
-
l
l
L-----------------~
Rys. 96. Schemat blokowy stanowiska dowodzenia i wykonawczego przy kombinowanej zasadzie selekcji
Omówione sposoby selekcji pomimo swej prostoty posiadają wytworzenia przez przeciwnika
jedną istotną wadę: możliwość zakłóceń radiowych.
7. Selekcja kodowa i kodowanie sygnałów elektrycznych Dużą odpornością·
na zakłócenia przy kierowaniu rakietą za radia charakteryzuje się selekcja kodowa. Kodowanie sygnałów jest stosowane także w systemach telekierowania, wykorzystujących różne zasady selekcji, celem uodpornienia ich na zakłócenia. Selekcja kodowa stanowi dalsze rozwinięcie selekcji kombinowanej. Przy stosowaniu selekcji kombinowanej przekazywanie wszystkich członów kombinacji następuje jednocześnie. Przy selekcji kodowej stosuje się kolejne przekazywanie impulsów o określonej kombinacji. Po stronie odbiorczej istnieją urządze nia wrażliwe tylko na określoną kombinację kolejno przesyła nych cech jakościowych. Największe rozpowszechnienie znalazła metoda przekazywania kodowanych grup impulsów do obiektów kierowanych przez radio. Każda grupa składa się z kilku impulsów, które mogą różnić się amplitudą, liczbą impulsów w grupie, wzajemnym położeniem impulsów lub czasem trwania impulsów w grupie. W prasie zachodniej podkreśla się, że do radiowego kierowania rakietami stosowane są trzy ostatnie grupy, ponieważ są one najbardziej odporne na zakłócenia. Liczba rozkazów, które moż na przekazać przy selekcji kombinowanej, jest tak samo wielka jak i przy selekcji kodowej. Na przykład, jeśli grupa składa się z czterech impulsów o jednakowym czasie trwania i możemy zmieniać ich wzajemne położenie tak, ażeby każda przerwa pomiędzy impulsami mogła przybierać pięć stałych wartości, to liczba różnych grup (i liczba przekazywanych rozkazów) jest równa 256. A więc przy zastosowaniu selekcji kodowej do kierowania przez radio każdemu rozkazowi lub każdej wartości sygnału kierującego odpowiada w pełni określona grupa kodowa, skła dająca się z kilku impulsów. Celem utworzenia takich grup opracowywane są lampowe układy szyfrujące i specjalne lampy oscyloskopowe. Rozpatrzmy dla przykładu pracę kodowego lampowego szyfratora i deszyfratora. pomocą
11 -
Kierowanie rakietami
161
8. Lampowy szyfrator kodowy Każdemu sygnałowi kierującemu odpowiada określona odległość r pomiędzy impulsem odniesienia I i impulsem kierują cym II (rys. 97). Przy obrocie dźwigni kierującej odpowiadają cym przesłaniu rozkazu "w prawo" impuls II przesuwa się i zajmuje położenie (II'), przy rozkazie "w lewo" impuls II przesuwa się do położenia (II"). Szyfrator jest przeznaczony do kodowania impulsu odniesienia i impulsu kierującego. Przekształca on każdy impuls w grupę kodową, składającą się z kilku impulsów.
Grupa
impulsów, odpoimpulsowi kieu Impulsy na wejściu szyfraloro jest przesunięta !!" 11 ,..!!'" o odpowiedni odstęp czasu r-, l l l od grupy odpowiadającej or-~~----------L·~·~~~:~:_____ impulsowi odniesienia, or kreślonej obrotem dźwi gni kierującej. Załóżmy, u Impulsy na W!JJSCiu szyfralora l że szyfrator przekształca 1 2 J impuls w grupę składają cą się z trzech impulsów. W tym celu szyfrator powoduje "opóźnianie" impulsu. Celem opóźniania T wykorzystywane są linie długie, sztuczne linie dłu Rys. 97. Metoda kodowania impulsów gie, ultradźwiękowe linie opóźniające, układy drgające, obwody RC itd., a także specjalne lampowe układy opozmaJące. Linie opóźniające charakteryzują się tym, że impuls elektryczny, doprowadzony na ich wejście, pojawia się na wyjściu nie w tej samej chwili, a z pewnym opóźnieniem zależnym od parametrów tej linii. Na rysunku 98 przedstawiony jest prosty układ szyfratora kodowego, w którym wykorzystywane są dwie linie opóźniające: L 1 i L 2 (sztuczne linie długie). Układ pracuje następująco. Jeżeli nie ma sygnału na wejściu układu lampa jest zablokowana. Odblokowanie lampy następu je jedynie podczas działania impulsu. Doprowadźmy na wejście układu impuls dodatni. Impuls ten poprzez opornik R 1 trafi na siatkę lampy. Lampa zostanie odblokowana i przez opornik anodowy Ra popłynie impuls prądu, skutkiem czego na wyjściu układu wytworzy się pierwszy impuls grupy. Przez czas r 1 impuls wejściowy przejdzie przez linię opóźniającą L1, poprzez opornik R2 i znowu odblokuje lampę, skutkiem czego na wyjwiadająca rującemu,
l
l l
162
scm układu wytworzy się drugi impuls, opozmony w stosunku do pierwszego o czas r1. Po upływie czasu r 2 impuls wejścio wy przejdzie przez linię ~ i poprzez opornik R 3 odblokuje po raz trzeci lampę. Drugi impuls na wejściu szyfratora rówmez w ten sam sposób zostanie zamieniony trzema impulsami (to znaczy zakodowany).
Wąscie Jl L,
Rys. 98. Szyfrator kodowy
Impulsy te włączają nadajnik i w przestrzeń nadawane są radiowe w takiej kolejności, w jakiej one przyszły na nadajnika. Odstęp w czasie pomiędzy dwiema zakodowanymi grupami impulsów radiowych jest równy danej wartości r. sygnały wejście
9. Lampowy deszyfrator impulsów kodowanych
Odbiornik zainstalowany na rakiecie odbiera sygnały nadajnika stanowiska dowodzenia. Na wyjściu odbiornika uzyskuje się impulsy napięcia w takiej kolejności, w jakiej zostały doprowadzone na jego wejście. Do wyjścia odbiornika dołączony jest deszyfrator impulsów kodowych. Ze wszystkich grup impulsowych działających na wejściu deszyfratora, do których zalicza się impulsy odebrane ze stanowiska dowodzenia oraz zakłócenia zarówno naturalne, jak i celowo wytworzone przez przeciwnika, deszyfrator wydziela tylko grupę sygnałów kierujących (dowodzenia), charakteryzującą się określonymi parametrami. 163
Podstawową częsc1ą deszyfratora jest selektor zgodności (selektor czasowy). Jest to urządzenie o kilku wejściach, na wyjściu którego powstaje impuls tylko w tym przypadku, jeśli na wszystkich jego wejściach równocześnie działają impulsy o wła ściwej amplitudzie. Jeden z możliwych układów deszyfratora impulsów kodowanych przedstawiony jest na rysunku 99.
l
Jl Impuls 0 wyj.Sciowy
c 1 2 3
Wejście ..fLfUl_
_J T, łrzl-.
Rys. 99. Deszyfrator impulsów kodowanych
Jako selektor zgodności stosuje się tutaj lampę elektronową- pentodę. Do wszystkich jej siatek doprowadzone są przedpięcia Us o takiej wartości, że jest ona odblokowana jedynie w przypadku, jeśli na wszystkie trzy siatki jednocześnie są doprowadzone impulsy· dodatnie o dostatecznej amplitudzie. Przy działaniu jednego lub dwóch impulsów pentoda pozostaje zablokowana. Z wyjścia odbiornika impulsy doprowadzane są na wejście linii opóźniających L 1 i L 2 takich samych, jak i w układzie szyfratora. Linia L 1 zatrzymuje impuls na czas r 1 , a linia L 2 na czas r2. Pierwszy odebrany impuls jest zatrzymywany w liniach L1 i L2, a kiedy osiąga on punkt a, to drugi impuls odebrany ,później dojdzie do punktu b, a trzeci osiągnie wejście układu. W ten sposób w punktach a, b i c wszystkie trzy impulsy będą w teJ samej chwili i poprzez kondensatory cl, c2 i c3 zostaną jednocześnie doprowadzone do wszystkich trzech siatek lampy. Dlatego zablokowana uprzednio lampa selekcyjna zostanie odblokowana i na jej oporniku anodowym w chwili odbioru trzeciego impulsu kodującego uzyska się impuls wyjściowy.
164
spowodować fałszywe działanie układu, przeciwnik powysłać trzy impulsy o ściśle określonych odstępach czasu między nimi. Niewątpliwie jest to nadzwyczaj trudne, ponieważ parametry sygnału kodowego są nie znane.
Aby winien
Druga trójka impulsów po doprowadzeniu jej do deszyfratora jest analogicznie dekodowana. W rezultacie na wyjściu deszyfratora pojawia się drugi impuls, który jest opófniony w stosunku do pierwszego o czas r (rys. 97) to jest, o odstęp czasu określany :ma stanowisku dowodzenia. Ten odstęp czasu może być przekształcony na napięcie, które po porównaniu z napięciem odniesienia i po wzmocnieniu może kierować urządzeniem sterowym rakiety. Celem przekazywania innych rozkazów można stosować kodowanie z różnymi wartościami r1 i r:2 oraz dodatkowe deszyfratory w rakiecie. Omówiliśmy najczęściej spotykane. sposoby kierowania pociskami odrzutowymi systemem sygnałów kierujących. Obecnie rozpatrzymy metody naprowadzania pocisku odrzutowego do celu. 1O. Wizualne metody naprowadzania
Przy naprowadzaniu pocisku odrzutowego do celu niezbędne jest porównywanie w każdej chwili jego położenia rzeczywistego z położeniem wymaganym. Odchylenie pocisku od założonego toru powoduje błąd naprowadzania. Odpowiednio do wartości błędu i przyjętej zasady kierowania pociskiem wytwarzane są sygnały kierujące.
Podczas naprowadzania pocisku potrzebna jest oprócz linii do przesyłania sygnałów kierujących (rozkazów), druga "linia łączności", pozwalająca na obserwację poło żenia pocisku względem celu. Ta "łączność" może być wzrokowa lub optyczna: operator obserwuje wzajemne położenie pocisku i celu gołym okiem lub za pomocą celownika optycznego, określa błąd naprowadzania i przesuwając dźwignię przyrządu kierowania dąży do sprowadzania tego błędu do zera. Często dla ułatwienia śledzenia lotu pocisku instaluje się w jego części ogonowej smugacze lub silne lampy. Cel zazwyczaj porusza się z dużą prędkością lub wykonuje złożone manewry. Dlatego naprowadzenie pocisku wymaga od operatora dużej umiejętności i napotyka na znaczne trudności. · Zazwyczaj operator stara się utrzymać rakietę w czasie jej lotu tak, ażeby znajdowała się na linii celowania, to znaczy, aby znajdowała się cały czas na linii łączącej operatora z celem. łączności, służącej
165
Wówczas trafienie nastąpi pomimo manewrów wykonywanych przez cel. Ta metoda naprowadzania nazywana jest metodą łą czenia lub metodą trzech punktów; trzy punkty to operator, rakieta i cel powinny znajdować się na jednej linii. Przy prostoliniowym locie celu ze stałą prędkością kształt toru rakiety przedstawiony jest na rysunku 100*. ·
Rys. 100. Tor krzywej
pościgu
Wizualna metoda kontroli jest prosta, jednak posiada szereg istotnych wad. Może ona być stosowana tylko przy odpowiednio dobrej widoczności w rejonie celu. Zasięg przy tej metodzie jest niewielki, przy czym wraz ze wzrostem odległości obniża się dokładność strzelania, z powodu ograniczonej rozróżnialno ści oka ludzkiego. Celem zwiększenia dokładności strzelania stosowana jest niekiedy telewizyjna metoda kontroli. Metoda ta stosowana była na przykład w amerykańskich lotniczych bombach kierowanych RCA, używanych podczas wojny w Korei. Przy takiej metodzie naprowadzania w rakiecie kierowanej zainstalowana jest telewizyjna lampa nadawcza z układem optycznym (obiektywem) oraz nadajnik telewizyjny. Na samo• Jest to tak zwana krzywa tłum.).
166
pościgu,
pogoni lub psia krzywa (przyp.
locie, z którego ta rakieta jest kierowana, znajduje się odbiornik telewizyjny (rys. 101). Telewizyjna metoda kontroli pozwala naprowadzać kierowany obiekt z odległości przekraczającej bezpośrednią widoczność celu ze stanowiska dowodzenia, co chroni samolot zrzucający bombę przed zbytnim zbliżaniem się do celu. Na ekranie odbiornika telewizyjnego operator-bombardier widzi wszystkie obiekty znajdujące się w polu widzenia Poczatek kierowania
m l
------
Obiektyw
Rys. 101. Naprowadzanie pocisku kierowanego za wizyjnej
pomocą
metody tele-
telewizyjnej lampy rakiety. Może on wybrać najwazmeJszy cel, spośród znajdujących się obok obiektów (osobny budynek w mieście, hala dużego zakładu produkcyjnego, oddzielny okręt itp.). Jeśli operator będzie kierował ruchem bomby za pomocą przyrządu kierowania tak, ażeby cel leżący na osi optycznej lampy telewizyjnej był widoczny przez cały czas w środku ekranu odbiornika, to bomba bezwzględnie trafi w cel. Przeprowadzone próby wykazały, że w tej metodzie odchylenie bomby od punktu celowania nie przekracza 20 m. Dokładność bombar167
dawania zasadniczo nie zależy od odległości pomiędzy samolotem a celem. Ażeby oś optyczna telewizyjnej lampy nadawczej podczas lotu była przez cały czas skierowana na cel, lampa może być stabilizowana za pomocą żyroskopów lub obracać się za pomocą mechanizmu programowego. Wadą telewizyjnej metody kontroli położenia kierowanego obiektu jest zmienna skuteczność naprowadzania zależna od warunków meteorologicznych, możliwości maskowania celów (np. za pomocą zasłon dymnych), a także niedostateczna odporność na zakłócenia kanału telewizyjnego. 11. Termonamierzanie i radiolokacja
Oprócz wizualnej i telewizyjnej linii kontroli szeroko stosowane są inne metody obserwacji położenia pocisku i celu. N a przykład, jeśli cel promieniuje ciepło, to do obserwacji można stosować urządzenie termonamierzające, Wiadomo jest, że wszystkie nagrzane ciała wysyłają promienie podczerwone. Promieniują więc wszystkie nagrzane części okrętu, samolotu lub innego obiektu. Moc promieniowania przez, samolot osiąga wartość kilku kilowatów, a okrętu dziesiątek, a nawet setek kilowatów. Umożliwia to zbudowanie przyrządów, zaopatrzonych w elementy czułe na promieniowanie podczerwone, za pomocą których można "widzieć" w ciemności źródła promieniowania podczerwonego, oddalone nawet o kilkadziesiąt kilometrów. Ażeby można było abserCel wować pocisk, instaluje się w jego części ogonowej źródło promieniowania podczerwonego. Jednak zasięg termonamierzania maleje w przypadku mgły lub gęstej zasłony dymnej. Urządzenia termonamierzające w gęstych obło kach w ogóle nie mogą obserwować celu. Radiolokacyjna linia kontroli poło żenia rak_iety nie posiada tej wady. Stacje radioloRys. 102. Współrzędne określane za pornokacyjne pozwalają śledzić cą stacji radiolokacyjnej cel i rakietę poprzez mgłę 168
i
obłoki
na
odległość
kilkuset kilometrów*.
Śledzenie
obiektu na-
stępuje automatycznie. Pozwala to na obserwowanie obiektów lecących z dużą prędkością oraz nieprzerwane mierzenie ich współrzędnych kątowych: azymutu (J i kąta wzniesienia s, a także odległość od celu R (rys. 102).
Rozpatrzmy zasadę pracy stacji radiolokacyjnej, automatycznie śledzącej cel we współrzędnych kątowych, ponieważ umoż liwi to lepsze zrozumienie materiału zawartego w następnych rozdziałach książki.
12. Radiolokacyjna stacja śledząca
W stacjach radiolokacyjnych, przeznaczonych do śledzenia celu we współrzędnych kątowych, często wykorzystywana jest antena wysyłająca wiązkę w kształcie bardzo wąskiego cygara. Taka antena zazwyczaj składa stę z elementu promieniującego i reflektora. Element promieniujący może mieć postać dipola lub tuby. Napromieniowuje ("oświetla") on reflektor podczas nadawania lub odbiera fale radiowe odbite od reflektora podczas odbioru. Reflektor stanowi część paraboloidy obrotowej i kształtuje charakterystykę promieniowania anteny. Dipol jest nieco przesunięty z ogniska paraboloidy i dlatego antena wysyła wiązkę nachyloną pod pewnym kątem do osi reflektora. Podczas obrotu dipola wokół osi reflektora wiązka będzie opisywała powierzchnię stożkową, o wierzchołku w ognisku paraboloidy (rys. 103). Jeśli przeprowadzimy przekrój przez cel prostopadle do osi reflektora, to otrzymamy widok przedstawiony na rysunku l 04a. Oś wiązki nieprzerwanie porusza się po okręgu, zajmując kolejne w czasie położenia l, 2, 3 ... 8. Antena stacji radiolokacyjnej przez cały czas promieniuje impulsy radiowe o jednakowej amplitudzie. Jeśli oś paraboloidy anteny jest dokładnie skierowana na cel, to odbite od celu impulsy, po odebraniu przez odbiornik stacji radiolokacyjnej, będą posiadały jednakową amplitudę przy dowolnym położeniu (1, 2, 3 ... 8) wiązki anteny. Jeśli cel przesunie się o jakiś kąt }, od osi reflektora (rys. 104b), to amplituda odbitych od celu impulsów nie będzie jednakowa.
*
Niektóre w
dujący się
współczesne odległości
stacje radiolokacyjne mogą kilku tysięcy km (przyp. tłum.).
śledzić
cel znaj-
169
Napięcie Napięcie
odniesienia (e} odniesienia {(3} Prze'Suniecie celu {.A)
Napięcie blędu
azymutu
Napięcie blędu
kqta wzniesienia Rys. 103. Stacja radiolokacyjna
śledząca
cel
Os reflekfora
b
a Rys. 104.
Położenie
celu w
wiązce
stacji radiolokacyjnej
Impuls o maksymalnej amplitudzie będzie odpowiadał chwili, w której oś wiązki zajmowała położenie 4, natomiast impuls o minimalnej amplitudzie będzie odpowiadał chwili, gdy oś wiązki była w punkcie 8 (rys. 105). W ten sposób impulsy są modulowane amplitudowo. Im większy jest kąt J. odchylenia celu od osi reflektora, tym większa jest różnica w wartościach amplitud impulsów odbitych (inaczej mówiąc, tym większa jest głębokość modulacji impulsów). Zmiana amplitud impulsów następuje prawie sinusoidalnie. Jest oczywiste, że okres zmian amplitud jest równy okresowi obrotu osi wiązki wokół osi reflektora. Obwiednia impulsów (na rys. 105 linia przerywana) zostaje wydzielona przez detektor napięcia błędu. Na wyjściu detektora otrzymujemy napięcie zmienne o czę stotliwości równej częstotliwości obrotu osi wiązki wokół osi reflektora, natomiast amplituda i faza tego napięcia jest zależna od wartości i kierunku przesunięcia kątowego obiektu w stosunku do osi anteny. Napięcie to nazywane jest napięciem błędu. Kierowanie anteną następuje według współrzędnych kąto wych- azymutu f3 i kąta wzniesienia e. Uzyskiwane na wyjściu detektora napięcie błędu powinno umożliwić określenie odchy-
171
lenia kątowego celu w azymucie iJ{J i kącie wzniesienia ile (rys. 104b). A więc istnieje konieczność rozłożenia napięcia błę du na dwie składowe. W tym celu zmienne napięcie błędu porównuje się w dwóch detektorach fazowych z napięciem odniesienia azymutu i z napięciem odniesienia kąta wzniesienia.
Nadawane impulsy radiowe
Impulsy na wyjściu odbiornika
3
4
3
5
Pafażenie
4
osi wiazki w czasie ·
Rys. 105. Modulacja amplitudy
sygnałów
Napięcia te są wytwarzane przez dwufazową prądnicę prądu zmiennego, o wirniku obracanym przez ten sam silnik, który obraca dipol (a więc wiązkę) anteny. Częstotliwość napięcia odniesienia jest równa częstotliwości obrotów anteny, ale fazy są przesunięte o 90°, to znaczy jeśli dodatnia półfala napięcia odniesienia azymutu rozpoczyna się w chwili, gdy oś wiązki znajduje się w pun~cie 1, to dodatnia półfala napięcia odniesienia kąta wzniesienia rozpocznie się wówczas, gdy oś wiązki będzie przesunięta o 90° od punktu 1 i znajdzie się w punkcie 3 (rys. 106 a i b). Z rysunku tego widać, że maksimum napięcia odniesienia azymutu pokrywa się z punktem 3, a maksimum llapięcia odniesienia kąta wzniesienia z punktem 5. Foczątek dodatniej półfali napięcia błędu zależy od kierunku odchylenia celu od osi reflektora. Z rysunku 104 b można ustalić, że odchylenie kątowe celu w azymucie LJ{J charakteryzuje się odstępem czasu, jaki upły-
172
wa, gdy wiązka przechodzi między punktami 3 i 4, lub, inaczej mówiąc, odstępem czasu między maksymalnymi punktami napięcia odniesienia azymutu i napięcia błędu. Taki odstęp czasowy mierzy się różnicą faz cpp tych napięć (rys. 106a). Napięcit
odmesienia azymutu 8 l
Pafażenie OSI wiązki
Napięcie bTędu
8 Pafażenie 'psi wiązki
a Napięcie
odniesienia kąta
wzniesienia 0~1~~~~~~~~~-F.~-+-+~~--~8 Pafażenie
' osi wiqzki
Napif1Cie bfędu
t
o1
8 1
Pofożeme osi wiązki
b Rys. 106. Przebieg
napięć
odniesiehia
napięcia
błędu
W analogiczny sposób odchylenie celu w kącie wzniesienia LlF czasu między przejęciem wiązki przez punkfaz cp. między napięciem odniesienia a napięciem błędu (rys. 106 b). Można łatwo przekonać się, że dowolnemu położeniu celu, w stosunku do osi reflektora, odpowiadają różnice faz cpp i cp•. Te różnice faz przy różnych położeniach celu mogą przybierać wartości od O do 180° i mogą mieć kierunek dodatni lub ujemny. Różnica faz pomiędzy napięciami odniesienia i napięciem określa się odstępem ty 4 i 5 lub różnicą
' 173
błędu jednoznacznie określa położenie celu w wiązce anteny i jego odchylenie w azymucie iJ{J i w kącie wzniesienia iJs. Każdy detektor fazoczuły wytwarza sygnał o wielkości proporcjonalnej do różnicy faz, a tym samym wielkości błędu kątowego o takim znaku, jak i różnica faz. Po wzmocnieniu, napięcie to powoduje obroty silnika zmieniającego azymut i kąt wzniesienia, przeto antena obraca się tak, ażeby cel był na osi reflektora. W rezultacie tego napięcie błędu zanika i silniki zatrzymują się. Przy przesuwaniu się celu do silników nieprzerwanie doprowadzane jest napięcie błędu, które powoduje ciągły obrót anteny (reflektor z dipolem) w azymucie i w kącie wzniesienia. W ten sposób stacja radiolokacyjna śledzi cel.
13. Stanowisko dowodzenia z radiolokacyjną linią kontroli
Ogólny schemat stanowiska dowodzenia przy radiolokacyjnej metodzie kontroli lotu pocisku i celu [18] przedstawiony jest na rysunku 107. Wyszukaniem celu zajmuje się stacja radiolokacyjna I, która wykrywa i wskazuje cele znajdujące się w dużej odległości. Antena nieprzerwanie obraca się w azymucie i jednocześnie podnosi się w kącie wzniesienia, skutkiem czego istnieje możliwość obserwacji całego widzialnego sklepienia niebieskiego. Napięcia, odpowiadające współrzędnym kątowym wykrytego samolotu, przekazywane są do stacji radiolokacyjnej II śledzą cej cel. W rezultacie silniki azymutu i kąta wzniesienia anteny tej stacji obracają antenę tak, że jest ona stale skierowana na cel. Stacja radiolokacyjna rozpoczyna śledzenie celu i jest on śledzony przez cały czas naprowadzania pocisku. Jednocześnie w tym czasie anteny przyrządu kierowania III są skierowane na cel, ponieważ znajdują się na tej samej osi poziomej. Antenami tymi kieruje nieprzerwanie stacja śledząca cel, za pomocą urządzenia nadążnego (na rys. 107 przekreślone kwadraty). Zazwyczaj położenie celu nie jest uprzednio znane i dlatego wyrzutnia rakietowa IV nie może być odpowiednio skierowana. Przelicznik powoduje prawidłowe skierowania wyrzutni, umożliwiając wyrzucenie pocisku w najbardziej dogodnym kierunku, z punktu widzenia osiągnięcia celu, w strefę działania anteny kierunkowej A 2 nadajnika sygnałów kierujących. Na wejście przelicznika nieprzerwanie doprowadzane są zmieniające się współrzędne celu: odległość R, azymut {3 i kąt wzniesienia e. Nie będziemy rozpatrywali budowy przelicznika, jednak zatrzymamy się nad zadaniami, które powinien rozwiązywać. 174
sygnałów do silników M1 i M2 , orienrakietową, przelicznik uwzględnia nastę
Przed doprowadzeniem tujących wyrzutnię pujące czynniki:
- Kąt paralaksy - kąt pomiędzy linią śledzenia celu a linią łączącą wyrzutnię z celem. Kąt ten należy uwzględniać, ponieważ często wyrzutnie są w znacznej odległości od przyrządów kierowania. - W czasie niekierowanego lotu pocisku cel zmienia swoje współrzędne i w ślad za nim obraca się antena nadajnika sygnałów kierujących. Dlatego należy nadać wyrzutni jakiś kąt wyprzedzenia, odpowiadający czasowi· niekierowanego lotu pocisku. - Pocisk leci nie po linii prostej, a po krzywej skutkiem działania sił ciężkości. Przelicznik uwzględnia to, wprowadzając specjalną poprawkę do kąta celowania wyrzutni. W przeliczniku zadania te są rozwiązywane prawie natychmiast i wyrzutnia jest naprowadzana na właściwy kierunek. Po przygotowaniu do startu, włączeniu przyrządów stabilizujących pocisk i nagrzaniu się lamp elektronowych następuje start i pocisk po pewnym czasie znajduje się w strefie działania nadajnika kierowania. Jednocześnie pojawia się zobrazowanie pocisku na ekranie wskaźnika stacji radiolokacyjnej V śledzącej pocisk. Skutkiem tego, że oś reflektora anteny A1 tej stacji jest stale skierowana na cel, zobrazowanie celu będzie w środku wskaźnika, w krzyżu nitek celownika. Pocisk ma zawsze mniejsze rozmiary niż cel i dlatego dla otrzymania na wskaźniku wyraźnego zobrazowania pocisku wykorzystuje się specjalne urządzenie radiowe zainstalowane w pocisku. W momencie gdy do pocisku dojdzie impuls wysłany przez stację V, nadajnik tego urządzenia wysyła impuls-odpowiedź. Operator obserwuje na ekranie wzajemne położenie zobrazowań celu oraz pocisku i przesuwając dźwignię przyrządu kierowania wysyła do pocisku sygnały kierujące, starając się doprowadzić zobrazowanie pocisku do krzyża nitek celownika wskaźnika. Teraz pocisk będzie w czasie lotu znajdował się na linii łą czącej stanowisko dowodzenia z celem i nieuchronnie trafi w cel. Ten sposób naprowadzania nazywany jest metodą trzech punktów. Tor pocisku w tym przypadku stanowi krzywą pościgu. Sygnały kierujące, wytwarzane przechodzą przez mieszacz r, gdzie
w przyrządzie kierowania, doprowadzane są poprawki uzyskane z przelicznika. W czasie lotu pocisku pracuje tylko część przelicznika, wytwarzająca te poprawki. Jeśli cel jest nieruchomy (lub kiedy jego tor. pokrywa się z linią śledzenia celu), 175-
Cel~
.. ·· .·· ••• -.> .·· ..· -~ /
(,"
•••
~-.>
~\i
~~
Q~-s-q; \i
. ce\u
dtefilo ·o s\e
\..if\\
o~~ o'f-
l'q}
Stacja radiolokacyJna wykrywania celu Stacja radiolokacyjna sledzaca cel
/]H I:H l lIT
Rys. 107. Ogólny schemat stanowiska dowodzenia przy radiolokacyjnej kontroli lotu pocisku i celu
to poprawki są równe zeru. Kiedy cel (i wiązka radiolokacyjnej stacji śledzącej) porusza się, to poziome i pionowe współrzędne osi rakiety opóźniają się w stosunku do ruchomych osi celowania. Następuje jakby skręcanie, obrót osi celowania i rakiety. Dlatego poprawki, wytwarzane w przeliczniku, nazywane są uwzględnieniem kąta skręcania osi współrzędnych. 14 .. Wielokanałowe systemy kontroli ruchu pocisku i celu
Stacje radiolokacyjne ze stożkowym przeszukiwaniem przestrzeni mają pewne wady. Praca takich stacji oparta jest na porównaniu amplitud sygnałów odbitych od celu, odbieranych przez stację w różnych chwilach i przy różnych położeniach wiązki. Ponieważ w czasie przesuwania się wiązki z jednego punktu stożka do drugiego cel porusza się, to zmienia się i amplituda odbitego sygnału. Amplituda odbić od celu nie jest jednakowa, na przykład przy napromieniowaniu celu wiązkami znajdującymi się wyżej i niżej, niż oś anteny, choć sam cel pozostaje na osi śledzenia. W rezultacie odbierany sygnał ulega wahaniom. Wahania te powodują pojawienie się fałszywego napięcia błędu, które nieprzerwanie i chaotycznie zmienia się, powodując przypadkowe
drgania anteny. Wady tej nie posiadają systemy automatycznego śledzenia celu, wykorzystując porównywanie sygnałów przyjętych w tej samej chwili przez kilka anten, tak zwane systemy wielokanałowe. W rozdziale VII omówione były dwa rodzaje systemów wielokanałowych, które mogą w sposób ciągły określać współ rzędne obiektu ruchomego, mierząc odległość do niego na pod,stawie zjawiska Dopplera lub na podstawie różnicy faz sygnałów. Istnieją tąkże systemy wielokanałowe, które określają współ rzędne kątowe celu (azymut i kąt wzniesienia), spełniają więc to samo zadanie, co i system śledzenia ze stożkowym obrotem wiązki. Praca tych systemów może być oparta na porównaniu wielkości sygnałów przychodzących od celu (amplitudowe systemy wielokanałowe) lub na porównaniu faz odebranych sygnałów. Pomimo to, że kątowe systemy wielokanałowe wymagają bardziej złożonego wyposażenia, niż systemy ze stożkowym obrotem wiązki, są one szeroko stosowane, ponieważ dokładność śledzenia celu jest kilkakrotnie większa. Systemy wielokanałowe mogą pracować zarówno na fali cią głej, jak i impulsowo, przy czym w tym ostatnim przypadku 12 -
Kierowanie rakietami
177
do określenia wszystkich współrzędnych celu wystarczy jeden promieniowany impuls i dlatego systemy te nazywane są monoimpulsowymi. Pracę monoimpulsowego systemu automatycznego śledzenia kątowego rozpatrzymy na przykładzie systemu fazowego, zapewniającego największą dokładność śledzenia. Na rysunku 108 przedstawiony jest schemat blokowy systemu automatycznego śledzenia jednej współrzędnej. Źródłem sygnałów przy śledzeniu własnej rakiety jest nadajnik małej mocy, zainstalowany w rakiecie. Przy śledzeniu celu niepromieniującego, "naświetla się" go za pomocą naziemnego nadajnika radiowego. Niewidoczny na rysunku 108 nadajnik spowodował wysłanie w przestrzeń impulsu radiowego i po pewnym czasie do stacji przychodzi odbita fala radiowa. Prosta B 1 B2 oznacza czoło fali, to znaczy część przestrzE:ni, w której w danej chwili obserwuje się jednakową
fazę
drgań
pola elektromagnetyczRys. 108. Schemat blokowy monoimpulsonego. Jeżeli kierunek wego systemu automatycznego śledzenia na cel tworzy kąt a z celu we współrzędnej kątowej osią anten, to taki sam kąt tworzy czoło fali z prostą A1A2, łączącą anteny. Przychodząca fala najpierw trafia do anteny A1 i po pewnym czasie, niezbędnym qo przebycia drogi B2A2, osiąga antenę A2. Drgania wielkiej częstotliwości w antenie A2 są przesunięte w stosunku do drgań w antenie A1 o czas (38) gdziec-prędkość światła.
Opóźnienie się jednego drgania, w stosunku do drugiego o tej samej częstotliwości, tworzy różnicę faz. Z trójkąta A1B2A2 wynika, że B2A2 =d sina i dlatego róż nica faz
d . t 1 = -sma c
178
Korzystając
w jednostkach
•
ze wzoru (28) wyrazimy
przesunięcie
fazowe
kątowych
f{J = 2n
d . 2 'Jtd . 2 'Jt d sin a f -sina= --sina=
c
;,
eT
skąd
.
fPA
sina=--
2nd
(39)
W ten sposób zmierzywszy przesunięcie fazowe cp można okrekierunek celu a. Charakterystyka promieniowania anteny nie wpływa na kształtowanie różnicy faz sygnałów i dlatego można wykorzystać nieruchome anteny kierunkowe. Radiostacja śledząca jest więc przyrz~dem mierzącym różnicę faz dwóch sygnałów radiowych metodą kompensacyjną. Z anten sygnały doprowadzane są do odbiornika 1 i 2, przy czym sygnał z anteny A 2 przechodzi poprzez przesuwnik fazowy PF. Wzmocnione sygnały doprowadzone są do detektora fazoczułego DF, a wytwarzane w nim napięcie porusza wirnik silnika elektrycznego S. Oś silnika jest sprzężona poprzez reduktor z przesuwnikiem fazowym i dlatego będzie się obracała do chwili, dopóki fazy sygnałów na wyjściu odbiornika nie będą jednakowe. Wówczas sygnał na wyjściu detektora fazoczułego bę dzie równy zeru. Z kąta obrotu osi silnika można. określić kierunek celu. Jeśli w odstępie czasu, jaki upłynął między kolejnymi impulsami, cel przesunął się, to silnik obróci się w odpowiednią stronę porównując znowu fazy sygnałów doprowadzonych do anten. Taki system śledzenia celu charakteryzuje się małą bezwład nością, ponieważ nie ma potrzeby obracania masywnych urzą dzeń antenowych. Pozwala to na śledzenie z dużą dokładnością szybko poruszających się celów. Celem usunięcia niejednoznaczności w określeniu kierunku, niezbędne jest wybranie bazy d pomiędzy antenami tak, ażeby przy przechodzeniu celu w strefie obserwacji stacji, odcinek B2A2 był mniejszy, niż jedna długość fali. Jeśli strefa obserwacji jest równa 2agr, to oczywiście długość bazy określona jest warunkiem (40) d sinagr
Radiolokacyjna stacja śledząca może pracować na falach krótkich i warunek (40) jest wtedy trudno spełnić. Ponadto przy dłuższej bazie zwiększa się dokładność określania kątów. Dlatego przy długich bazach celem usunięcia niejednoznaczno-
179
ści instaluje się na linii bazy trzecią antenę i mierzy się jeszcze jedną różnicę faz. Za pomocą dwóch (lub trzech) anten mierzy się jedną współrzędną kątową, na przykład azymut celu. Omówiliśmy pracę kanału śledzącego jedną współrzędną ką
tową. Kanał śledzący kąt wzniesienia będzie pracował analogicznie. Baza anten tego kanału będzie prostopadła do bazy anten śledzących azymut celu. W chwili obecnej stacje radiolokacyjne śledzące cel zazwyczaj są częścią zautomatyzowanych systemów naprowadzania rakiet.
15. Zautomatyzowany system naprowadzania radiolokacyjnego
W rozpatrywanym poprzednio stanowisku dowodzenia naprowadzania rakiet do celu zautomatyzowane są wszystkie procesy naprowadzania pocisku, z wyjątkiem pomiaru błędów naprowadzania, który określa się przez obserwację wzrokową ekranu wskaźnika stacji radiolokacyjnej, a następ~ie koryguje się przesuwając dźwignię przyrządu kierowania. Przy dużych pręd kościach celu jest oczywiste, że operator nie zdąży zareagować na zmianę błędu naprowadzania. Dlatego w zautomatyzowanych systemach naprowadzania człowiek nie bierze udziału w procesie kierowania pociskiem. Pomiar błędów kierunku lotu pocisku i przesyłanie rozkazów do ich korygowania dokonuje się automatycznie. Schemat blokowy zautomatyzowanego systemu naprowadzania [13] przedstawiony jest na rysunku 109. Różni się on od przedstawionego wcześniej schematu blokowego naprowadzania systemem sygnałów kierujących (rys. 89) obecnością automatycznego miernika błędu naprowadzania. Miernik ten tak, jak i przyrząd dowodzenia stanowi zazwyczaj przelicznik zamontowany we wspólnym bloku. Dotychczas rozpatrywaliśmy sposoby naprowadzania pocisku do celu metodą łączenia trzech punktów. Przy takim naprowadzaniu krzywizna toru pocisku może być stosunkowo duża. Powoduje to zwiększenie prędkości kątowej i przyśpieszenia pocisku oraz może doprowadzić do chybienia wskutek znoszenia odśrodkowego. Ażeby przeciwdziałać temu znoszeniu, pojawiającemu się przy dużej krzywiźnie toru, pocisk powinien mieć duże powierzchnie nośne, co zwiększa jego ciężar. Dla zmniejszenia krzywizny toru stosowane są i inne metody naprowadzania. Na przykład, przy starcie rakiety w chwili przechodzenia celu w punkcie O (rys. 100) można posyłać pocisk nie w kierunku start - O, jak to robi się w metodzie trzech punktów, lecz w kierunku start - punkt spotkania. Punkt ten 180
należy z góry obliczyć. W ów czas tor lotu pocisku będzie prostoliniowy* (prosta start - 6) pod warunkiem, że w czasie lotu pocisku samolot nie zmieni prędkości ani kierunku swego lotu. Taka odmiana naprowadzania nazywana jest naprowadzaniem z wyprzedzeniem w przewidziany punkt spotkania pocisku z celem. Przy manewrowaniu celu tor pocisku też zakrzywia się, co prowadzi do powstania błędów.
8Tqd
naprowadzam __L~1'g__ Ef!.s!!~'!!!'!JE _p_oE_s!!J! ___ _
Lin/a Obserwowania c eTU---~ Rys. 109. Schemat blokowy zautomatyzowanego systemu naprowadzania Istnieją całkowicie
warianty naprowadzania, przy których tor nie jest prostoliniowy, kcz zmniejszona jest jedynie jego krzywizna. Na przykład, przy locie pocisku do celu ruchomego oś pocisku otrzymuje dodatkowy obrót, w kierunku przesuwania się celu, proporcjonalny do prędkości kątowej ruchu linii start- cel. Najszersze rozpowszechnienie znalazły jednak sposoby naprowadzania systemem sygnałów kierujących, według trzech punktów oraz z wyprzedzeniem, w przewidywany punkt spotkania pocisku i celu. Ostatni sposób naprowadzania stosowany jest przy automatycznym naprowadzaniu radiolokacyjnym (rys. 87). W skład tego systemu wchodzą dwie stacje radiolokacyjne: jedna śledzi cel, a druga pocisk. Zadania tych stacji może spełnić jedna stacja wielokanałowa, jednocześnie śledząca pocisk i cel. Nieodłączną częścią wielokanałowej stacji radiolokacyjnej jest skomplikowany przelicznik elektroniczny. Jeśli stosowane są przeliczniki analogowe, to zautomatyzowany system radiolokacyjny może śledzić jedynie jeden obiekt. Elektroniczne przeliczniki dyskretne** (elektroniczne maszyny cyfrowe) pozwalają stacji na jednoczesne śledzenie kilku obiektów. Maszyna licząca mażę dokładnie mierzyć i zapamiętywać wszystkie trzy współrzędne celu, a także ich prędkości i przy-
* Tak zwana krzywa wyprzedzenia (przyp. red.). ** Działania nieciągłego, przerywanego (przyp. r.ed.). 181
spieszenia. Przy wzrokowej ocenie danych z płaskiego ekranu lampy oscyloskopowej zwykłej stacji radiolokacyjnej operator może jedynie w sposób orientacyjny określać te parametry celu. Zautomatyzowana stacja śledzenia kilku celów nie wymaga wskaźników z lampami oscyloskopowymi. Zamiast nich uzyskane dane z odpowiednich urządzeń są przekształcane na liczby i automatycznie wprowadzane do maszyny obliczeniowej. Celem zwiększenia dokładności pracy aparatury kontroli położenia i lotu rakiety kierowanej oraz celu stosowane są różne kombinacje urządzeń radiotechnicznych. Często stacje radiolokacyjne śledzące we współrzędnych kątowych są uzupełniane przez stacje określające prędkość i odległość do rakiety, przez wykorzystanie zjawiska Dopplera. Maszyna obliczeniowa, otrzymując dokładne dane o położe niu i locie rakiety oraz celu, porównuje rzeczywisty lot rakiety z obliczonym i określa przywidywany punkt spotkania. W przypadku rozbieżności faktycznego ruchu z założonym, obliczane są rozkazy, które trzeba przesłać do rakiety. Rozkazy (sygnały kierujące) posiadają postać liczb. Cyfrowa maszyna licząca jest wyposażona w urządzenia do wydawania danych. Urządzenia te przekształcają rezultaty obliczeń w kierujące napięcia elektryczne, które doprowadzane są do nadajnika radiowego lub do innych urządzeń wykonawczych. Nadajnik radiowy koduje rozkazy, ażeby zwiększyć odporność linii łączności na zakłócenia. W zasadzie jedna maszyna obliczeniowa może jednocześnie określać sygnały kierujące dla kilku rakiet. Jednak do kierowania każdą rakietą niezbędna jest oddzielna linia łączności. Zautomatyzowane systemy naprowadzania, w których z dużą dokładnością mierzy się tor rakiety, stosowane są przy starcie międzykontynentalnych rakiet balistycznych i sztucznych satelitów Ziemi. Według danych zachodnich systemy te charakteryzują się dokładnością mniej więcej dwukrotnie większą, niż dokładność bezwładnościowych systemów naprowadzania. Zaletą zautomatyzowanych systemów radiolokacyjnych naprowadzania jest instalowanie na rakiecie mało złożonej i stosunkowo taniej aparatury. Wszystkie skomplikowane przeliczniki i urządzenia znajdują się w naziemnym stanowisku dowodzenia.
Rozdział
XI
SYSTEM KIEROWANIA W
WIĄZCE PROWADZĄCEJ
1. Wiązka prowadząca
System kierowania w wiązce prowadzącej jest szczególnym przy-padkiem systemu sygnałów kierujących. Jednak z Ziemi do rakiety nie wysyła się sygnałów kierujących, lecz wąską wiązkę fal radiowych, wskazującą jej kierunek lotu. Rakieta posiada urządzenia mierzące jej oddalenie od osi wiązki i wytwarzające sygnały doprowadzane do pilota automatycznego lub urządzenia sterowego, które powodują powrót rakiety do osi wiązki. Rakieta stale znajduje się w zasięgu wiązki fal radiowych wysyłanych z anteny, kierowanej ze stanowiska dowodzenia. Ażeby pocisk mógł utrzymywać się na osi wiązki 'anteny stacji radiolokacyjnej, stosuje się zazwyczaj obracanie wiązki po powierzchni stożkowej. Z metodą taką zapoznaliśmy się już przy rozpatrywaniu zasad pracy stacji radiolokacyjnej, przeznaczonej do automatycznego śledzenia celu. W tym przypadku natężenie promieniowanej wiązki jest maksymalne w kierunku osi wiązki, a najmniejsze w kierunku osi reflektora. Jeśli przeciąć charakterystykę promieniowania anteny płaszczyzną, przechodzącą przez oś reflektora, to otrzymamy przebieg natężenia promieniowania (rys. 110). Rakieta może mieć na wszystkich czterech skrzydłach brzechw po jednej antenie odbiorczej. Anteny te połączone są z czterema odbiornikami rakietowymi. Jeśli na anteny trafiają sygnały radiowe o jednakowym natężeniu, to sygnały wyjściowe odbiorników będą j,ednakowe. Zachodzi to w takim przypadku, jeśli rakieta dokładlnie leci wzdłuż osi reflektora anteny. Jeśli rakieta odchyli się od osi reflektora (lub obróci się oś reflektora o pewien kąt), to sygnały pr.zyjęte pr:zez różne anteny odbiorników radiowych nie będą jednakowe. Z rysunku 110 widać, że jeśli rakieta przesunie się w pl'awo, to sygnał odbierany przez antenę A 2 wzrośnie, a sygnał przyjmowany przez 183
antenę A1 zmaleje. doprowadzane są do
Napięcia z WYJSCia odbiorników radiowych układu porównującego, gdzte wydzielane są napięcia różnicowe. Napięcie błędu po wzmocnieniu oddziały wa na urządzenie sterowe, obracające stery powietrzne lub gazowe w ten sposób, ażeby napięcie błędu zanikło. Pocisk wchodzi w strefę równych sygnałów. Jeśli rakieta jest naprowadzana na przewidywany punkt spotkania z celem, to potrzebny kierunek wią'zki. oblicza się za pomocą aparatury analogicznej do
Naft;żenie
promieniowania radiowego
/l'\
Oś
~reflektora
p
1
LJ-oś wiązki
. l ;,
li;· / l l lip 1 Antena ,1
Rys. 110. Rakieta w wiązce stacji radiolokacyjnej
aparatury zautomatyzowanego systemu sygnałów kierujących. Przy naprowadzaniu wiązki metodą trzech punktów odpada konieczność wykorzystywania złożonej aparatury przeliczają cej. Pocisk wówczas przez cały czas pozostaje na osi wiązki stacji radiolokacyjnej, skierowanej na cel i trafienie pocisku nastąpi bez względu na manewry celu. W wiązce może znajdować się jednocześnie kilka rakiet, pónieważ rakiety te nie wymagają indywidualnych sygnałów kierujących, a same związane są z wiązką fal radiowych anteny stacji radiolokacyjnej. Zazwyczaj w takich systemach wykorzystywane są dwie stacje radiolokacyjne. Jedna dokładnie śledzi cel i za pośred nictwem urządzenia śledzącego kieruje na niego antenę drugiej stacji radiolokacyjnej wiąz ki naprowadzania, pracującej na innej częstotliwości. Aby pocisk trafił w wąską wiązkę kierującą, wyposażenie
naziemne zawiera stosunkowo prosty (w porównaniu z systemem sygnałów kierujących) przelicznik. Składa się on z przelicznika paralaksy (uwzględniającego różnicę położenia radiolokacyjnej stacji śledzącej cel i nadajnika wiązki), urządzenia przekształcającego współrzędne i z szeregu 184
urządzeń korygujących. Dla ułatwienia wprowadzenia pocisku w wąską wiązkę kierującą stosuje się drugą wiązkę naprowadzania o szerokości do 40°, współosiową z pierwszą wiązką (rys. 111).
Wybuch
-~~-~lk_ ;?:~\ '~1~ ~---/ \
l \
f
l
Rys. 111. Charakterystyka promieniowania wiązki naprowadzającej:
1 -
wiązka
szeroka, 2 -
wiązka
wąska
Rozpatrzony przez nas sposób, pozwalający rakiecie na automatyczne utrzymywanie się w wiązce stacji radiolokacyjnej, nie znalazł szerszego zastosowania. Dla uzyskania widocznej różnicy w natężeniu odbieranych sygnałów niezbędne jest umieszczenie anten odbiorczych rakiety w znacznych odległościach. Niżej rozpatrzona zasada automatycznego kierowania pociskami nie posiada tej wady. 2. System naprowadzania w
wiązce prowadzącej
Rakieta może być powiązana z wiązką stacji radiolokacyjnej za pomocą jednej anteny odbiorczej (jako przykład zostanie omówiona szwajcarska rakieta Oerlikon-54). Zasada działania systemu kierowania takiej rakiety jest w dużym stopniu podobna do rozpatrzonej przez nas zasady działania radiolokacyjnej stacji śledzącej z obracającą się bardzo wąską wiązką.
Wyobraźmy sobie, że na miejscu samolotu przedstawionego na rysunku 103 znajduje się rakieta kierowana. Odbierane przez
185
nią
impulsy stacji radiolokacyjnej niewątpliwie będą modulowane w amplitudzie tak, jak i impulsy odbite od samolotu, a odbier-ane na ziemi (rys. 105). Gdy oś wią:zki będzie przechodziła przez punkt 4 (rys. 104), to do rakiety będą trafiały impulsy o maksymalnej amplitudzie. N atomiast w chwili gdy wiązka przejdzie punkt 8, antena bę dzie odbierała impulsy o minimalnej amplitudzie. Głębokość modulacji impulsów odbieranych przez rakietę będzie proporcjonalna do jej odchylenia kątowego 2 od osi reflektaTa (rys. 104b), a okres obwiedni odebrany,ch impulsów będzie równy okresowi obrotu wiązki wokół osi reflektora. Celem określenia kierunku odchylenia rakiety od osi reflektora niezbędne jest posiadanie w rakiecie napięcia odniesienia. Napięcie to na ziemi wytwarzane jest pr~.ez jednofazową (w tym przypadku) prądnicę, obracaną przez silnik stożkowego przeszukiwania wiązki. Dla przekazania napięcia odniesienia do rakiety stosuje się modulowanie częstotli wości nadajnika: amplituda przesyłanych impulsów pozostaje stała, a częstotliJwość nośna nieco się ·zmienia, przy czym okres jej zmian jest równy okresowi napięcia odniesienia (modulacja częstotliwości).
W rakiecie znajduje się detektor współrzędnych, w którym wydzie1ane jest zmienne napięcie odniesienia i zmienne napięcie błędu. Napięcia te w detektorZJe współrzędnych są przekształca ne i na jego wyjściu pojarwiają się sygnały kierujące, uruchamiaJące urządzenia sterowe rakiety. Stery zmieniają położenie rakiety, sprowadzając ją do osi reflektora. 3. Detektor współrzędnych
Schemat blokowy detektora współrzędnych przedstawiony jest na rysunku 112. Odbiornik rakiety posiada dwa kanały: Droga.
Kąt
przechylenia
Sygnal nadajnika wiązki
Rys. 112. Schemat blokowy detektora
186
współrzędnych
jeden do wydzielania sygnałów 'Z modulacją amplitudy i drugi do wydzielania sygnałów z modulacją częstotliwości. Kanały sygnałów z modulacją amplitudy i częstotliwości włą czone są u wejść det·~ktorów (amplitudy i częstotliwości). Na wyjściu detektora sygnału z modulacją częstotliwości uzyskujemy ·zmienne napięcie odniesienia, o częstotliwości równej częstotliwości obrotów wiązki. Na wyjściu detektora sygnału z modulacją amplitudy uzyskujemy zmienne napięcie błędu, o częstotliwości nośnej równej częstotliwości obrotów ·wiązki i o fa,zie zależnej od kierunku odchylenia po·cisku od osi reflektoTa. Amplituda tego napięcia określana jest głębokością modulacji odebranych impulsów, to znaczy wielkością odchylenia kątowego A rakiety od osi reflektora (rys. 113). Różnym położeniom rakiety C1, C2, Ca, przy jednakowym odchyleniu kątowym A, odpowiada jednakowa wielkość zmiennego napięcia błędu. W tym samym czasie, we wszystkich tych położeniach, oddalenie rakiety od osi reflektora jest różne.
F
or
Oś reflektora
·
Cel
~
·---~·-·T·-~··-·----~
c.-·· ---4-. ' Cz · -
·· ... _ · -
C:=-- · -· 1 Rakieta
Rys. 113.
Położenie
celu i rakiety w
wiązce
stacji radiolokacyjnej
Wzrasta ono ze wzrostem odległości rakiety od anteny. Odchylenie sterów rakiety, sprowadzające ją do osi reflektora, powinno być oczywiście proporcjonalne do oddalenia· rakiety od tej osi. Ażeby uzyskać amplitudę napięcia błędu, proporcjonalną do takiego oddalenia, wprowadza się urządzenie uwzględniające odległość rakiety od anteny. W najprostszym przypadku urządzenie to stanowi opornik zmienny, którego oporność maleje w miarę oddalania się rakiety, a tym samym wzrasta amplituda sygnału błędu. Podobne urządzenie nazywane jest urządzeniem przekształcającym stożkowy układ współrzędnych w biegunowy układ współrzędnych. Zmienne napięcie błędu
z poprawioną amplitudą i napięcie odniesienia doprowadzane są do detektora fazoczułego (rys. 112). Wytwarza on napięcie proporcjonalne do różlnicy f,az napięć wejściowych, a tym samym określa kierunek odchylenia pocisku od osi reflektora. 187
Jako napięcie odniesienia może być wykorzystywane napięcie odniesienia a'zymutu (rys. 106a). Przy wskazanym na rysunku 104: położeniu rakiety (uważamy, że rakieta znajduje się na miejscu samolotu, przedstawionego na tym rysunku) różnica faz między napięciem odniesienia i napięciem błędu będzie równa cp 8 • Ta różnica faz jest 'równa odstępowi czasu między chwilami przechodzenia prze1z wiązkę punktów 3 i 4, w których napięcie odniesienia i 1napięcie błędu są maksymalne. W zależności od położenia rakiety, różnica faz może przyjmować wartości od O do 180° ze znakiem dodatnim lub ujemnym. Położenie punktu 3 Jest usta1one w stosunku do osi reflektora; w chwili przechodzenia wiązki przez ten punkt mamy zawsze maksymalne napięcie odniesi€'nia. Napięcie odniesienia zawsze jest minimalne w chwili, gdy wiązka przechodzi przez skrajne dolne położenie punkt 7. Dla,tego jeśli założymy prostokątny układ współrzędnych YOZ, przy czym oś Y będzie przechodziła: przez punkty 3 i 7, to ten układ wspóŁrzędnych będzie orientowany w przestrzeni zawsze nieruchomo w stosunku do reflektora. Nazywany jest on nieruchomym układem współrzędnych. Wielkość oddalenia OC rakiety od osi reflektora określa się amplitudą napięcia błędu. Kąt obrotu linii OC w stosunku do osi Y mierzy się jako różnicę faz cp 8 pomiędzy napięciem odniesienia a napięciem błędu. Według tych wielkości w rakiecie określa się błędy naprowadzania a i b według nieruchomego układu współrzędnych. Jak widać z rysunku
l 04a
a = OC sin cp 8 ,
b= OC cos cp8
(41)
W rakiecie określenie wielkości a i b dokonywane jest w prostym przeliczniku. Może on stanowić niewielką maszynę prądu zmiennego, nazywaną transformatorem obrotowym (rys. 114). Uzwojenie stojanu tego transformatora jest zasilane napięciem zmiennym, proporcjonalnym do wartości OC (U oc). W stojanie powstaje zmienne pole magnetyczne, które indukuje siły elektromotoryczne SEM w dwu uzwojeniach wirnika, rozmieszczonych prostopadle w stosunku do siebie. Wartość SEM indukowanej w uzwojeniu wirnika jest wtedy maksymalna, gdy płaszczyzna uzwojenia jest prostopadła do struunienia magnetycznego, a równa zeru wtedy, gdy uzwojenie jest skierowane wzdłuż strumienia magnetycznego. Przy pośrednich położeniach uzwojenia waTtość SEM zmienia się sinusoidalnie. W położeniu wirnika, przedstawionym na rysunku 114, na zaciskach uzwojenia I wirnika napięcie U1 = Uoc sin a, 188
a na zaciskach uzwojeni.a II U2 = Uoc cos a, ponieważ uzwojenie to jest przesunięte w stosunku do uzwojenia I o 90°. Dlatego też, jeśli uzwojenie stojanu jest zasilane przez napięcie Uoc i jego wirnik zostanie obrócony o kąt rp 8 , to na zaciskach wyjściowych wirnika pojawi się :napięcie, określające wartości błędów a i b zgodnie ze wzorami (41).
z·
-~
-~y
____ _l~
Rys. 114. Zasada działania transformatora obrotowego
Rys. 115. Przechylenie rakiety usterzonej
Transformator obrotowy lub inne urządzenia tego typu są czę sto nazywane urządzeniami do przekształcania współrzędnych biegunowych na współrzędne prostokątne. Wytwarzane napięcia błędów można wykorzystywać do kierowania sterami pionowymi i poziomymi rakiety, jeśli płasz czyzny jej sterów pokrywają się z osiami Y i Z, to znaczy, jeśli rakieta jest stabilizowana w przestrzeni. W rakiecie o niestabilizowanym przechyleniu steTy te i powiązane z rakietą osie Y' i Z' obracają się w stosunku do nieruchomego układu współ rzędnych, wokół podłużnej osi rakiety. W takim przypadku napięcia proporcjonalne do wartości błędów a i b, w stosunku do nieruchomych osi, należy przekształcić w :napięcia uwzględnia jące różnicę położenia osi Y' i Z' rakiety względem osi Y i Z. Z rysunku 115 wynik,a, że w tym celu należy pomnożyć posiadane napięcia błędów a i b przez cosinus kąta przechylenia y. 189
Do określania kąta y w rakiecie pow1men być .zainstalowany swobodny żyroskop przechylenia, którego oś w ·czasie lotu nie zmienia swej orientacji, oraz czujnik kąta obrotu rakiety w stosunku do osi żyroskopu. . Poronożenie napięć błędu nieruchomego układu współrzęd nych prze1z cosinus kąta obrotu wykonywane jest w prostym przeliczniku potencjometrycznym lub w transformatorze obrotowym. Operacja taka nazywana jest przekształceniem sygnałów kierujących na współrzędne związane z rakietą. Po takim przekształceniu napięcia błędu będą odpowiadały zmianom położenia rakiety w wiązce prowadzącej i będą utrzymywały ją stale na osi tej wiązki. 4. System kierowania
rakietą
Oerlikon-54
Szwajcarska rakieta pr:?Jeciwlotnicza Oerlikon-54 jest przyję ta na uzbrojenie niektórych armii zachodnich. System kierowania rakietą wykorzystuje rozpatrzoną przez nas zasadę. Stanowisko kierowania rakietami jest wyposażone w stacje wykrywania celu. Cel wykryty przez tę stację jest przekazywany jednej z trzech podległych baterii. Każda bateria posiada najwyżej sześć podwójnych wyrzutni z pociskami Oerlikon-54, a także własną stację radiolokatcyjną naprowadzania, która automatycznie kieruje anteną nadajnika wią:zki prowadzącej (rys. 116) i wyrzutniami (rys. 117). Za pomocą zdalnego kierowania i przeliczni:kJa wyrzutnie są naprowadzane przez radiolokacyjną stację naprowadzania w ten sposób, ażeby pocisk dokładnie trafił w strefę objętą przez wiązkę kierującą. Jednak z szeregu wzglę dów dokładne naprowadzenie pocisku w wąską wiązkę nie zawsze jest możliwe. Dlatego wykmzystywana jest zgrubna wiązka o szerokości 25°, służąca do "Zinalezienia" rakiety po starcie i dokładna wiązka o szerokości 3° (rys. 111) do naprowadzania pocisku na cel. Ante1na nadajnika wiąziki prowadzącej posiada dwa promieniujące elementy (dipole) pracujące na różnych częstotliwościach. Dipole te są ustawione jeden za drugim i obracane są przez wspólny silnik wokół osi reflektora. Prędkość i przyśpieszenie wiązki prowadzącej ograniczone są przez przeUcznik tak, aże by przy bardzo szybkim przesunięciu się wiązki stacji śledzenia celu - wiązka kierująca nie "zgubiła" rakiety. Schemat blokowy pokładowego wyposażenia systemu kierowania podskiero Oerlikon-54 przedstawiony jest na rysunku 118. Sygnały wią:zki zgrubnej i dokładnej są odbierane przez wspólną antenę i są doprowadzane do detektora współrzędnych. 190
Na początku, kiedy rakieta znajduJe się daleko od osi reflektora, .antena jej znajduje się w zasięgu wiązki .zgrubnej. Głębo kość modulacji odebranego w rakiecie sygnału tej wiązki jest proporcjonalna do przesunięcia kątowego rakiety od osi reflektora. Am:plituda ns.pięcia błędu jest wystarczająca, ażeby przyciągać kotwicę przekaźnik·a, a tym samym utrzymywać w dolnym położeniu jego styki K1 i K2. Przekaźnik ten nazywany jest przełączinikiem naprowadzania !Zgrubnego i dokładnego.
Rys. 116. Antena radiolokacyjnej stacji naprowadzania rakiet Derlikon-54
Rys.
117.
Wyrzutnia
rakiet
Derlikon-54
Przy zbliżaniu się rakiety do osi reflektora, gdy znajdzie się ona już w .zasięgu wąskiej wiązki, napięcie błędu wiązki zgrubnej Zimniejs•zy się na tyle, że przekaźnik przestanie przyciągać kotwicę i jego styki znajdą się w górnym położeniu (rys. 118). Tera·z rakietą będą kierowały sygnały z odbiornika dostrojonego do częstotliwości wiązki wąskiej. Napięcie błędu odpowiadające kątowemu przesunięciu rakiety od osi reflektora doprowadzone jest do urządzenia przekształcającego współrzędne stożkowe w biegunowe. Odległość rakiety od anteny określ,ana jest z do191
3
4
5
5
2
~~
WiazJa szeroka
t:"
t waslra
Y
-m',\ '---
7
8
g
tO
f1
-
f2
fv
Rys. 118. Schemat blokowy pokładowego wyposażenia systemu kierowania pociskiem Oerlikon-54:
l 3 -
kąta
9 -
rozdzielenie modulacji amplitudy. i częstotliwości, 2 przekształcenie współrzędnych stożkowych na cylindryczne, serwomechanizm obrotu skrzydeł, 4 - przelicznik i wzmacniacz, 5 - żyroskop kąta przechylenia, 6 - żyroskop pochylenia, 7 - rozdzielenie częstotliwości sygnałów wiązki szerokiej od wąskiej, 8 regulacja wzmocnienia, przełącznik naprowadzania zgrubnego na dokładne, 10 - przekształcenie współrzędnych biegunowych na prostokątne, 11 przekształcenie na współrzędne pocisku, 12 - elektrohydrauliczny układ nadążny
stateczną dokładnością według czasu lotu rakiety, dlatego na rysunku 118 widzimy, że urządzenie przekształcające połączone jest z urządzeniem zegarowym, które mierzy czas t. Za pomocą tego urządzenia zegarowego, związanego poprzez potencjometr z e1ektrohydraulicznym urządzeniem kierującym sterami powietrznymi, następuje stopniowe przesuwanie do przodu tych sterów o 15-:- 20 cm. Jest to spowodowane tym, że w miarę wypalania się paliwa środek ciężkości rakiety przesuwa się do przodu i celem zwiększenia skuteczności sterów powietrznych trzeba je pPzesuwać. Sygnały kierujące przechodzą przez urządzenie przekształca jące współrzędne biegunowe na prostokątne oraz przez przelicznik i wzmacniacz. Następnie, sygnały kierujące doprowadzane są do trzeciego urządzenia przekształcania współrzędnych, na wyjściu którego uzyskuje się napięcia proporcjonalne do odchylenia rakiety od osi reflektora, wyrażonego we współrzędnych prostokątnych, związanych z rakietą. Sygnały te służą do kierowania sterami powietrznymi oraz do odchylania we właściwym
kierunku komory spalania silnika odrzutowego rakiety. Ponieważ rakieta Oerlikon startuje bez przyśpieszaczy z wyrzutni nie posiadającej długich prowadnic (rys. 117), to jej pręd kość początkowa jest bardzo mała. Dl,atego podczas startu działa nie sił aerodynamicznych na stery jest nieznaczne i rakieta' jest kierowana prawie wyłącznie przez odchylanie strumieni wpły wających z silnika. Po skończeniu pracy silnika prędkość lotu rakiety jest duża i działanie sterów powietrznych jest bardziej skuteczne.
~ ~ ~ c::.
-
~--~~~~~~~~~~~~~~~-+~-----5 Tor lotu rakie-ty kierowane; ....,
'ci ~
- - systemem wiqiki prowadz.qcej Tor lotu rakiety kierowanej ----- systemem sygna!ów kierujących x Ironlec pracy silnika
f
-~~~~~-~~-L~~-t~~~~~-~~~o~~~-~s~~~~~~~o Odleglość
{!<.m}
Rys. 119. Tor lotu rakiet kierowanych systemem i w wiązce prowadzącej 13 -
Kierowanie rakietami
sygnałów
kierujących
193
Naprowadzanie rakiety Oerlikon-54 dokonuje się metodą trzech punktów. Dlatego krzywiz.na jej toru wzrasta w miarę zbliżania się do celu. Zakrzywienie toru rakiety sz.czególnie wzrasta po skończeniu pracy silnika, co tłumaczy się nagłym spadkiem prędkości. Tor rakiety przy zautomatyzowanym systemie sygnałów kierujących, jak już wiemy, jest zbliżony do linii prostej. Na rysunku 119 przedstawione są tory rakiet kierowalllych systemem sygnałów kierujących i systemem wią2l.ld prowadzącej, przy strzelaniu do celu l>ecącego na wysokości 10 km, ze stałą prędkością 400 m/sek. Jak wynika z tego rysunku, rakieta kierowana systemem sygnałów kierujących, posiadając tor prostoliniowy, dosięgnie cel wcześniej, niż rakieta naprowadzana w wiązce kierującej. Jednak zaleta pierwszego systemu kierowania znika, gdy tylko cel odchyli się od toru prostoliniowego i zacznie manewrować. W jedlnej wią:?Jce skierowanej na cel może się znaleźć kilka rakiet przy drugim systemie kierowania. Na przykład bateria rakiet Oerlikon, z jednym nadajnikiem wiązki i jedną stacją śledzącą cel, może odpalać do 12 rakiet na minutę. Za ogólną wadę tych systemów uważa się znaczne obniżenie dokładności naprowadzania przy dużych odległościach celu od stacji radiolok,acyjnej.
Rozdział
XII
SYSTEMY SAMONAPROWADZANIA POCISKóW ODRZUTOWYCH
1.
Wiadomości podsławowe
o systemach samonaprowadzania
W systemach samonaprowadzaJ!li.a cała aparatura kierowania jest umieszezona w samym pocisku. Aparatura ta nieprzerwanie i automatycznie określa położenie pocisku w stosunku do celu i automatycznie wytwarza sygnały kierujące sterami, naprowadzając pocisk do celu. Urządzenie określające położenie celu, w stosunku do pocisku, nazywane jest koordynatorem. Najczę ściej koordyna.tor mierzy kątowe odchylenie celu od swej osi podłużnej. Na wyjściu koordynatora pojawiają się dwa napięcia, które po odpowiednim przekształceniu i wzmocnieniu oddziały wają na stery rakiety, obracając je tak, że występujące odchylenie znika. Dla zwiększenia dokładności na.prowadZal!lia w skład systemu mogą wchodzić i inne mierniki pomocnicze: żyroskopy pozycyjne, prędkościowe i przyśpieszeniowo-prędkościowe; akcelerometry; .czujniki kąta natarcia itp. Schemat blokowy systemu samonaprowadzania jest przedstawiony na rysunku 120. Sygnał wskazujący cel doprowadzany jest do koordynatora K1. Wytworzone napięcie błędu jest doprowadzane do wzrnacniac.zy W1 i W2, które poprzez urządzenie napędowe oddz,iaływają na stery rakiety. Rakieta obraca się i tym samym kieruje oś koordynatora na cel. Dodatkowe mierniki K 2 nieprzerwanie wytwarzają napięcia korygujące, udoskonalające system samonaprowadzania. System sarnonaprowadzania może pracować tylko w tym przypadku, jeśli cel wyTóżni.a się na tle otoczenia jakąkolwiek cechą. Wybr·ana ·cecha fizyczna celu określa typ i zasadę pracy koordynatora. W koordynatorze może być wykorzystana optyczna kontrastowość celu w tym przypadku, jeśli cel inaczej niż otaczające :tło odbija promienie widzialne. Samolot na niebie bez obłoków lub okręt na otwartym morzu charakteryzują się taką kontrasto,wością. Czujnikiem
195
takiego koordynatora Jest · powielacz fotoelektryczny lub komórka fotoelektryczna. Koordynator optyczny może wykorzystywać i "światło" niewidoczne dla ludzkiego oka promienie podczerwone (cieplne). W takim przypadku zazwyczaj wykorzystywane są promienie nie odbite od celu, ale wysyłane przez ceL Wspominaliśmy już, że wiele celów wysyła silne promieniowanie podczerwone. Dla normalnej pracy koordynatora termicznego (cieplnego) n1e>zbęd ne jest, 'ażeby intensywność promieniowania celu kilkakrotnie
Rys. 120. Schemat blokowy· systemu samonaprowadzania przekr·aczała intensywność promieniowania ·otoczenia, w którym znajduje się cel. Odległość, przy której sygnał wyraźnie wydziela się na tle szumów, określa zasięg termicznego systemu samonaprowadzania. Z konstrukcją koordynatora optycznego zapoznamy się ll1ieco później. Często cel stanowi silne źródło dźwięku, co także może być
wykorzystywane w systemie samonaprowadzania rakiet. Silne źródła dźwięku to pracujące silniki samolotu, a także i sam samolot lecący z prędkością naddźwiękową. Szum śruby okręto wej może być wykorzystany w systemie naprowadzania torped morskich. Koordynatorem w takim systemie zazwyczaj bywa mikrofon. Jest on wyposażony w odpowiednie urządzenie (na przykład tuba), pozwalające określać kierunek źródła dźwięku. Ponieważ taki koordynator określa nie położenie celu, a kierunek, skąd przybył dźwięk, to pocisk będzie naprowadzał się nie na szybko poruszający się cel, a na jakiś punkt leżący ·z,a celem. Zjawisko to jest wyjaśnione na rysunku 121, gdzie przedstawiony jest samolot S, poruszający się ;z prędkością naddźwiękową i rakieta R. Lecący samolot zajmuje •w przestrzeni kolejne położenia Oo, 01, 0 2 , 03, 04. Gdy dźwięk samolotu doszedł z punktu Oo do rakiety, to samolot zdążył przesunąć się w położenie 05. Rakieta będzie naprowadzała się w kierunku źródła dźwięku (do 196
punktu 0(1" .1 więc z duzym błędem*. Zjawisko to ogranicza stosowanie koordynatorów dźwiękowych w pociskach przeciwlotniczych. J ed!nak w torpedach morskich koordynatory dźwiękowe znajdują szerokie zastosowanie. W pociskach kierowanych stosowane są często koordynatary r·adiolokacyjne. Koordynator moze namienzać cel dzięki temu, że promieniuje on fale radiowe. System samonaprowadzania, wykorzystujący promieniowanie radiowe celu, nazywany jest
Rys. 121.
Praca
koordynatora
naddźwiękowej
akustycznego przy celu
prędkości
biernym systemem naprowadzlłlnia. W takim przypadku pocisk naprowadza się na promieniującą antenę celu. Koordynatary poprzednio rozpatrywane są takż.e stosowane w biernych systemach samonaprowoozania. Koordynator może namierzać cel dzięki temu, że odbija on fale radiowe. Jeśli źródło "oświetlające" cel 'znajduje się na zewnątrz pocisku (na pl'zykład radiolokacyjna stacja na,ziemna), to taki system naprowadzania na!zyrwany jest półaktywnym. Jeśli źródło fal radiowych "oświetlających" cel jest zainstalowane na samym pocisku, to system samonaprowadzania nazywany jest aktywnym.
* Dlatego,
że samolot naddźwiękowy wyprzedza dźwięk. W przypadku gdzie prędkości źródła dźwięków są znacznie mniejsze, dźwięk wyprzedza okręt (przyp. red.).
okrętów,
197
2. Wybór metody naprowadzania pocisków Jeśli działanie koordynatora skierowane jest wzdłuż osi pocisku i koordynator jest umocowany do jego korpusu, to wykorzystuje się metodę bezpośredniego naprowadzania pocisku na cel. W czasie takiego naprowadzania oś pocisku jest ciągle skierowana na cel. Ponieważ cel porusza się, pocisk obraca się za
Vcelu
Rys. 122.
~ .::/--_ __"
Bezpośrednie
naprowadzanie pocisku
nim i jego tor ulega zakrzywieniu. Celem zmiany toru należy do pocisku przyłożyć siłę Y, która przy locie celu w lewo. jest skierowana w tę samą stronę (rys. 122). Jeśli kierowanie odbywa się na zasadzie oddziaływania sił aerodynamicznych, to do ich wytworzeni·a niezbędny jest kąt natarcia a (kąt pomiędzy podłużną osią symetrii pocisku i wektorem prędkości V). W ten sposób wektor prędkości oddala się od kierunku cel-pocisk o kąt a i pocisk jest kierowany do pewnego punktu .z tyłu celu. Ponadto przy korzystaniu z metody trzech punktów pocisk posiada tor silnie zakrzywiony. Lepsze rezultaty otrzymuje się, jeśli na cel jest skierowany wektor prędkości rakiet, a nie oś pocisku. W takim przypadku koordynator powinien być orien-
198
towany nie według osi pocisku, a według kierunku jego prędko ści. Praktyoznie osiąga się to dzięki temu, że koordynator jest ruchomy w stosunku do korpusu pocisku. Taki koordynator może być ustawiony za pomocą wskaźnika wiatru, według nadbiegającego strumienia powietrza, to jest na kierunek wektora prędkości. Ten sposób naprowadzania pocisku nazywany jest pościgiem. Pocisk dąży do znalezienia się na tym samym kierunku co i cel, ściślej mówią'c w ogonie celu. Na rysunku 123 przedstawione są krzywe po·ścigu: tor pogoni i tor spotka~nia. Jak widać: z tego rysunku, tor pocisku jest silnie zakrzywiony.
Rys. 123. Przechwytywame celU: 1 -
tor pogoni, 2 -
tor spotkania
Wyrzucony pocisk Ill()Że na danej wysokości opisać tor tylko do pewnego dopuszcz,a1nego maksymalnego przeciążenia. Może nastąpić taka chwila, że ster pocisku odchyli się o maksymalny kąt, a wartość powstałej przy tym maksymalnej siły kierującej okaże się za mała, aby przeprowadzić wymaganą 'Zmi,anę kierunku prędkości pocisku. Od tej chwili pocisk pocznie poruszać się po okręgu minimalnego promienia, który odpo,wiada maksymalnemu przeciążeniu. Narprowadzanie pocisku zostanie przerwane, ponieważ nie nadąży on za celem. Cel po pewnym czasie wyjdzie z pola widzenia koordynatora, po czym już nie będzie mowy o samonaprowadzeniu pocisku. Niezbędne jest wybieranie takich metod naprowadzania, które nie wymagają dużych przeciążeń, nawet przy najbardziej nie sprzyjających warunkach strzelania. Wyprostowanie toru pocisku można uzyskać, gdy spowoduje się jego lot w kierunku przewidywanego miejsca znajdowania
199
się celu. Dokonuje się tego przez stosow.au1ie metody naprowadzania ze stałym kątem wyprzedzenia. Najbardziej racjonalne jest określenie tego kąta z obliczenia współrzędnych punktu wyprzedzenia. Załóżmy, że w punkcie R znajduje się rakieta (rys. 124), a w punkcie S lecący samolot (cel). Znana jest prędkość samolotu V 8 i kierunek jego lotu (kąt q). Jeśli te wielkości pozostaną bez zmiany w czasie lotu rakiety t, to tor celu będzie prostą SB.
B
Y
Rys. 124. Krzywa wyprzedzania (wyKres zbliżania
się)
Do przewidzianego punktu wyprzedzenia B rakieta leci także po prostej RB. Obliczenie przewidywanego punktu spotkania polega na określeniu kierunku lotu rakiety kąta p na podstawie znanych wielkości: V 8 , q i prędkości rakiety Vr. Z trójkąta RBS nie jest trudne ustalenie zależności pomiędzy tymi czterema wie,lkościami. Ponieważ BO = RB sin p i BO = =SB sin q, to RN silll p =SB sin q Jednak RB=Vrt, a SB=Vst dlatego Vr t sin p= Vs t sin q (42) Vr sin p= Vs sin q
200
lub . smp
Vs . smq Vr
=-
(43)
Ażeby rakieta statecznie trzymała się toru RB, niezbędne jest obrócenie koordynatora o obliczony kąt p, połączenie go na sztywno z korpusem rakiety i odpalenie rakiety, gdy samolot zna,jdzie się w punkcie S. Ze wzoru (42) W)'lnika, że w czasie lotu rzuty prędkości rakiety i prędkości samolotu na oś Y są jednakowe. Zatem, w ciągu czasu L1,t1 przejdą one jednakową drogę O-1, w ciągu czasu L1t2 drogę 1 - 2 itd. A więc widać, że odcinki łączące rakietę i cel przesuwają się równolegle, następuje tak zwane równoległe zbliżanie się rakiety i celu. Obrócony koordynator nieprzerwanie skierowany jest na cel. Jeśli pod wpływem jakichkolwiek zaburzeń, na przykład porywu wiatru, rakieta odchyli się i wektor prędkości Vr nie będzie pokrywał się z linią RB, to na wyjściu koordynatora pojawią się sygnały. Sygnały te będą oddziaływały na stery rakiety i sprowadzą ją na prostą RB. W rezultacie nastąpi spotkanie rakiety z samolotem w obliczonym punkcie B. Taka metoda naprowadzania nie spełnia jednak całkowicie zadania, ponieważ po starcie rakiety. samolot może wykonać zakręt. W takim przypadku tor pocisku także się :z;akrzywia i pojawiają się omówione już wady koordynatora połączonego szty,wno z rakietą. Teoretycznie jedną z najlepszych metod samonaprowadzania jest taka metoda, kiedy nie oś, a wektor prędkości pocisku w dowolnej chwili jest skierowany na odpowiedni, błyskawicznie ustalony punkt wyprzedzenia. Dlatego, .aby rakieta naprowadzała się w ustalony punkt wyprz.edzenia przy dowolnych manewrach samolotu, trzeba zmieniać kąt p tak, ażeby z·ależność (43) była spełniona przez cały czas naprowadzania. Do tego celu umożliwia się swobodne przesuwanie koordynatora w stosunku do korpusu pocisku lub, inaczej mówiąc, tworzy się obrotowe umocowanie głowicy samonaprowadzania w pocisku. Głowica samonaprowadzania nieprzerwanie śledzi cel i póki ruch celu jest prostoliniowy i równomierny, kąt nie zmienia się. Przy manewrach celu kąt ten zaczyna się zmieniać. W rakiecie .zazwyczaj istnieje platforma stabilizowana, żyro skopowo. Oś koordynato111a, a więc i linia rakieta-cel tworzy określony kąt z tą platformą lub z osią swohoclnego żyroskopu zainstalowanego w rakiecie. Podczas lotu mierzy się prędkość zmian tego kąta, a tym samym prędkość obrotu linii rakieta-cel.
201
Sygnał proporcjonalny do tej prędkości doprowadzany jest do sterów rakiety i obraca się ona tak, ażeby sprowadzić występu jącą prędkość obrotu linii rakieta-cel do zera. W dowolnej chwili, gdy prędko1ść kątowa linii rakieta-cel jest równa zeru, linia ta przesuwa się równolegle i rakie;t,a narprowadza się na punkt spotkania. Kąt p w takiej chwili odpowiada
Rys. 125. Zyroskopowa głowica monaprowadzania:
śledząca
sa-
l ,-- stery odchylania, 2 - stery pochylenia, 3 - odchylenie, 4 - teleskop czuły na podczerwień, :; ramka, 6 - platforma stabilizowana, 7 - pochylenie, B - przechylenie
zależności (43). W ten sposób przy ruchach celu rakieta także manewruje, jednak krzywi,zna jej toru i przeciążenia nie są zbyt wielkie. Konstrukcja koordynatora śledzącego jest batrdziej złożona od konstrukcji !koordynatora nieruchomego. Na rysunku 125 przedstawiona jest zasada działania ruchomej głowicy śledzącej samonaprowadzania termicznego.
3. Radiolokacyjne systemy samonaprowadzania
Zasada działania radiolokacyjnych systemów samonaprowadzania jest podobna do zasad działania r.adioLoka.cyjnych stacji śledzących cel we współrzędnych kątowych, ro~atrzonych w rozdziale X. Na przykład, w systemie sarno!11.aprowadzania 202
może być wykorzystywane obracalilie się wiązki promieniowania. W takim przypadku koordynator pocisku stanowi antenę z reflektorem parabolicznym, wokół osi którego obraca się dipol. Antena umożliwia pociskowi "obserwowanie" jakiejś stożkowej części przestr:lJeni. Kiedy w polu obserwacji koordynatora pojawia się cel, następuje starrt: pocisku. Sygnały rozbieżności (błę du) między kierunkiem na cel i osią refieMora dopro,wadzane są nie do silnika kierowania anteną w a'zymucie i kącie wzniesienia, jak w sta,cji radiolokacyjnej, a do urządzeń sterowych.
Cel
~-I. Oś
gfowicy
b Rys. 126. Radiolokacyjny przyrząd samonaprowadzania biernego
Stery obracają pocisk tak, że oś reflektora staiCji pokładowej pozostaje stale skierowana na cel. Aktywne systemy samonaprowadzania, celem zmniejsze111ia rozmiarów i ciężar1,1. układu antenowego, pracują w zakresie fal centymetrowych i milimetrowych. Antena zazwyczaj jest zainstalowana w czołowej części pocisku, co komplikuj.e jego konstrukcję; cała czołowa część powinna być wykonana z materiału
203
dielektrycznego, który bez przeszkód przepuszcza fale radiowe, oraz powinna być wytrzymała na duże obciążenie aerodynamiezue występujące przy prędkościach naddźwiękowych. W Niemczech podczas II wojny światowej opracowano układ radio:lokacyjnego urządzenia do samona1pro.wadzania pocisku (rys. 126a). Głowica służąca do samonaprowadzania. biernego ma układ czterokanałowy przeznaczony do określania współrzędnych kątowych celu. Pracuje on na Msadzie porównywania wielkości sygnałów (amplitudowy system wielokanałowy). Głowica antenowa posiada dwi.e pary ańten: Apl, Ap 2 (w płaszczyźnie poziomej) i A,1 , A, 2 (w płaszczyźnie pionowej). Każda antena była wykonana jako pręt dielektryczny (trolitowy). Cha·rakterystyka promieniowania anteny w płaszczyźnie przec_hodzącej przez oś koordynatora jest przedstawiona na rysunku 126b. Jeżeli cel, promieniujący fale radiowe, znajduje się na osi głowicy. samonaprowadzania, to sygnały odbierane przez każdą antenę prętową są sobie równe. Sygnały te są doprowadzalne do pojemnościowego przełącznika wielkiej częstotliwości, poprzez który trafiają na wejście odbiornika. Do wyjścia odbiornika jest dołączony pnzełącznik małej częstotliwości. Oba przełączniki obracają się współbieżnie i współfazowo z prędkością 3 000 obr/min. Do zacisków przełącznika małej częstotli·wości dołą·czone są dwa przekaźniki polaryzowane P, i Pp. Ponieważ przełączniki obracają się współbieżnie i współfazowo, to do przekaźnika Pr trafiają tylko sygnały z anten pionowych, a do przekaźnika P P - z anten poziomych. Gdy odbierane sygnały radiowe• w każdej parze anten są jednakowe, to do uzwojeń przelmźników doprowadzane są sygnały o jednakowej amplitudzie, lecz o różnej biegunowości. Dlatego kotwice przekaźników wahają się wokół swego średniego położenia.
Przy odchyleniu się celu od osi anteny o wartość e (rys. 126b) w antenach indukują się drgania elektromagnetyczne o różnym natężeniu. Dlatego pojawiają się niejednakowe impulsy prądu w uzwojeniach przekaźników. Kotwica przekaźnika odchyla się w jedną stronę o większy kąt niż w drugą. W rezultacie pojawia się sygnał kierujący. Jeśli .antena gł01wicy jest umocowana sztywno do rakiety, to sygnał kierujący doprowadzony jest bezpośrednio do unządzenia sterowego i rakieta likwiduj e występu jące odchylenie. J·eśli głowica antenowa posiada obrotowe umocowanie w rakiecie, to sygnał kierujący doprowadzany jest do silników Mr i Mp, które tak obracają głowicę antenową, że pojawiające się odchylenie .zanika. Do kierowania rakietą. w takich przypadkach wykorzystuje się sygnały uzyskiwane z dwóch potencjometrów, których korpusy 204
umocowane są do głowicy antenowej, a suwaki połączone są .z korpusem rakiety. Pojawiające się sygnały na zaciskach potencjometrów, przy odchyleniu osi gJ:iowicy antenowej od osi rakiety, doprowadzane są po w.zmocnieniu. do urządzeń sterowych. Rakieta obraca się i likwiduje powstałe odchylenie, to znaczy oś rakiety śledzi położenie osi koordynatora. Ro~patrywana głowica może także być stosowana i w aktywnym systemie samonaprowadzania. W tym przypadku w pocisku powinien być dodatkowo zainstalowany nadajnik radiowy wraz ze swą anteną. Głowica samonaprowadzania będzie reagowała na promieniowanie radiowe odbite od celu. Przy wykorzystaniu w koordynatorze z fazowej metody Wielokanałowej określeni·a wspóbrzędnych kątowych celu zadanie głowicy samonaprowadzania umocowanej obrotowo spełnia koordynator. Poeisk z takim koordynatorem posiada cztery nieruchome anteny prętowe, znajdujące się w jego czołowej części podobnie jak poprzednio (rys. 126). Jedna para anten jest w kanale kierowania pochyleniem, a druga - odchyleniem.
Rys. 127. Fazowy system samonaprowadzania
Na rysunku 127 przedstawiony jest schemat jednego z kanakierowania [3]. Każda z anten A jest połączona za pomocą kabla koncentrycznego lub falowodu z osobnym odbiornikiem 1 i 2. Sygnały odbiornika 1 dopmwadza!ne są bezpośrednio. do detekto:ra fazoczułego DF, a sygnały z drugiego przechodzą najpierw pr.zez przesuwnik fa,zowy PF. Przy umocowaniu obrotowym głowicy śledzącej w korpusie rakiety, w chwili startu, głowica obraca się o obliczony kąt p. W rozpatrywanym przypadku kąt pomiędzy kierunkiem działania koordynatora .a osią rakiety można ustalić, obracając o określony kąt oś przesuwnika fa,zowego PF. Wówczas z detekłów
205
tara fazoczułego DF będą przychodziły sygnały o jednakowej fazie pomimo to, że czoło fali tworzy z linią łączącą anteny kąt p, a kierunek na cel tworzy taki sam kąt z osią pocisku. Napięcie z ~adsków detektora fazoczułego doprowadzane jest do wzmacniacza prądu stałego W, a następnie do silnika S. Gdy rakieta leci do przewidywanego punktu spotkania (pod kątem p po linii pocisk-cel), napięcie to jest równe zeru. Przy manewrowaniu celu lub przy odchyleniu się rakiety od założ01nego toru, kąt p zmienia się, pojawia się sygnał na wyjściu wzmacniacza W, silnik S zaczyna się obracać i poprzez reduktor oddziałuje na przesuwnik fazowy, dążąc do zaniku różnicy faz. ReaHzuje się znany już nam kompensacyjny sposób parniaTu ró~nicy faz "głowica śledzi cel". Jednak zamiast rzeczywistego obrotu głowicy następuje obrót osi silnika S, a prędkość obrotu tego silnika odpowiada prędkości obrotu głowicy. Obrót osi silnika odtwarza zarówno drgania korpusu rakiety spowodowane zewnętrznymi oddziaływaniami, jak i przesuwanie się linii rakieta-cel spowodowane manewrami celu. Ażeby żyroskop Z wytwarzał sygnały proporcjonalne do prędkości obrotu linii pocisk-cel, to umieszcza się go na platformie połączonej 'Z osią pocisku. Drgania tej platformy są w fazie przeciwnej do korpusu rakiety. Drgania te kompensują się na!Wzajem i żyroskop reaguje tylko na obroty ;platformy spowodowane manewrami celu. Sygnał proporcjonalny do prędkości obrotu linii pocisk-cel jest doprowadzany z zacisków żyroskopu Z do pilota automatycznego. Pozwala to na realizację równoległego zbliżainia się rakiety do celu. Drugi kanał kierowania pTacuje analogicznie i posiada odrębny narpęd przesuwnika fa~zowego oraz drugi żyroskop. Rozpartnzony koordynator naprowadza do celu, który promieniuje f,alle radiowe. Może on też być częścią 'aktywnego systemu samonaprowadzania, jeśli w rakiecie zainstalowany jest nadajnik radiowy "oświetlający" cel. Anteny kooa.-dynatoTa, wyko,rzystują'cego fazową metodę śle dzenia celu, mają szerokie charakterystyki promieniowania. W strefie działania koordynatora może znajdować się kilka celów i dlatego do systemu samon1łjprowadzania wchodzą także układy selekcji celów (w odległości lub według prędkości zbliżania się).
4. Termiczna
głowica
samonaprowadzania
Koordynatory, wykorzystujące promieniowanie podczerwone przez cel, są często stosowane w systemach samonaprowadzania. Na rysunku 128 przedstawiony jest schemat wyjaśwysyłane
206
maJący zasadę działania
teDmicznej (optycznej) głowicy samona prowadzania. Część elner.gii cieplnej, promienio,wanej przez cel, pada na soczewkę optyczną l i zostaje skupiona w jej ognisku. W ognisku soczewki znajduje się komórka fotoelektryczna 4, która pod wpływem padającej nań energii wytwarza prąd. Przed komórką fotoelektryczną znajduje się przezroczysty krążek 2, na którym
Ez
p
b
:._~Ster
Oś
K~ [,
a Os steru
Zobrazowanie celu li
Rys. 128. Zasada l -
działania
termicznej
głowicy
samonaprowadzania:
soczewka optyczna, 2 - przezroczysty krążek, 3 - silnik, 4 - komórka fotoelektryczna, 5 - wzmacniacz, 6 i 7 - filtry, 8 i 9 - prostowniki
znajdują się
dwa koncentryczne koła z nieprzezroczystymi klinami I i II. Liczba tych nieprzezroczystych klinów jest niejednakowa: na zewnętrznym kole jest ich mniej niż na wewnętrz nym. Gdy źródło energii znajduje się dokładnie na osi optycznej soczewki, to obra'z celu leży na granicy pomiędzy kołami. Wyobraźmy sobie, że cel znajduje się poniżej optycznej osi soczewki. Wówcms obraz celu znajduje się na kole zewnętrznym. Krążek 2 jest równomiernie obracany przez silnik 3. Dlatego przechodzący pr
207
ści prądu, która odpowiada liczbie klinów na kole zewnętrznym; drugi (filtr 6) dostrojony jest do częstotliwości prądu komórki fotoelektrycznej, gdy strumień będzie modulowany przez wewnętrzne kliny (w przypadku odchylenia się celu w górę). W naszym przypp.dku do filtrów doprowadzony został prąd o częstotliwości, do której dostrojony jest filtr 7. Z filtrem 7 połączony jest prostownik 9. Zasila on dolne uzwojeni,e przekaźnika P i kotwica przekaźnika włącza styk do,lny. Prąd popłynie przez elektromagnes E1 i elektromagnes przyciągnie zworę a, ster obróci się w dół, zaś rakieta skieruje się za celem. Gdy cel będzie wyżej od osi optyc21nej, to strumień będzie modulowany przez wewnętrzne kliny krążka i napięcie zmienne zostanie wydzielone w filtrze 6. Prostownik 8 wyprostuje to napięcie i zostanie ono doprowadzone do górnego uzwojenia przekaźnika P. Kotwica włączy górrny styk i elektromagnes E2 przyciągnie rdzeń b. Ster obróci się do góry i oś koordynatora znowu zostanie skierowana na cel. Przy położeniu celu dokładnie na osi koordynatora obraz jego znajduje się na granicy pomiędzy klinami i prąd komórki fotoelektrycznej jest jednocześnie modulowany przez dwie częstotliwości. Częstotliwości tych napięć wyodrębrniane są przez oba filtry i w uzwojeniach przekaźnika P płyną jednakowe prą dy. Strumienie m(l!gnetyczne wytwarzane przez te uzwojenia skierowane są w przeciwnych kierunkach i dlatego wypadkowa siła elektromagnetyczna jest równa zeru. Kotwica przekaźnika P pozostaje w położeniu środkowym. Rozpatrzo111y przez nas układ umożliwia jedynie określenie kierunku odchylenia, a nie jego wartości; sygnał doprowadzany do uzwojenia przekaźnika nie zależy od wartości odchylenia celu od osi głowicy. Oprócz tego, ażeby kierować sterami poziomymi i pionowymi, niezbędne jest posiadanie na wyjściu komdynatara dwóch sygnałów, proporcjonalnych do wielkości odchyle'nia osi koordynatora od celu. Dlatego w kOIOJ:dynatorach optycznych stosowane są dwa krążki modulujące o bardziej złożonych wzorach. Na rysunku 129 przedstawione są krążki modulujące, za pomocą których można uzyskać sygnały kierujące, proporcjonalne do kąta odchyJ,enia i do kąta pochylenia. Każdy krążek posiada trzy przezroczyste (na rys. zaczernione) i trzy podwójne zakreskowane (rastrowe) sektory. Krążki obracane są z jednakową pręd kością o tak dobranym przesunięciu, że kiedy widok celu przecinany jest przez rastrowy sekto,r krążka A, to krążek B w tym miejscu ma sektor przezroczysty. W następnej chwili, na miejscu widoku celu będzie już sektor rastro1wy krążka B ora:z sektor przezroczysty krążka A.
208
Kiedy cel znajduje się na osi optycznej koordynatora, to jego widok znajduje się pomiędzy zewnętrzmym i wewnętrznym sektorem rastrowym obu krążków (na łuku 1-2 lub l' -2'). Nietrudno przekonać się, że krążek A będzie "czuły" na odchylenie się celu (i jego 'Widoku) tylko w lewo lub tylko w prawo. Widok celu przy tym będzie modulowany sektorem rastrowym zewnętrznym lub wewnętrznym (I lub II). Krążek B będzie "czuły" na pochylenie celu IW górę lub w dół od osi. Wówczas widok celu będzie modulowany sektorem rastrowym III lub IV. Dlatego krążek A można nazwać krążkiem kursu (odchylenia), a B -krążkiem pochylenia. Jeśli liczba kresek na wszystkich rastrach jest różna, to kierunek odchylenia celu jest określony przez częstotliwość prądu komórki fotoelektrycznej. Szerokość zakreskowanej powierzchni krążka zwiększa się wraz ze wzrostem odległości od granicy pomiędzy rastrami (łuku 1-2). Dlatego wielkość odchylenia celu od osi koordy- Rys, 129. Krążki modulujące natora jest określona długością impulsu o znanej częstotliwości. Trzeba powiedzieć, że i w innych koordynatorach optycznych (na przykład w automatycznym sekstansie astronawigacyjnego systemu naprowadzania) stosowana jest podobna zasada uzyskania napięcia błędu. Prąd komórki fotoelektrycznej zazwyczaj jest bardzo słaby i dlatego, ażeby uruchomił on przekaźnik, należy go wzrr..ocnić kilka milionów razy. Wzmocnienie to można najprościej uzyskać we wzmacniaczach prądu zmiennego, ponieważ tego rodzaju koordynatary wytwarzają napięcie błędu modulowane przez określoną częstotliwość. Schemat termicznej głowicy samonaprowadzania z zastosowaniem mzpatrywarnego koo,rdynatora jest przedstawiony na rysunku 130. Strumień fal podczerwonych celu, padający na obiektyw, prZ€chodzi przez filtr i krążki modulujące. Krążki są uruchamiane przez silnik S, którego liczba obrotów jest stała dzięki regulatorowi obrotów. W układzie tym zastosowano dwa jednakowe krążki. Ażeby przy pracy krążka pochylenia dołączane były tyl14 -
Kierowanie rakietami
209
Krażki
Styk pochylenia
modulujace
Silnik steru
---..--.........~Obiek~~---/
~
~
Filtr
wysokości
_ AD; ---- _....
~
~
r
B
.......
' -
N
~
Soczewka
Ilu,.\~.··~, . ~
'~
+
p[2
':;i/nik steru /kursu
~
+Ua
Rys. 130, Schemat termicznej głowicy samonaprowadzania z zastosowaniem koordynatora optycznego
ko mechanizmy wykonruwcze kiero:wania sterami poziomymi, zastosowano przełącznik mimośrodowy PM. Znajduje się on na jednej osi z krążkami i zwiera obwód pochylenia (styk 1), gdy widok celu pada na sektor rastrowy krążka pochylenia oraz zwiera obwód kursu (styk 2), gdy widok celu pada na sektor rastrowy krążka kursu. Modulowane promieniowanie celu jest skupione za pomocą soczewki na komórkę fotoelektryczną KF (w głowicach termicznych często stosowane są siarczko1wo-ołowio1we komórki fotoelektryczne). Prąd wytwarzany przez komórkę fotoelektryczną jest wzma.cniany w dwustopniowym wzmacniaczu prądu zmiennego (lampy L1 i L 2 ). Obciążenie anodowe ostatniej lampy stanowią dwa fi·ltry (F1 i F2) dostrojone do ·częstotliwości wytwarzanej przez sektory rastrowe obmcających się krążków. Prostowniki w układzie mostkowym P1 i P2 są· sprzężone transformatorowo z tymi filtrami. Prostowniki zasilają uzwojenie przekaź nika polaryzowanego PP. Gdy napięcie zmienne jest wyodręb niane przez filtr F1, pracuje mostek P1 i poprzez uzwojenie przekaźnika PP płynie prąd w jednym kierunku. Gdy napięcie jest wyodrębniane przez filtr F2, pracuje mostek P 2 i przez uzwojenia przekaźnika PP płynie prąd w przeciwnym kierunku. Zgodnie ·z tym. kotwica przekaźnika polaryzowanego zwiera swój górny lub dolny styk i włącza przekaźnik PE1 lub PE2. Poprzez styki tych przekaźników dodatnie napięcie baterii doprowadzone jest do jedlnej. lub do drugiej po•łówki uzwojenia wzbudzenia silników. Obracają one za pośrednictwem p:uzekładni ślimako wych poziome lub pionowe stery rakiety, jeśli do uzwojeń wzbudzenia dołączony jest biegun ujemny baterii. Minus baterii jest dołączany do uzwojeń wzbudzenia za pomocą styków 1 lub 2 p!'zełącznika mimośrodo•wego P M. W ten sposób w dowolnej chwili napięcie będz~e doprowadzane do silnika kierowa1nia pochyleniem lub do silnika kierowalilia kursem w zależności od tego, który sektor rastrowy moduluje :Promieniowanie celu. Czas działania włączonego silnika, a więc i kąt obrotu sterów, zależy od czasu działania przekaźników PE1 i PE2, to jest od czasu trwania impulsów prądu zmienlnego o częstotliwości ft lub /2, to zna1czy od odchylenia kątowego celu od osi koordynatora. Stery są obracane tak, ażeby odchylenie to zostało zlikwidowane. Oś koordynatora pokrywa się z podłużną osią anteny lub jest do niej równoległa i dlatego rakieta bez względu na wykonywane manewry celu zawsze leci w jego kierunku. Głorwi.ca samonaprowadzania może być umocowana obrotowo w korpusie rakiety. W tym pnzypadku napięcie błędu wykorzystywane jest jedynie do kierowania głowicą samonaprowadzania. Do kierowa211
nia pociskiem wykorzystuje się napięcie błędu powstałe wskutek odchylenia osi koordynatora od osi pocisku. W termicznych głowieach samonaprowadzania, oprócz rastrowych krążków modulujących, często wykorzystywane są i inne rodzaje modulartorów strumienia faL Na przykład, często stosowany j.est krążek modulujący o połówce zaczernionej lub obracająca się nieprzezroczysta przesłona o specjalnym kształcie [17].
Rys. 131. Modulator promieniowania
Podczas o.brortu krążka specjalny generator wytwarza dwa odniesienia. Jeśli dodatnia półfala jednego napięcia odniesienia zaczyna się w chwili, gdy granica pomiędzy przezroczystą a zaczernioną połówką krążka jest pionowa, to dodatnia półfala drugiego napięcia odniesienia zaczyna się, gdy granica ta jest pozioma. W ten sposób napięcia odniesienia są przesunięte w fazie o 90° (napięda ul i u2 ma rys. 131). Wyobraźmy sobie, że za krążkiem zainstalowana jest komórka fotoelektryczna lub inny wskaźnik promieniowania termicznego. Faza napięcia urzyskiwanego na ·zaciskach tego wskaźnika zaleiiy od położenia widoku ·Celu na krążku modulującym. Na przykład, jeśli widok celu znajduje się w pu:nkcie C tarczy, to napięcie błędu będzie przesunięte w fazie mniej więcej o 45°, w stosunku do napięcia odniesienia U1 (rys. 131). Przy innym położeniu widoku celu napięcie błędu będzie posiadało inne przesunięcie fazowe. Napięcie błędu jest porównywane z napięciami odniesiernia w dwóch detektor-ach fazoczułych, wydzielających sygnały przeznaczone do kierowania sterami pochylenia i odchyleni.a rakiety (przy sztywnym umocowaniu głowicy do korpusu), lub wykorzynapięcia
212
stywane są do obrotu głowicy śledzącej przy umocowaniu obrotowym. Schemat elektTyczny systemu samonaprowadzania z takim modulatorem promieniowania jest podobny do schematu śledze nia celu we współrzędnych kątowych przy wirującym obrocie wiązki (rozdz. X). Zasięg termicznej głowicy SamonaprowadZiania zależy od tempemtury, wielkości po·wierzchni promieniującej, stanu a1tmosfery i waha się od kilku do kilkudziesięciu kilometrów.. Zasięg jest mniejszy w ciągu dnia, w obłokach i we mgle. Termiczne głowice samona,pro,wadzające ·zazwyczaj są stosowane łącznie z innymi sposobami naprowadzania. Pocisk odl.'1zutowy atakujący samolot ma zawsz-e większą prędkość od samolotu i dlatego nie jest on w stanie dokonywać bardzo ostrych zakrętów. Pilot samolotu moż·e uchylić się przed pociskiem, wykonując energiczne manewry obronne. Umiejętne manewrowanie celu może spowodować chybienie pocisku. Aby nawet przy niewielkim chybieniu pocisk zniszczył cel, stosowane są zapalniki zbliżeniowe. 5. Zapalniki zbliżeniowe i samolikwidałory pocisków odrzutowych
ZapaJ,niki zbliżenio1we stanowią obecnie nięodłączną część skła wielu pociskó-w kierowanych i niektórych typów podsków artyleryjskich. Zapalniki zbliżeniowe zna,lazły sz·erokie zastosowanie już w czasie II wojny świartowej, obok ·zwykłych za,palników czasawych. O skuteczności zapalników zbliżeniowych mogą świadczyć następujące liczby. W 1943 r. we flocie USA 75% pocisków artylerii przeciwlotniczej 5-calo:wej miało zapalniki czasowe i 25% zapalniki zbliżeniowe (radiolokacyjne). Jak okazało się, 49% samolotów strąconych zostało przez pociski z zapalnikami czasowymi, a 51% samolotów zestrzelonych zostało przez pociski z zapa,lnikami zbliżeniowymi. W ten spc.sób, na podstawie liczby strąconych samolot6w, skuteczność strącania wyniosła 3 : l na korzyść radiolokacyjnych zapalników zbliżeniowych. Według danych jednej z firm amerykańskich pociski z radiolokacyjnymi zapalnikami zbliżeniowymi są 3 do 5-krotni·e skuteczniejsze od pocisków z zapalnikami czasowymi przy strzelaniu do celów naziemnych ·znajdujących się za lekkimi przesłonami [5]. Cechą szczególną zapalników czasowych było to, że dział;ały one w określonym punkcie toru. Innymi słowami, punkt rozerwania się pocisku zależy tylko od odległości (ściśle•j mówiąc od dową
213
czasu), na jaką nastaiWiany jest :zapalnik, a nie zależy od poło żenia celu. Zapalniki zbliżeniowe umożliwiają wybuch pocisku w takiej odległości od celu, w której. \Prawdopodobieństwo rażenia celu jest bliskie 100%. W obecnych czasa.ch podski kierowane posiadają wyłącznie zapalniki zbliżeniowe dlatego, że żaden system naprowadzania nie może :zapewnić 100% prawdopodobieństwa bezpośredniego t•f\afienia celu. Ponieważ współczesne samoloty latają z dużymi prędkościami, dlatego nie zdąży się wysłać drugiego pocisku kierowanego, jeśli pierwszy chybił. Przerwanie się. :choćby jednego samolotu poprzez łańcuch obrony przeci·wlotniczej może spowodować zniszczenie chronionego obiektu, ponieważ samoloty współczesne są zaopatrzone w bomby atomowe, a nawet w wodorowe. Za,pa:lniki zbliżeniowe po•winny: - spo·wodować wybuch pocisku w odległości od celu nie przekraczającej zasięgu skutecznego działania odłamków; czułość zapalnika nie powinna przekraczać tego zasięgu; - być zdolne do szybkiego zadziałania, ażeby nie mogła się istotnie zmienić odłegłość pomiędzy nim a celem,. pomiędzy chwilą uzyskania sygna1łu powodującego wybuch a chwilą wybuchu pocisku; - działać niezależnie od pory doby i warunków atmosferycznych; - być :zabezpieczone przed zakłóceiiliami sztucznymi (wytwarzanymi przez przeciwnika). . Według zasady działania .za·palniki zbliżeniowe dzielą się na akustyczne, termiczne, magnetyczne, :elektrostatyczne i radiotechniczne. Do zadziałania zapalników iZbliżeniowych wykorzystuje się szereg wielkości fizyczmych, które zmieniają się wraz ze zbliżaniem się pocisku do celu. Na rysunku 132 przedstatwiony jest przebieg zmian pa:rametrów wielkości fizycznych przy pr.zechodzeniu pocisku obok cel u. Akustyczne zapalniki zbliżeniowe reagują na określone natę żenie dźwięku (na
Zasada działania za:pa1l:ników magnetycznych wykorzystuje zniekształcenie :przez cel ziemskiego pola magnetycznego, spowodowane obecnością ciał ferromagnetycznych (np. sta·lowych). Poni€waż zniekształcenia takie są wykrywane dopiero w nieznacznej odległości od celu (rzędu kilku metrów), zapalniki magnetyczne we współczesnych pociskach przeoCel ciwlotniczych nie są '/"t r.0 -----~ c=const stosowane. Tor poruszajqcego się obtektu Zapalniki optyczne także nie znalazły szerszego zastosowania, ponieważ działanie ich związane jest z oświe tleniem i czynnikami meteorologicznymi. Obecnie najczęściej stosowane są różnego rodzaju zapalniki radiotechniczne i termiczne (na podczerwień). Zapalniki radiotech- Rys. 132. Zmiana parametrów wielkości niczne, w zależności od fizycznych podczas przelatywania pocisku obok celu miejsca położenia źró dła fal radiowych, wykorzystywanych do otrzymania sygnału kierującego, dzielą się na zapalniki typu biernego, półaktywnego i aktywnego. Najczęściej stosowane są dwa ostatnie typy zapalników radiotechnicznych. Najbardziej rozpowszechniO:ne są zapalniki radiotechniczne wykorzystujące zja1 w isko Dopplera i tak zwane oporo,we zapalniki radiotechniczne. Rozpatr:zymy schemat blokowy zapalnika radiotechnicznego (rys. 133) typu aktywnego - tak zwianego za,pa:lnik.a radio•lokacyjnego, wykorzystują.cego zjawisko Dopplera. Miniaturowy nadajnik l nieprzerwanie promieniuje w przestrzeń sygnały radiowe o częstotliwości f 0 • Sygnały odbite od celu odbierane są przez odbiornik 2. Kiedy pocisk zbliża się do celu, to przyjęte sygnały radiowe posiadają częstotliwość f 2 , większą od częstotliwości sygnałów nadawanych, z powodu zjawiska Dopplera. Sygnały nadawane przez nadajnik z częstotliwością fo i odbierane prze:z odbiornik 2 doprowadzane są do mieszacza 3. Na wyjściu mieszacza wydziela się sygnał, o częstotliwości równej
215
rozmcy częstotliwości sygnałów wejściowych. Różnicowy sygnał małej częstotliwości jest wyodrębniany przez filtr wejściowy 4 wzmacniacza małej częstotliwości 5. Dalej jest on dorprowadzany na siatkę tyratronu T poprzez urządz.enie- zabezpieczające 6.
fv
Wszystkie elementy zasilane są ze źródła prądu 7. 2ródłem ogniwo lub akumulator, a także miniaturowa prądnica, której wirnik jest obracany przez wiatraczek zainstalowany Cel w głowicy pocisku. ~ Częstotliwość dopplerowska jest proporcjonalna do prędkości zbliża nia się pocisku do celu (wzór 33). Gdy pocisk przelatuje obok celu, to pręd kość ta przechodzi przez wartość zePocisk
prądu moż·e być
Rys. 133. Schemat blokowy radiolokacyjnego zapalnika wego: 1 - nadajnik, 2 wzmacniacz małej
odbiornik, 3 -
częstotliwości, prądu, 8
źródło
mieszacz, 4 6
-
-
urządzenie
spłonka
zbliżenio
filtr wejściowy, zabezpieczające,
5 -
7 -
elektryczna
rową (krzywa na rys. 132), a częstotliwość dopplerowska gwał townie maleje. Filtr 4 przepuszcza do wzmacniacza 5 napięcie o bardzo małej częstotliwości i dlatego do siatki tyratronu dojdzie sygnał tylko wtedy, gdy pocisk przelatuje obok celu. Tyratron normalnie jest zablokowany ujemnym napięciem U s· Sygnał przychodzący na siatkę tyratranu powoduje jego zapłon. Płynący, skutkiem tego, prąd anodowy powoduje rozgrzanie się drucika spknki elektrycmej i pocisk wybucha. Antena zarpatlnika radiolokacyjnego za,2'lwyczaj promiemuJe w kierunku lotu pocisku. Charakterystyka promieniowania anteny przedsta,wiona Jest lna rysunku 133. Tak.a: charakterystyka zapewnia stosunkowo wczesne przekazanie sygnału do urządzenia wybuchowego, co jest niezbędne z.e względu na bezwładno3ć działania zapalnika.
216
Urządzenie zabezpieczające 6 chroni przed przedwczesnym wybuchem pocisku w odległości niebezpiecznej dla obsługi. Stosowane są elektryczne i mechaniczne urządzenia zabezpieczające. Mechanicznym be,Zipiecznikiem może być zapadka, która po starcie rakiety .zostaje zwolniona przez pojawiające się przyśpie szenie. Na rysunku 134 przedstawiony jest przekrój za:palnika radiolokacyjnego.. Za1palnik ten zaczyna działać po stłuczeniu szklanej ampułki z elektrolitem i spłynięciu elektrolitu do zb;ornika baterii.
7
3
4
2
ó
12
iJ
8
g
17
Rys. 134. Zapalnik radiolokacyjny: l - antena, 2 4 - kondensator
cewka generatora, 3 - głowica z masy plastycznej, 5 -generator, detektor, wzmacniacz i ty_ ratron, 6 - bateria zasilająca, 7 - ampułka z elektrolitem, B - urzą dzenie podtrzymujące i rozbijające ampułkę, 9 - bezpiecznik rtęcio wy, 10 - detonator elektryczny, 11 - bezpiecznik mechaniczny, 12 komora dodatkowego detonatora zapłonowy,
W zapalnikach radiolokacyjnych nadajnik i odbiornik oraz mieszacz zazwyczaj stanowią jeden blok, nazywany autodyną. Autodyna może pramwać na jednej lampie (triodzie). Blok wzmacniacza dudnień małej częstotliwości ma jedną lub dwie lampy (pentody), układ przekaźnika zaś jedną 1ampę (tyratron). W zapalnikach radiolokacyjnych jest tylko jedna antena. Zazwyczaj antena jest metalowym kołpakiem wprasowanym w dielektryczną obudowę części czołowej korpusu zapalnika. Układ wzmacnia1czy i przekaźnika tyratronowego wykonany jest zazwyczaj metodą obwodów drukowanych, posiada specjalne lampy miniaturowe, .zdolne wytrzymać tysiąckrotne przeciążenia powstające przy strzale, podczas gdy przeciętne lampy wytrzymują nie więcej niż trzydziestokrotne przeciążenia. Rozpatrzymy teraz zasadę dzialani·a oporowego .zapalnika radiolokacyjnego. Generator wielkiej częstotliwości zasila antenę napięciem o okreś217
wartości. Antena zatem stano.wi obciążenie generatora zuży;wa prąd określony pr.zez jej oporność wypadkową. Na wartość oporności wypadkowej anteny wpływają ciała odbijające fale radiowe, znajdujące się w strefie dzi:ałania .a:nteny. Odbite
lonej i
fale radiowe indukują rw promieniującej antenie napięcia wielkiej częstotliwości. Indukowane napięcie może być zgodne w fazie z promieniowanym syg1nałem i wówczas antena pobiera z generatora nieco większy prąd, a więc 01po.rność wypadkowa anteny maleje. Odbite fale radiowe indukują w promieniującej antenie na1pięcia wielkiej częstotliwości. Indukowane napięcie może być :zgodne w f.arzie z promieniowanym sygnałem i wówczas antena pobiera z generatora nieco większy prąd, a więc oporność wypadkowa ·anteny maleje. Odbite fa·le mogą indukować w antenie sygnały o fazie przeciwnej do promieniowania sygnału, a wówczas oporność wypadkowa WZJrasta i pobierany prąd malej e. Faza indukowanego w antenie sygnału zarleży od odległości pomiędzy anteną a powierzchnią odbijającą fale radiowe. Podczas lotu pocisku odległość pomiędzy nim a celem nieprzerwanie się zmienia. Dlatego oporność wzrasta lub maleje i okresowo zmienia się wa'rtość prądu pobieranego przez antenę. Częstotliwość pojawiającego się sygnału jest równcu F= 2v
(44)
-" gdzie v Jc -
prędkość względna długość fałi.
pocisku i celu,
Amplituda zmian oporności jest największa podczas przechodzenia pocisku obok celu (krzywa natężenia pola magnetycznego przedstarwiana jest na rys. 132). Zarpailnik radioloka'cyjny jest tak zbudowany, że spłonka ·elektryczna może zadziałać jedynie przy określonej amplitudzie napięcia Zimiennego. Schemat bJoko1wy zarpalnik.a termicznego przedstawiony jest na rysunku 135. Termiezne promieniowanie przestrzeni, Zlllajdują oej się w strefie obserwacji specjalnej soczewki, jest koncentrowane w komórkach fotoelektrycznych, znajdujących się w ognisku tej soczewki. Komórki fo.toelektryrczne włączone są w ukł·ad mostkowy, którego równowaga zmienia się minimalnie, gdy na soczewkę pada tylk() promieniowanie termiczne tłra, na przykład nieba. Natomiast gdy w strefie obserwacji pojawi się cel promieniujący ciepło·, to na niektóre komórki fotoelektryczne będzie padał strumień cieplny celu i 'tła, a na pozostałe tylko tła. Mostek straci równowagę i na jego przekątnej pojawi się napię cie elektryczne. Przy określonej wartości tego napięcia (nastąpi 218
to w ustalonej z góry odległości pocisku od celu) zadziała urzą dzenie wykonawcze, którym może być rozpatrzony już przekaź nik tyratronowy. Często jest możliwa łączna pr1ł!ca zapalnika termicznego z termiczną głowicą samoncrprQiwadzalnia. W przypadku, jeśli pocisk na swojej drodze ni•e spotka celu i zapalnik zbliżeniewy nie spowoduje wybuchu, to dla zachowania tajemnicy kolll.srt:rukcji pocisku, a także celem uniknięcia jego wybuchu na ziemi (co może spowodować uszkodzenie obiektów naziemnych) pocisk w sposób automatyczny ulega samolikwidacji za pomocą prostych urządzeń na1zywanych samolikwidatora-
Rys. 135. Schemat blokowy zapalnika termicznego: l - komórka fotoelektrycz_ na, 2 - soczewka pierście niowa, 3 wzmacniacz, 4 bateria, 5 - urządze nie zabezpieczające 6 - de_ tonator
mi. Samolikwidatory mogą powodować wybuch pocisku na sygnał radiowy z ziemi. Mogą one także wykorzystywać specjalny przekaźnik, po.wodujący wybuch pocisku po upływie określonego czasu, który według obliczeń jest wystarczający dtl· porażenia celu. Do samoJikwidacji pocisku można także wykorzystać licznik obrotów wiatraczka. Li•cznik można tak nastawić, że po przebyciu przez pocisk odpowiedniej części toru zostaną zwarte styki elektryczne, powodujące wybuch. Samolikwidatory mogą zadziałać po osiągnięciu pflzez podsk prędkości najmniejszej, jaką będzie on posiadał w części wierzchołkowej toru. Jeśli pocisk posiada ruch obroto!wy, to samolikwidator może zadziałać wtedy, gdy prędkość obrotowa pocisku zmniejszy się do określonej wartości, z powodu oporu aer·odynamicznego powietrza. Schemart stopnia wykonawczego zapalnika zbliżeniowego z odśrodkowanym samolikwidatorem pocisku odrzuto wego przedstawiony jest na rysunku 136. Samolikwidart:or L zainstalowany jest w pocisku w ten sposób, że na jego ruchomy styk S działa siła odśrodkowa spowodowana ruchem obrotowym pocisku lub siła odśrodkowa jakiegokolwiek 1
219
obracającego się mechanizmu. Pod działaniem siły odśrodkowej styk S przechodzi w górne położenie i kondensator C ł.aduje się od baterii anodowej tymtronu. Prąd ładowania kondensartora pr:oechodzi nie przez spłonkę uzupełniającą, a przez diodę D bocznikującą tę spłonkę. Przy zmniejszaniu się siły odśrodkowej do określonej w:artości, styk S przerzucany jest w dolne położe-
+
c R
Rys. 136. Schemat stopnia wykonawczego samolikwidatora odśrodkowego pocisku odrzutowego
nie i naładowany kondensator C rozładowuje się przez spłonkę uzupełniającą powodując wybuch pocisku. Prąd rozładowania kondensatora C będzie przepływał przez spłonkę, ponieważ bocznikująca ją dioda nie będzie w tym kierunku przewodziła prądu.
Rozdział
XIII
KIEROWANIE SZTUCZNYMI SATELITAMI l POJAZDAMI KOSMICZNYMI
1. Prędkości kosmiczne
Ziemia obraca się i wszystkie ciała znajdujące się na jej powierzchni przesuwają się w przestrzeni kosmicznej po obwodzie kół. Ciała te podlegają oddziaływaniu sił bezwładności, określo nych wielkości fikcyjnej siły odśrodkowej m v2 F=-(45) R masa ciała, v promień koł~, Jeśli człowiek o c1ęzarze
gdzie m R -
to posiada
m:asę
m
=
Qo
go
prędkość
obwodowa ruchu
ciała,
= 80 kG stoi na równiku Ziemi, (g 0 = 9,81 m/sek 2 - przyśpiesz.enie
Q0
siły przyciągania ziemskiego na powierzchni Ziemi),
v
2nR = __ z ,
T gdzie Rz = 6 371110 m - promień Ziemi, T = 86 400 sek czas jednego obrOitu (doba). Po podstawieniu tych wartości do wzoru (45) znajdziemy, że F= 0,25 kG. Siła ta skiemwana jest przeciwnie do siły przycią gania i w ten sposób z powodu obrotu Ziemi człowiek stał się lżejszy prawie o ćwierć kilograma. Jeśli człowiek będzie poruszał się po równiku w kierunku zgodnym z obrotami Ziemi, z prędkością 8 km/ godz, to straci on jeszcze 6 mG swojego ciężaru. Przy poruszaniu się w tym samym kierunku samochodem (80 km/godz) dodatkowa stmta ciężaru wyniesie 0,6 G, a w wypadku ruchu w samolocie (800 km/godz) ciężar spadnie jeszcze o 60 G. Przy dostatecznie dużej prędkości ruchu siła odśrodkowa zrównoważy się z ciężarem ciała i stanie się ono nieważkie, nie spadnie na Ziemię i przekształci się 221
w sztucznego
sa:telitę
Ziemi. Po podstawieniu do wzoru (45) Q0
że nastąpi
zamiast F i Qo zamiast m znajdziemy, go
to przy
pręd
kości Vo1
=
(46)
VRzgo
v01 =V637lll0· 9,81 =7909m/sek Prędkość ta :została naZJwana p i e r w s z ą p r ę d k o ś c i ą kos m i c z n ą. Z powodu oporu artmosferycznego przy powierzchni Ziemi, żadne ciało nie może poruszać się z tak olbrzymią prędkością i dlatego satelita zostaje najpierw wyprowadzony poza granice gęstych warstw atmosfery i dopiero tam nadaje się mu prędkości kosmiczne. Należy ·zauważyć, że nieważkość satelity posiada charakter dyn:amiczny. J·est on przyciągany przez Ziemię, jedlllak z powodu olbrzymiej prędkości w kierunku poziomym satelita cały czas leci rórwno~,egl·e do po,wie1rzchni Ziemi. Może on upaść na Ziemię tylko wtedy, gdy jego prędkość lotu zmieni się, na przykład z powodu oporu, na jaki satelita napotyka poruszając się w gę stych warstwach atmosfery. Przy wznoszeniu się satelity Ztwiększa się promień koła, po którym on leci (promień jest róWlny R, h, gdzie h - wysokość satelity !!lad powierzchnią Ziemi), a także zmniejsza się siła przyciągania jego prze·z Ziemię. Zgodnie z prawem powszechnego ciążenia, siła przyciągania dwu ciał zmienia się odwrotnie proporcjonaJnie do kwadratu odległości między środkami ciał przyciągarjących się. Kiedy dało o ciężarze Q0 znajduje się na powierzchni Ziemi, to odległość pomiędzy jego środkiem a środ kiem Ziemi jest równa promieniowi Ziemi. Przy wzniesieniu się na wysokość h, odległość ta ZJWiększy się do wartości Rz h, a ciężar ciała zmniejszy* się i wyniesie Qh. Zgodnie z prawem
+
+
ciążenia
Qo
=
Qh
(Rz+h) 2 R2z
skąd
Qh = Qo
R2z (Rz
* Masa oczywiście nie ulega zmianie. Maleje jedynie ciężar tego że zmniejsza się przyciąganie ziemskie (przyp. red.). 222
(47)
+ h)2 ciała,
dla-
Ponieważ przyjmujemy, że masa ciała Jest niezmienna, to z tego wzoru wynika, że wraz ze .wzrostem wysokości zmniejsza się przyspieszenie siły ciężkości:
R~
gh =go (Rz
+ h)2
(48)
Po podstawieniu nowych wartości promienia koła i ciężaru do wzoru (45) lub innych wartości przyśpieszenia siły cięż i promienia do wzoru (48) znajdziemy, że satelita o wysoorbity h porusza się z prędkością kołową
ciała kości kości
vh
=
Vo1
V -----e~-
(49)
Rz +h
W ten sposób wra,z ze wzrostem wysokości orbity prędkość ruchu satelity :z:mniejsz:a się. Czas jednego obrotu (okresu obrotu) wzrasta (50)
Ze wzorów tych łatwo można znaleźć, że prędkość satelity, o orbicie odległej o 1000 km od powierzchni Ziemi, jest równa 7354 m/sek, a okres obrotu T jest równy 1,75 godz (dla wysokości h= O, okres T= 1,41 godz, a voh = 7909 m/sek). Jeśli sateilita będzie znajdo:wał się w odległości 384 400 km od środka Ziemi, to prędkość jego lotu po orbicie będzie wynosiła 1020 m/sek, a okres obrotu wyniesie 27,3 doby. Taki satelita Ziemi już istnieje, jest nim Księżyc. Oczywiście można zna,leźć wysokość orbity, przy której okres ohroltu satelity będzie wynosił 24 godz. Można się ła:two przekonać, że satelita na wysokości h= 35 800 km będzie miał prędkość kołową vh = 3070 m/sek i okres obrotu wynoszący dobę. Ziemia w ciągu 24 godz także dokonuje jednego obrotu i jeśli płaszczyzna orbity sateility leży w płaszczyźnie równika., to poruszając się współbieżnie z Ziemią, satelita ten będzie się znajdował nad jednym i tym samym punktem powierzchni Ziemi. Przy s1tarcie satelity z równika w kierunku wschodnim wykorzystuje się prędkość ruchu punktu startu w przestrzeni, spawodowalną ruchem obrotowym Ziemi (około 460 m/sek). Przy starcie satelity w kieru(nku wschodnim, jednak pod pewnym ką tem do równika, ta prędkość zmienta się. i dLa satelitów o orbitach przechodzących przez bieguny wynosi ona zero. Sta~t satelitów w kierunku :zachodnim jest bardziej złożony, ponieważ 223
trzeba naJpierw wytracić prędkość satelity, spowodowaną obrotem Ziemi, a następnie nadać mu prędkość kosmiczną. Orbity satelitów startujących w kierunku wschodnim nazywane są prostymi, a w kierunku zachodnim odwrotnymi (~rys. 137). D01 chwili obecnej stosowano jedynie orbity proste i biegunowe. Choć ze wzrostem odN dalenia orbity satelity od Ziemi zmniejsza się pręd kość jego lotu, to jednak nie oznacza to, że łatwiej jest wysłać satelitę na orbitę bardziej oddaloną. Prędkość, jaką należy na- . dać ciału na powierzchni Ziemi, ażeby stało się ono satelitą, przekracza pierwszą prędkość kosmiczną, jednak w miarę wznoszenia się ciała jego energia
kinetyczna przechodzi w energię potencjalną i mi. orbicie prędkość ciała jest równa prędkości kołowej. Energia potencjalna cias Rys. 137. Orbity sztucznych satelitów ła wyniesionego na pewną Ziemi: wysokość jest równa pra1 prosta, 2 - odwrotna, 3 - biegunowa, cy' jaka została zużyta na 4 równikowa pokonanie siły ciężkości. Siła ciężkości zmienia się gwałtownie wraz ze wzrostem odległości cia]a od Ziemi (wzór 47) i dlatego żeby oddalić ciało do nieskończoności, niezbędne jest zużycie nie pracy nieskończenie wielkiej, a jedynie AP = Qo Rz W ten sposób energia potencjalna ciała wyniesionego na dowolną wysokość. nigdy nie przekroczy wartości EP = Qo Rz (51) Energia kinetyczna poruszającego się ciała jest równa m
v~
Ek=-
(52)
2
Nadawsrzy
ciału
spowodować, że
224
dostatecznie dużą prędkość, zawsze można energia kinetyczna będzie większa od w.a:rtości
EP, Ciało rzuoone w górę z taką pręd~ością nigdy nie upadnie na Ziemię, ponieważ do tego niezbędne jest, aby jego energia kinetycZIIla zamieniła się całkoiw~cie na energię potencjalną. Wówczas ciało mogłoby zatrzymać się i zacząć spadać na Ziemię, a energia kinetyczna rozpatrywanego ciała rzuconego w górę przeki'Iaeza największą możliwą wartość energii potencjalnej ciała. Ażeby znadeźć prędkość, jaką należy nadać ciału celem oddalenia go z powierzchni Ziemi, niezbędne jest porównanie energii kinetycznej z energią potencjalnego. Stąd otrzymamy (53) Prędkość ta nazyw1a się d r u g ą p r ę d k o ś c i ą k o s m i c zn ą i wynosi 11 190 m/sek. Ciało wy,·zucone z taką prędkością wyzwoli się spod wpływu Ziemi i stante się. samodzielną planetą układu słonecznego. Druga prędkość kosmiczna nazywana jest także prędkością ucioozki. Jeśli wyrzucimy ciało nie z powierzchni Ziemi, a z pewnej wysokości h, to trzeba będzie zużyć mniejszą pracę na pokonanie siły ciężkości (mniejszy ciężar ciała), dlattego prędkość ucieczki ciała podniesionego na wysokość h jest mniejsza od drugiej prędkości kosmicznej. Podstawiwszy do wzoru (53) zamiast g0 wyrażenie gh (48), a zamiast Rz wielkość (Rz h) otrzymamy, że prędkość ucieczki ciała, znajdującego się na wysokości h, jest równa
+
(54) Ciało, padające z nieskończoności na Ziemię, będzie miało na wysokości h prędkość określoną wzorem (54), a na powierzchni Ziemi prędkość jego będzie równa 11 190 m/sek. Fakt, że prędkość ucieczki jest mniejsza dla ciał wyniesionych nad Ziemię, tłumaczy, dlaczego wygodniej jest pojazdom między planetarnym startować nie z powierzchni Ziemi, a ze sztucznych satelitów Ziemi. Należy przy tym .uwzględnić, że pojazd mię dzyplanetarny po przybiciu do satelity posiada już prędkość kołową, a więc celem skierowania go na inne planety wystarczy nadać mu prędkość równą różnicy prędkości ucieczki i prędkości
satelity. Dlatego start radzieckiej automartycznej stacji międzyplane ta.rnej 12 lutego 1961 r. w kierunku Wenus był dokonany z cięż kiego sputnika Ziemi, wyprowadzonego na orbitę prawie kołową. Prędkość ucieczki nazywana jest także prędkością paraboliczną (rys. 138). Podczas startu nadaje się satelicie w punkcie P 0 kołowej
15 -
Kierowanie rakietami
225
prędkość w,
kierunku poziomym, zazwyczaj nieoo przekraczającą Dlatego satelita na początku swego lo/tu zaczyna odda1lać się od Ziemi. Przy ,czym jego energia kinety,czna 'Zamienia się w energię potencjalną i w najbardziej odda~onym od Ziemi punkcie orbity prędkość satelity jest mniejsza niż niezbędna na tej wysokości prędkość kołowa. Satelita zaczyna przybliżać się do Ziemi, a jego energia potencjalna prędkość kołową na 1wysokości h.
7 'ł.ys. 138. Tory ciał, od~ 90wiadające poziomym prędkościom uzyskiwa-
nym
na powierzchni Ziemi:
1 - koło przy Vo = 7,9 km/ /sek; 2 - elipsa przy v, = 10,0 km/sek; 3 elipsa przy v, = 11,0 km/sek; 4 elipsa przy v, = 11,1 km/sek; 5 - parabola przy v, = 11,19 km/sek; 6 - hiperbola przy Vo = 12,0 km/ /sek; 7 prosta przy
l
l
l
l l
V
0
=
oo,
l l
zamienia się w kinetyczną i wróciwszy do punktu wyjściowego P 0 , znów będzie on posiadał prędkość początkową. Satelity poruszają się nie po orbitach kołowych, a po zamknię:tych orbitach eliptycznych. Najbardziej oddalony od poiwierzchni Ziemi punkt nazywany jest a p o g e u m, .a najmniej oddalony - per i g e u m. Jeśli w punkcie P 0 nadmiar prędkości nad kołową zwiększa się, to WZlrasta wydłużenie elipsy, rośnie ,apogeum satelity. Przy prędkości Vo2 = 11,19 km/sek satelita leci już nie po krzywej zamkniętej, a po krzywej parabolicznej, rozciągającej się w nieskończoność. Przy prędkościach przewyższających prędkość ucieczki ruch następuje po hiperboli. Interesujący jest lot obiektu, który wystartował z drugą pręd kością kosmiczną. W miarę oddalania się jego prędkość w stosunku do Ziemi zmniejsza się, siła przyciągania ziemskiego maleje gwałtownie i maleje jej wpływ na ruch ciała. W jakiejś odległości od zi,emi dało jest z jednakową siłą przyciągane do Ziemi, jak i do Słońca. Na dużych odległo,ściach ruch ciała będzie określony siłą przyciągani:a Słońca, którego masa jest 332 000 ra226
zy większa od masy Ziemi. Odległość ta nazywana jest promieniem oddziaływania i równa jest prawie milion kilometrów (0,93 mln. km). Promienie strefy oddziaływania planet zależą od ich masy i od odległości do Słońca. Na przykład, dla Merkurego promień ten równy jeSit 0,11 mln. km, a dla Saturna osiąga w.a•rtość 54,5 mln. km. Na g•rarnicy strefy oddziaływania Ziemi ciało rzucone z pręd kością paraboliczną ma pr.awie .zerową prędkość w stosunku do naszej pl:a:nety. J·ednaik Ziemia porusza się wokół Słońca z pręd kością vz = 29,8 km/sek (prędkość tę można znaleźć, znając odległość Słońca od Ziemi 150 mln. km i czas obrotu Ziemil rok). Ciało, po wyjściu ze strefy oddziaływania Ziemi z niewielką prędkością, będ:zie miało w stosunku do Słońca prędkość bliską 30 •km/sek. Ci.ało przekształci się w sztuczną planetę ukła du słonecznego, której orbita będzie przechodziła w pobliżu orbity Ziemi, ponieważ odległość l mln. km (promień strefy oddzi.a.ływanila) jest niezna,czna w stosunku do układu słonecznego. Rakieta, która wystartowała z Ziemi z prędkością hiperboliczną, przy wyjściu z.e strefy oddziałY'wania Ziemi, będzie miała pewną prędkość końcową. Jeśli oka:że się, że ta prędkość dodaje się do prędkości ruchu Ziemi dokoła Słońca, to jej orbita będzie przechodziła na zewnątrz orbity Zi·emi. Przy dostatecznie dużej "dokładce" moż.Uwy jest lot na zewnętrzne planert:y układu sło necznego- Mars, Saturn i Uran. Jeśli przy wyjściu poja,zdu ze strefy oddziaływania Ziemi prędkość ko:Ó.cowa będzie odejmowana od prędkości ruchu Ziemi, to wejdzie on na orbitę wewnętrzną. W tym przypadku możli wy jest lot na Wenus, Słońce i Merkurego. Od wyboru czasu i kierunku startu pojazdu będzie zależne, czy prędkość końcowa bę dzie dodawana do prędkości Ziemi, czy też od niej odejmowana. Na rysunku 139 przedstawiony jest tor pojazdu kosmicznego na Wenus. Prędkość v" statku_ na granicy strefy oddziaływania Ziemi jest odejmo!wana od prędkości vz ruchu Ziemi wokół Słoń ca. Prędkość wypadkowa jest mniejsza od prędkości niezbędnej do utrzymania pojazdu kosmicznego na orbicie Ziemi. Zaczyna się on zbliżać do Słońca po orbicie eliptycznej i gdzieś w punkcie n jego tor przetnie orbitę Wenus. A jaką prędkość trzeba nadać ciału na powierzchni Ziemi, ażeby wyrwało się ono ze strefy oddzia·ływania Słońca i mogło polecieć na inne gwiazdy? Prędkość ucieczki od po•la przyciągania słonecznego tak jak i w przypadku ucieczki od przyciągania ziemskiego jest mniejsza wraz ze wzrostem odległości od środka ciała pnzyciągającego. Na 227
powierzchni Słońca pcr-ędkość ta j<est równa olbrzymiej wartości 619,4 km/sek, a na odległości Ziemi od Słońca wynosi już tylko 42,1 km/sek. Nie oznacza to jednaik, że w celu wysł,ania poja,zdu na inne g!Wilazdy należy nadać mu taką prędkość. Ws,zak Ziemia porusza się wokół Słońca i jej prędkość (29,8 km/sek) może być wykorzystana. Na Ziemi należy nadać pojazdowi międzygwie,zd-
Orbito
Ziem u
Rys. 139. Tor lotu na Wenus: Słońce, Tz średni promień
o -
orbity Ziemi, T w - średni prom1en orbity Wenus, v, - prędkość począt kowa statku kosmicznego, v" -- pręd kość statku kosmicznego, w stosunku do Ziemi na granicy strefy przyciągania ziemskiego, 1'z prędkość ruchu Ziemi na orbicie, Va =Vz- v" - prędkość statku kosmicznego wokół Słońca; n perlheliurn orbity statku, a - aphelium (podczas ruchu wokół Słońca, punkty orbity najbliżej i najdalej położone od Słońca nazywają się p e r i h e l i u m i a p h e l i u m, w odróżnieniu od perigeum i apogeum);
taką prędkość hiperboliczną, ażeby przy przechodzeniu granicę str.efy oddziaływania jego prędkość końcowa, dodając się do prędkości Ziemi, wynosiŁa 42,1 km/godz. Prędkość
nemu przez
końcowa
pojazdu powinna vk!
Ażeby
pojazd
=
wynosić
42,1- 29,8
mógł polecieć
=
12,3 km/sek.
na inne gwiazdy, powinien m1ec ze strefy
energię kinetyczną wystarczającą, ażeby wyrwać się
przyciągania
Ziemi ( Ekz =
m;~ 2 )
nia ziemskiego mieć energię Eit 228
i na granicy strefy mv•
= __k . 2
przyciąga
W ten sposób energia kinetyczna statku powinna
wynosić
Eks= Ekz +Eh 2 -mvr,s - = mv~ -+mv~ -
lub
2
2
2
skąd
Vks =
yv; + vi = y11,19 + 12,3 2
2
2
= 16,7 kmjsek
Prędkość ta nazywana jest trze c i ą prędkością kosą lub prędkością ucieczki z ulcladu słonecznego. Jednak po minięciu strefy oddziaływania Słońca pojazd taki poled w przestrzeń międzygwi·ezdną, po torze mało ró:żlniącym się od toru Słoń·ca i nie będzie mitał więcej szaru niż Słońce na spotkanie się z j.aikąkolwiek gwia•zdą. Dlatego loty międzygwiezdne będą odbywały się z prędkości:ami wiele ra~zy przekraczającymi trzecią prędkość kosmiczną. Prędkość poja:zdów międzygwiezd nych będzie zbliżona: do prędkości ś.wiatła.
m i c zn
2. Kierowanie sztucznymi satelitami i pojazdami kosmicznymi w początkowym odcinku ich lotu
· Problem kierowania sztucznymi satelitami i poj,azdami kosmicznymi dzieli się na trzy odrębne zaigadnieni.a: l. Kierowanie w początkowym odcinku toru, zapewniające wyprowadzenie pojazdu na określony punkt przestrzeni i nada,. nie mu niezbędnej prędkości i kierunku. 2. Kierowanie pojazdem podczas lo1tu z wyłączonym silnikiem napędowym. Poj.ruzd znajduje się w stanie lotu swobodnego (nieważkości) i wymajgana jest określona orientaJcja jego osi w przestrzeni, skierowanie niektórych jego przyrządów na Ziemię lub na inne ciała niebieskie. 3. Kierowa,nie w końcowym odcinku jego lotu. J-eśli pojazd przeznaczony j·est do rażenia innego pojazdu kosmicznego lub do spotkani•a się z nim, to moe:e być kierowany pnzez optyczny lub radiotechniczny system samonaprowadzania. Kierowanie pojazdami kosmicZinymi, przeznaczonymi do ~ądowania na Ziemi lub na innych planeta.ch, wymaga dokł,adnej orientacji osi pojazdów według kierunku jego ruchu, celem realizacji hamowania za pomocą siły odrzutu. Jeśli wyposażony jest w skrzydła,, to przy wejściu w gęste warstwy .alt;mosfery kieruje nim pilot automatyczny, łącznie z syst.emami kontroli w taki sposób, ażeby pojazd 229
nie przegrzał się z po1wodu oporu a,tmosferycznego. Pojazdy kosmiczne, których prędkość zostaje wytracona głównie przez siłę odrzutu specja1lnych silników, mogą być także wyposażone w układ automatycznego wyrzucania spadochronów na potrzebnej wysokości. Kiero:wanie pojazdem kosmicznym w pierwszym i ostatnim odcinku jego lo;tu następuje podczas działatnia na statek dużych sił zewnętrznych i wymaga znacznego zużycia energii. Na odcinku lotu swobodnego po,jazdu, w warunkach nieważkości, do kierowania potrzebna j,est niezn1aczna zmiana prędkości lub (co częścilej się spotyka) wykonanie obrotu po~jazdu wokół jego środ ka masy. Takie kierowanie wymaga niedużej energii.
Rys. 140. Wyprowadzenie satelity na orbitę za dwustopniowej
pomocą
rakiety
Kierowanie sztucznym satelitą lub poja·zdem kosmicznym w pierwszym odcinku jego lot~ mał
230
parametra'ch ruchu rakiety. Rakieta ma system stabilizacji, pracujący na odcinku .aktywnym jej lotu. Niezbędne informacje do kierarwania rakietą są przesyŁane za. pomocą Tladia, z rakiet do naziemnego stanowiska dowodzenia, Zlnajdującego się zazwyczaj w miejscu sta:rtu rakiety. Tam taikże znajdują się urządzenia radiotechniczne do kontroli ruchu flakiety, pozwalające ·z dużą dokładnością określać współrzędne rakiety w locie, a także jej prędkość i przyśpieszenie. Sygnały ki.erujące doprowadzane są do rakiety za pomorcą radiowej linii dowodzenia. J es zez e przed startem, za pomocą cyfrowej maszyny liczącej, oblicza się program lotu rakiety, to jest prawo, według którego będą się odchylały, po upływie określonego c:?Jasu, urządzenia sterowe (lub nastąpi zmiarna obrotu korpusu w stosunku do platformy), a taiide prarwo określając.e 2lmianę siły ciągu. Program umożliwia ostatniemu stopniowi rakiety uzyskanie niezbędnej prędkości vk, dla obliczonego punktu F, przy najmniejszym zużyciu parliwa. Oblicwny program jest przechowy•wany w pokładowym urzą dzeniu pamięciowym cyfrowej maszyny obliczeniowej; mas:zyna dostosorwana j·est do współdziałania z ·rakietą. Z pCl'Wodu niedoskonałości elementów urządzeń pokładowych i z innych przyczyn rakieta niezbyt dokładnie wykonuje program swego lotu, jednak wszystkie niedokładności są wykrywane za pomocą naziemnych środków kontroli. Na wejście maszyny liczącej doprowadzane są informacje o rzeczywi:stym ruchu rakiety. Maszyna porównuJe rzeczywisty ruch z Z1l!programowanym, oblicza niezbędne poprawki i przesyŁa je do nadajnika sygnałów kierujących. Z wyjścia poidradowego odbiornika razkarzy doprowadzane są do systemu stabilizacji rakiety, a także do systemu regulacji pracy urządzenia napędowego i ruch rakiety staje się taki, jaki był przewidziany przez program. Jak widać z rysunku 140, rakieta startuje pionowo (kąt prog,ra;mowy rp = 90°). Przy wyjściu z gęstych warrstw a~osfery, urządzenie programowe zaczyna obracać rakietę z położenia pionowego do poziomego. Z rysunku widać, że w punkcie B kąt programowy rp zmniejszył się pramie o połowę, a w punkcie C (koniec pra1cy silnika pierwszego stopnia) kąt rp jest jeszcze mniejszy. Po oddzieleniu się pierwszego stopnta rakiety, w punkcie C, spadnie on po torze eliptyczmym na Ziemię. Ter.a·z przez pewien czas rakieta leci bezwładnie, zwiększa się jej odległość od Ziemi, ale marleje prędkość. W punkcie D zostaje włączony silnik drugiego stopnia rakiety. Na drugim, aktywnym odcinku wyprowadzania sattelity, mechra;ni'Zllll programowy wprowadza rakietę na tor po;ziomy według załoiŻonego programu i utrzymuje 231
oś rakiety prostopadle do linii łączącej rakietę ze środkiem Ziemi. Po osiągnięciu przez rakietę prędkości, równej obliczonej, silnik drugiego stopnia wyłącza się. Satelita wszedł na orbitę.
3. Kierowanie położeniem satelitów w okresie lotu swobodnego Satelit~ porusZJający się po orbicie jest niewa!Żki, to znaczy pozbawiony dężall'u. Nie rozróżnia się ani góry, ani dołu. Wewnątrz sa,telity poz.barwionego okien będzie niemożli-we określe nie, gdzie :znajduje się Ziemia. Pion nie pokaże kierunku środka Ziemi, bo jest olll nieważki. W drugim stopniu rakiety, stającej się satelitą Ziemi, w rozpatr,zonym już przykŁ1l!dzie, istnieje platforma stabilizowana. Zachowuje orna przez pewien czas swoje położenie bez zmiany w pnzestrzeni kosmicznej. Fazwala ona na zorientowanie satelity, a nawet wskazanie kierunku Ziemi, jeśli na satelicie jest dokładny zegrar i znane są pammetry orbity. Jednak lot satelity może trwać długo i z powodu niedoskonałości żyroskopów platforma szybko straci swą początkową orientację, jeśli jej położenie nie będzie korygowane. Do takiej korekcji wykorzystuje się teleskopy skierowane na gwiazdy lub inne urządzenia optyczne. W wall'unkach nieważkości akcelerometry nie wytwarzają żad nych sygnałów i dlatego sygnał na wyjściu pierwszego integratora, będący rezultatem pracy ·akcelerometru na odcinku wyprowadzenia, pozostaje stały. Jest on proporcjonalny do prędkości satelity. Na wyjściu drugiego integratora sygnał nieprzerwanie rośnie, ilustrując wzrost drogi przebywanej przez satelitę. J·eśli w osta,tnim storpniu rakiety będzie zainstalowa~ny system gra,witacyjno-bezwładnościowy, to sygnJały te można wykorzystać do niepr•zerwanego sprowadzania platformy do pŁaszczyzny horyzontu ziemskiego (są wszystkie elementy schematu z rys. 85 a i b). Plaltforma zorientowana w stosunku do Ziemi może być przymocowana do satelity. Umożliwia to skierowanie do Ziemi zainstalowanych przyrządów na satelide, na pr;zykład .a:nteny w celu zapewnienia łączności radiowej. JedllaJk arienta,cja wiiaz 'Z upływem czasu będzie się zmieniała, ponieważ ni•e będą korygowane gr.omadzące się błędy i odchylenia żyroskopu. Stosowanie astroinercyjnej korekcji (rys. 141) mało poJepsza sytuację, ponieważ system orientacji na Ziemię w istocie staje się ni·ozym nie związany z Ziemią. Nieuniknione błędy w określaniu drogi i prędkości, a także zmiana wraz z upły wem czasu parametrów orbity satelity powoduje zna,czne błędy
232
tego autonomicznego systemu orienta1cji satelity. Celem sprowadzenia pla!tformy stabilizowanej do płalszczyzny horyzontu niezbędna jest obserwacja samego horyzontu. Gwiazda
/
-*
/
/
Gwiazda
/. / /
Rys.
141.
Schemat astroinercyjnego
urządzenia
orientującego:
s -
silnik, R - reduktor, h, - wysokość ciała niebieskiego, A i B miejsce znajdowania się astroinercyjnego urządzenia orientującego, ap - kąt określający położenie platformy urządzenia orientującego (równy drodze, przebytej przez rakietę, podzielonej przez promień orbity)
233
Projekty amerykańskich sztucznych satelitów Ziemi Discoverer i Merkury przewidują umieszczenie na satelitach obok platform stabilizowanych przyrządów optycznych śledzących za pomocą promieni podczerwonych. linię horyzontu Ziemi i orientujących jedną z osi sa:telity stale na środek Ziemi. W polu widzenia ty.ch przyrządów znajduje się skraj Ziemi, mający tempemturę 300°K, na tle przestrzeni kosmicznej. Zakłada się, że temperatura przestrzeni kosmicznej w zakresie fal podezerwOlnych wynosi 5°K. Taka różnica temperartur poz.wala bez specjalnego trudu śledzić horyzont ziemski i kierować położe niem satelity w ten sposób, ażeby określone jego przyrządy były stale skierorwane na środek Ziemi. Czujnik horyzontu opracowany dla satelitów przez jedną z ameryk1ańskich firm posiada cięża:r 0,9 kG i zużywa moc 0,4 W. Czujnik ten ma niewielki przelicznik i ukł:ad kierujący odrzutowymi mikrosilniozkami systemu orientacji satelity. Na rysunku 142 przedstawiona jest zasada działania podY czerwonego czujnika horyzontu, przeznaczonego do łącznej pracy z żyroskopowym blokiem odniesienia (Missiles and Roc2 kets 1961, Nr 10., p. 23-24). !"'- ...... _ XYZ to układ współrzędnych l ",...- ' ..._ l związanych z satelitą i z umol '\ l l \ cowanym doń blokiem inercyj, , __ ./1 nym. Obrót satelity na orbicie '.__/ ustala oś zyroskopu, połączonef
'\.
V''
Rys. 142. Zasada działania termicznego systemu stabilizacji satelity: 1 miejscowy pion, 2 - miejscowy poziom, 3 - czujnik odniesienia, 4 drugi czujnik, 5 - strefa obserwacji czujnika odniesienia (zakreskowany wycinek Ziemi), 6 - strefa obserwacji drugiego czujnika
go z korpusem satelity prostopadle do płaszczyzny oybity (zgodnie z prawem precesji), dlatego oś Z, pokrywająca się z osią ży roskopu, zawsze zachowuje swój kierunek poziomy, a płaszczyzna XOY pokrywa się z płaszczyzną orbity satelity. Celem zorientowania satelity na Ziemię lub oelem uzyskania na nim pionu niezbędne jest obracanie osiaani układu współ rzędnych X i Y wokół osi Z tak, ażeby oś Y by~a niepr~erwanie skierowana do środka Ziemi. 234
Sygnały przesyłane do organów kierujących obrotami satelitą powstają 1na drodZie porównania sygnałów z dwu czujników pod-
czerwonych. Czujnik odniesienia 3 jest :zainstalowany na osi Z, swojej odenta,cji, a drugi czujnik zainstalowany jest na drugiej osi poziomej. Czujniki posiadają układy optyczne zapewniające ba['dzo wąską chamkterystykę promieni01watnia. Silniki elektryczne obracają współbieżnie i współfazowo czujniki w ten sposób, że wąska wią,zka widoczności każdego czujnika opisuje w przestrzeni powierzchnię stożkową i przez pewną część swego obrotu ślizga się po powierzchni Ziemi. Na rysunku 142 część obr·o,tu, w ciągu którego czujnik "widzi" Ziemię, oznaczona jest przez 2/30 • Gdy oś Y jegt pionowa, to róWIIle są kąty obserwacji obu czujników. P:rzy odchyleniu osi Y od kierunku na środek Ziemi ikąt obserwacji drugiego czujnika zmieni się i wyniesie na przykład 2f3c. Różnica sygnałów z dwóch czujników, proporcjonalna do wielkości 2f3c- 2/3o, doprowadzona jest do systemu kierowania strumieniowymi (gazowymi) silnikami odrzutowymi, które sprowadzają oś X do położenia pionowego. Wtedy znika sygnał z czujnika horyzontu. niezmieni;ającej
Satelita
Rys. 143. Schemat systemu orientowania satelity na Słońce: A - czujnik,B - urządzenie niająco-przekształcające, C -
kierowania, X
oś Słońce
-
wzmacorgany skierowana na
Celem skierowania osi satelity na środek ciała niebieskiego stosuje się inercyjne bloki odniesieni1a. Sygnały niezbędne dla systemu kierowania położeniem poja'zdu kosmicznego mogą być wytwarzane bezpośrednio w układzie fotooptycznym, śledzącym brzegi ciała niebieskiego lub skierowanym na środek j-ego jasności.
Na rysunku 143 przedstawiony jest schemat takiego systemu orienta,cji pojazdu kosmicznego na Słońce. Sygnały, wytwarzane 235
prZJez elementy reagujące na odchylenie osi X środek Słońca., są wzmacniam.e i przekszrtał.cane
od kierunku na na sygnały kierujące czterema miniaturowymi silnikami odrzutowymi. Po włączeniu odpowiedniego silnika (lub dwóch silników jednoc:z;eś nie) wytwarza się moment kierujący, sprowadzający oś X na kierunek ciała niebieskiego. Do obrotu korpusu poja!Zdu można wykorzystać nie tylko silniki odrzutowe, ale i obraoające się wewnątrz poja1zdu masy zamachowe. Trzecia radziecka rakieta kosmiczna, która sfotografowała w paździemiku 1959 r. odwrotną strOIIlę Księżyca, byla wyposażona w optyczny system orientacji. Podczas fotografowania Księ życa rakieta ta zna1jdowała się między Księżycem a Słońcem. Oś rakiety kosmicznej początkowo orientowana byla na Słoń ce, a Księżyc był w polu widzenia przyrządów optycznych. Następnie, system orientacji na Słońce był ·wyłączony i .Ziaczął pracować system orientacji na Księżyc. Księżyc widoczny był z rakiety jako ogromne ciało niebieskie i celem skierowania przyrządów ria środek Księżyca trzeba było śledzić Jego brzegi, to jest horyzont księżycowy. Praktyczne opanowanie Kosmosu wyma1ga rozwiązani1a wielu zadań, jak na przykład, orientacja pojazdów na Zi1emię i inne ciała niebieskie, stworzenie wszechświatowego systemu łączno ści i przekazywania programów radiowych i telewizyjnych. Wiadomo jest, że w zakresie długich fal radiowych, jakie stosowane są na calej kuli ziemskiej, moŻina umieścić ba1rdzo niewielką liczbę sta.cji nadawczych. Każda stacja wymaga do procy znacznego "pasma częstotliwości". Znacznie więcej stacji może pracować w zakresie fal ultrakrótkich. Jednak fale te nie odbijają się od jonosfery i dlatego można je odbierać w odległościach nieznaeznie przekmo~ających granicę bezpośredniej widoczności ośrodka nada,wczego. Mo0na o tym przekonać się na przykładzie sieci telewizyjnej. Celem zwiększenia zasięgu telewizyjnych ośrodków nadawczych i linii łączności, wykorzystujących fale utrakrótkie, budowane są bardzo wysokie wieże, na których instaluje się anteny nadawcze, a także budowane są specjalne linie radiowe, w których sygnały radiowe rozchodzą się od jednej wieży do drugiej i mogą być prz;ekazywalne na duże odległości. Satelita wystrzelony w płaszczyźnie równika, na wysokość 35 800 km od powierzchni Ziemi, stale znajduje się nad jednym i tym samym punktem Ziemi, a więc stanowi jak gdyby wierzchołek ogromnej, niewidocznej wieży. Z takiej wieży widoczna jest pr:a1wie połorwa powierzchni Ziemi. Trzy, cztery takie satelity mogą umo!ŻUwić powszechną łączność i przekazywanie
236
prog~amów radiowych i telewizyjnych (rys. 144). Pod względem ekonomicznym taki schemat jest wygodniejszy. niż budowa na Ziemi radio-prz.ekaźnikowych linii łączności. }(iażdy satelita komunikacyjny powini·en być wyposażony w szerokopasmową aparaturę odbiorczo-nadawczą, która odbiera z Ziemi i przekazuje z powrotem jednocześnie kilka programów telewizyjnych, tysiące rozmów telefonicznych i połączeń telegraficznych. Anteny takich satelitów powinny być stale orientowane na Ziemię. Mogą być potrzebne także i inne anteny orientowane na sąsiednich satelitów, co jest niezbędne celem zapewnienia łączności pomiędzy przeciwległymi punktami na Ziemi. W tym przypadku łącz ność może być realizowana na drodze Ziemia - satelita l satelita 2 - Ziemia. Można uzyskać wszechświa tową łączność za pomocą satelitów umieszczonych na niż
Rys. 144. Przekazywanie progra-
szych orbitach. W takim przy- mów radiowych i telewizyjnych padku satelitom stawia się wy- za pomocą satelitów (położenie magania: Po pierwsze, z do- trzech satelitów na 24-godzinnej orbicie) wolnego punktu kuli ziemskiej w danej chwili powinien być widoczny przynajmniej jeden satelita. Po drugie, z dowolnego satelity powinno być widać sąsiednich satelitów. Wymagania stawiane systemom orientacji takich satelitów powinny być stosunkowo ostre. Na Ziemię powinna być skierowana aparatura fototelewizyjna satelitów meteorologicznych, przeznaczonych do szybkiego zbioru informacji o zachmurzeniu Ziemi, a także o temperaturze powierzchni Ziemi i górnych warstw troposfery. Saltelita to ciało obra.ca,jące się wokół Ziemi, dlatego jego orbita charakteryzuje się, podobnie jak żyroskop, zachowywaniem stał·ej pŁaszczyzny w przestrzeni. Z powodu oddziaływania na satelitę momentów zewnętrznych, wywo~anych niesymetrycznością i spłaszoz•eniem Ziemi, przyciągania jego przez Księżyc i Słońce, a także oddziaływania na satelitę oporu atmosferycznego, płaszczyzna jego orbity będzie z niewielką prędkością "odchylała się" od nradanego pr·zy starcie położeni1a. Jednak odchy-
237
lanie to jest ba,rdzo powolne i m01żna je pominąć. Można założyć, mbity satelity za,chowuje w przestrzeni położenie niezmienne, a Ziemia obraca się ,wewnątrz orbity, podsta.wiając pod pmyrządy optyczne satelity cora'Z to nowe wycinki swojej powierzchni. Jeśli satelita biegunowy SB tak wystartował, że linia Słońce-Ziemia leży w płaszczyźnie }ego orbity, to z powodu obrotów Ziemi satelita ten może obserwować wszystkie miejsca na jej oświetlonej czę ści (rys. 145). Nasza planeta Równtk jest wówczas obserwowana na <1.>-wszystkich szerokościach. ~ Do celów meteorologicznych ~--- c: trzeba będzie prawdopodobnie ~ nie jednego, a całego zespołu " ' ·~~ satelitów obserwacyjnych. ·~ _________.., E:_ W USA opracowywane są sae c...:telity przeznaczone do celów zwiadowczych. Silne przyrządy Rys. 145. Biegunowa orbita satelityoptyczne tych satelitów skieroobserwatora wane są w stronę Ziemi. Oprócz aparatury optycznej przewiduje się wyposażenie satelitówszpiegów w pasywne urządzenia radiotechniczne do wykrywania celów wypromieniowujących fale radiowe oraz układów opartych na zasadzie wykorzystania promieniowania podczerwonego do wykrywania punktów startu rakiet balistycznych. W USA oprac01wywanych jeS!t kilka systemów przechwytywania i niszczenia rakiet oraz satelitów przeciwnika. W jednym z takich projektów przewiduje się wystrzelenie 2 000--:- 3 000 satelitów na wysokość około 370 km, uzbrojonych w jedną lub dwie rakiety. Opracowywane są zrałogowe statki kosmiczne, które, oprócz prowadz-enia w Kosmosie działań wojskowych, mogą być stosowane w c-elach pokojowych. Przy ich pomocy będzie można naprawiać automaityczne sta-cje kosmiczne lub utrzymywać łącz ność pomiędzy zamieszkałymi naukowymi stacjami arbitralnymi z Ziemią. Satelity zwiadowcze mogą pr,acować w służbie poszukirwawozo-ratowniczej, do szybkiego wykrywania uszkodz.onych okrętów i samo,lotów lub zaginionych ekspedycji. S:ztuczny satelita Ziemi to astronomiczne ciało niebieskie, którego współrzędne są dokładnie znane w każdej chwili. Dlatego położenie satelity mo,że być pomocne do nawiga·cji okrętów, łodzi podwodnych i samolotów. że płaszczyzna
-
238
Sztuczne ciała niebieskie, które promieniują fale radiowe, moż na obserwować o dowolnej porze doby i przy dowolnej pogodzie. To powoduje, że są one ba,rdzo niezawodnymi punktami orientacyjnymi. 4. Nawigacja w przestrzeni kosmicznej
Nawigacja w przestrzeni kosmicznej polega na określaniu współrzędnych statku międzypleneta!l'nego, jego prędkości i kierunku lotu. Przyr,ządy naJwiga,cyjne powinny być .automatyczne, ponieważ w czasie lotu z działającymi silnikami napędowymi praca kosmonautów Jest utrudnion!a z powodu występowania przeciążenia. Podczas lotu swobodnego z po1wodu olbrzymiej prędko ści ruchu zwykłe metody nawigacji okazują się nieprzydatne, ponieważ wyrnargają znac2'lnego czasu na opracowywanie rezultatów obserwacji. Opracowywane są również metody automatycznej nawigacji statków kosmicznych. Przede wszystkim godne uwagi są metody określania współrzędnych statków kosmicznych drogą obserwacji nieruchomych gwiaiZd, a tak:!Je Słońca i planet. Teleskopy fotoelektryczne mogą z dużą dokł.arlnością kierować swą oś na gwiazdy punkto,we. Błąd w pomiarze kątów pomiędzy osiami teleskopów może nie przek:r~acz1ać 0,1 . . ;. . 0,3 minuty (według danych zachodnich). Talki błąd pozwa,1a z wystarczającą dokładnością mierzyć współrzędne kąto1we gwiazd sfery llliebieskiej. W naziemnych systemach astronawigacyjnych do określa nia współrzędnych geografieznych niezbędna jest jednoczesna obserwacja dwóch gwia1zd i posiadanie dokładnego zegara. Do nawigacji przestrzennej wykonzystuj~e się jednoczesną obserwację trzech gwia.zd. Oprócz tego, informacją nawigacyjną mogą być wymiary kątowe Słońca, Ziemi i innych ciał niebieskich, a z wielkości ich średnicy można obliczyć odległość do statku kosmicznego. Teleskopy śledzące mogą być skierowane na środek ciała niebieskiego. Podczas lotu wewnątrz układu sło necznego system astronawigacyjny, za pomocą którego mierzone są kąty pomiędzy kierunkami środków ciał niebi,eskich, powinien chaTakteryzow,ać się dużą doktadnością. Na rysunku 146 przedstawiony jest schemat taktego automatycznego urządzenia nawigacyjnego. Trzy teleskopy, o osiach skierowanych na środki Słońca i dwóch planet, umożliwiają pomiar tnech kątów pomiędzy swoimi osiami. Pl anety i Słońce przesuwają się po nieboskłonie i dlatego potrzebny jest dokład:... ny zegar i "mapa" układu słonecznego. Rolę mapy zastępuje urządzenie pomiarowe przelicznika automatycznego, w którym 1
239
zarejestrowane są efemerydy* planet. Przelicznik określa współ rzędne w przestrzeni międzyplanetarnej na podstawie :znanej odległości Słońca od plaJnet i pomiędzy planetami oraz wartości zmierzonych kątów. Przelicznik rozwiązuje nieskomplikowane zadanie trygonometryczne. Interesujące jest, że źródłem błędów w podobnych urządzeniach nawigacyjnych
e
Planeta
.:Tańce
może
l
być
skończona
wartość
prędkości światła.
Na przykład, P/atforma l jeśli jedną z wykorzystywal ', stabilizowana l nych planet jest Mars i odlegl ' ' ', łość statku kosmicznego od ' Teleskopy Marsa wynosi 143 mln. km, to fotoelektryczne póki światło dojdzie od Marsa do statku (480 sek), to Mars w tym czasie przesunie się na swojej orbicie ponad 11 000 km. \ Po wprowadzeniu niezbędnych \ \ poprawek na prędkość światła, \ automatyczny system astronaMapa \ ukfadu wigacyjny pozwala na zmierze\ Przelicznik \ sloneczneqo nie współrzędnych statku kosPlanela micznego z dostateczną dokład nością. Informacje o prędkości Dane nawtqacyjne statku otrzymuje się w tym systemie drogą różniczkowania Rys.146. Schemat automatycznej współrzędnych w czasie. Taka astronawigacji (systemu astronametoda określenia prędkości wigacyjnego) pojazdu międzyplanetarnego charakteryzuje się niedopuszczalnie dużymi błędami. Statek międzypLanetarny może być wyposażony w "czysty" bezwładnościowy system nawigacji. W systemie tym informacje o prędkości sta,tku mają stosunkowo dużą dokładność. W tym samym czasie współrzędne statku, z powodu odchylania się ży roskopów i niestateczności systemu przy braku informacji zewnętrznej o położeniu platformy stabilizowanej, określane są z dużymi błędami. Tylko system astroinercyjny, który ma zalety autonomicznego systemu astronomicznego i bezwładnościowego, umożliwia pomiar współrzędnych i prędkości obiektu z zadowalającą dol
•
kładnością.
* E f e m ery d y położenie
240
ciał
tablice astronomiczne, podające obliczone z góry niebieskich na określone dni roku (przyp. red.).
Mogą być opracowywane takż·e nieautonomiczne metody nawigacji statków kosmicznych. Na przykład, w pobliżu Ziemi do kierowania ruchu statku międzyplanetarnego mogą być wykorzystywane systemy radiotechniczne. z przelicznikami zainstaJowanymi na Ziemi. Do dalszej naiWiga,cji statków mogą być wykorzystywane specj1alnie skonstruowane ciała niebieskie, promieniują-ce fale rradio,we, sa,telity Ztemi lub Słońca.
Rys. 147.
schemat systemu radionawigacyjnego dla pojazdów międzyplanetarnych
Możliwy
Na rysunku 147 przedstawiony jest jeden z możliwych schematów dokładnego systemu radiona,wig.acyjn~go w przestrzeni międzyplanetarnej, ,z wykorzystaniem czterech sztucznych satelitów Słońca, wypos.ażonych w nadajniki radiowe .ze stabilizowaną częstotliwością i fazą sygnałów. Trzy radiolatarnie kosmiczne obracają się na jednej orbicie w jednakowych odległoś ciach od siebie. Płas:zczyzna orbity czwartej radiolatarni jest prostopadŁa do płaszczyzny orbity poZOistałych radiolatarń. Pomiar różnicy fa,z pomiędzy sygnałami radiolatarń po,zwoli na określenie z dużą dokładnością kątów pomiędzy kierunkami tych radiolatarń, a tym samym i współrzędnych położenia sta,tku. Nadajnik radioLatarni S 1 synchronizuje częstotliwość promieniowania pozostałych nadajników. Prędkość statku określa się ze zjawiska Dopplera. Ruch radiolatarń po orbitach powoduje znaczne przesunięcie częstotliwości. Znane położenie i prędko ści satelitów pozwalają uwzględnić zmianę częstotliwości przyjętych sygnałów, spowodowaną ruchem względnym. Badanie Kosmosu morżna zaliczyć do najno,wszych i najhardziej złożonych problemów kompleksowych współczesnej nauki i tech16 -
Kierowanie rakietami
241
niki. Automatyczne kierowanie pojazdami kosmicznymi stanowi jedno z najtrudniejszych zadań w tym zespole problemów. RazwiąZlanie jego ułatwia udział pilota kosmonauty znajdującego się na pokładzie statku kosmicznego. Co więcej, obecność czło wieka na pokładzie jest wskazana. Rozum ludzki pomaga dokładniej zorient01wać się w otaczającej sytuacji, niż może to dokonać automartyczna aparatura ki~erowania. Wysoki poziom rozwoju współczesnej automatyki i techniki obliczentowej, a także wszechstronność wykształcenia i duży trening lotników-kosmonautów umożliwi rozwiązanie zadania dokładnego kierowania statkami międzyplanetarnymi.
Rozdział
XIV
KLASYFIKACJA BRONI ODRZUTOWEJ
Odrzutowa broń kierowana jest stosunkowo groźnym i szybko rozwijającym się rodzajem broni. W chwili obecnej. w wielu krajach poświęca się dużo uwagi na doskonalenie istniejących już typów broni odrzutowej i wytwarzanie jej nowych odmian. Rakiety wyposażone w przyrządy do kierowania mogą być wykorzystane do prowadzenia ognia na odległość setek i tysięcy kilometrów, przy czym ich względne odchylenia od celu są mniejsze niż pocisków najlepszych dział daLekonośnych. Oprócz tego stosowanie przyrządów do kierowania· umożliwia zastosowanie rakiet do nowych 2'!adań, których nie może roz.wią zać żaden inny rodzaj broni. Dlatego wprow.ad2lem.ie rakiet kierowanych jes:t ni,e tylko nowym etapem w lwnstrukcji rakiet, ale także nowym etarpem w rozwoju całej techniki wojennej. Broń odrzutową stosuje się w siłach lądowych, lotnictwie i marynarce wojennej w wielu krajach świata. Zaczęła ona wypierać wiele innych rodzajów broni. Jest to fakt bez precedensu w historii techniki wojennej, ponieważ dotychczas żadnego rodzaju broni nie zastąpiono inną bronią w warunkach pokojowych, bez sprawdzenia w warunkach wojennych. Bojowa wartość broni jest obecnie określana uniwersalnością, zasięgiem, skutecznością zastosowania, możliwością korzystania z broni, bez względu na warunki meteorologiczne itp. · Broń odrzutowa jest u n i w er s a l n a dlatego, że może być przenoszona najba!rdziej różnorodnymi środkami, przeciw najbardziej różniącym się celom. Nie mocina tego powiedzieć o innych rodzajach bwni. Na przykład, artyler.ia dużych kalibrów charakteryzuje się znaczną siłą burzącą, jednak z powodu dużej siły odrzutu przy wystrzale i ze względu na wagę dział posiada małą manewrowość na lądzie, działa :zaś o dużych kalibrach mogą być wykorzystane tylko na okrętach o dużym tonażu. Z tych samych względów działa te nie znalazły zastosowania 243
w lotnictwie. Oprócz tego broń ta charakteryzuje się za małym zasięgiem dla współczesnych warunków. Bomby lotnicze stanowią specyficz1ną broń lotnictwa. W odróżnieniu od innych rodzajów broni, odrzutowe pociski kierowane weszły w skład uzbrojenia sił lądowych, lotnictwa i marynarki, gdyż do ich wystrzelenia potrzebne są stosunkowo lekkie i prost•e unządzenta. Broń odrzutowa może być stosorwana zarówno przeciwko celom na1ziemnym, jak i przeciw okrętom nawodnym, podwodnym oraz sąmolotom i odrzuto.wym podskom kierowanym. W z.ależ;ności od miejsca startu i rodzaju celu, odrzutowe pociski kierarwane można podzielić na następujące grupy: l 2 3 4 5
ziemia - ziemia; ziemia - woda; woda- ziemia; woda- woda; ziemia- powietrze;
6 7 8 9
woda- powietrze; powietrze - ziemia; powiet11ze- woda; powietrze- powietrze.
Pod po•jęciem woda rozumie się tu także pociski startujące spod powierzchni wody (z okrętów podwodnych znajdujących się w stanie zanurzenia), a także pociski przezna.czone do raże nia celów podwodnych. W większości krajów 2'lachodnich przyjęta jest amerykańska klasyfikacja odrzutowych pocisków kierowanych dzieląca je na cztery klasy: I Powierzchnia-powierzchnia. Klasa ta obejmuje pierwsze cztery z poprzednio wymienionych dziewięciu grup pocisków. II Powierzchnia-powietrze. Do tej klasy wchodzi piąta i szósta grupa pocisków. III Powietrze-powierzchnia. Klasa ta zawiera siódmą i ósmą grupę pG~cisków.
IV Powietrze-powietrze. Klasa ta odpowiada dziewiątej grupie odrzutowych pocisków kierowanych. W literaturze amerykańskiej wymienia się jeszcze trzy klasy rakiet: Ziemia-kosmos, kosmos-Ziemia i kosmos-kosmos. Do tych klas zatem włącza się pojazdy latające, które mogą być użyte do walki z satelitami i pojazdami kosmicznymi przeciwnika, a także raki.ety do dokonania uderzenia na przeciwnika z przestrzeni kosmicznej. Z a s i ę g to jedlna z najważniejszych cech bojowych broni, jeden z podstawowych jego pa:rametrów takty.aznych. Skona posiadająoa broń o większym za:sięgu, niż jego przeciwnik. może 244
dokona:ć
uderZ<enia, nie będąc narażona na oddziaływanie broni przeciwnika. Zasięg współczesnych odrzutowych pocisków kierowanych waha się w granicach od kilku kilometrów do kilku tysięcy, a nawet kilkudziesięciu tysięcy kilometrów, co przekracza wielokrotnie zasięg wszystkich istniejących rodzajów broni. W zależności od stawianych zadań broni, można, ją podzielić na dwa rodzade: l. Broń taktyczna, której zadaniem jest bezpośrednie rażenie wojsk przeciwnika w strefie walki i na drogach doja!zdowych. 2. Broń strategiczna, której zadaniem jest pomżenie na.jważ niejszych, z wojskO!Wego punktu widZienia, ośrodków przeciwnika znajdujących się często na tyłach wojsk. Broń taktyczna istniała od dawna i by~a masową bronią armii. Broń strategiczna pojawiła się stosunkowo niedawno. Nabrała ona wojskowego ·zna:c:zJenia podczas I wojny świ;atowej j,atko lotnictwo bombardujące, jednak mimo to nie odegrała w tych czasach więksl'lej roli. Nie wpłynęła też w sposób decydujący na przebieg II wojny świCłltowej. W latach powojennych nastąpił znaczny skok w mzwoju broni strategicznej, w związku z pojawieniem się broni atomowej i termojądrowej oraz rakiet między kontynentalnych i rakiet dalekiego zasięgu. Broń odrzutową można także dzielić na taktyczną i strategiczną.
Jak zaznacza się w prasie ·zachodniej, do taktycznych rodzajów broni odrzutowej zalicz:a się rakietowe pociski ki·erow,ane, z ładunkami klasycznymi lub atomowymi, o zasięgu do 800 --;- l 000 kilometrów. Z kolei taktyczną broń odrzutorwą dzielą na: - podski odrzutorwe bliskiego działania, przeznaczone do raŻel!lia celów znajdujących się w odleg~ości kilku do kilkudziesięciu kilometrów; - pociski odrzutowe dalekiego :zasięgu, przeznaczone do raże nia obiektów znajdujących się w odległości kilkuset kilometrów. Do strategicznych rodzajów broni odrzutowej ZJalkza się pociski kierowane o zasięgach przekra
Jak wynika ze statystyki, w czasie II wojny światowej średni procent trafienia do celu wynosił dla artylerii (dużego kalibru) 3,6%, dla torped około 15% i dla bomb loltniczych około 7%. Dane doświadczalne wykazują, że prawdopodobieństwo trafienia za pomocą odrzutowego pocisku kierow,a:nego jest znacznie większe. niż w imnych rodzajach broni. Według danych zachodnich osiąga ono wa:rtość 46% i .więcej, na przykład, prawdopodobieństwo rażenia celu, lecącego na wysokości 18 km, przez amerykański pocisk przeciwlotniczy Nike, wyn<:>si 65% [8]. Prz.edsta.widel Wojsk Lotniczych Francji oświadczył, że prawdopodobieństwo trafienia przez francuski pocisk kierowany przeciwczoł!gowy SS-10 osiąga 90%*. Odchylenie międzykontynentalnych pocisków balistycznych od celu, według przypuszczeń specjalistów zachodnich, może stanowić 0,2% maksymalnego .zasięgu lotu, przy czym strefa r~aże nia skutecznego będzie przekraczała pole rozrzutu. TaJde duże prawdopodobieństwo trafi.enia kierowanych pocisków odrzutowych do celu umożliwione jest dzięki przyrządom systemu kierarwania pociskami podczas lotu. Klasyfikia,cja systemów kierowania i naprowadzania pocisków odrzutowych był,a rozpatrywana w rozdziale III. Odl"'zutową broń kierowaną można klasyfikować i według sy-· sternów ki·erowania. Do systemów kiemwania pociskami typu powierzchnia-powierzchnia można z1aliczyć systemy programowe i systemy kie~rowania sztucznymi satelitami Ziemi. Do systemów kierowania pociskami typu powietrze-powietrze i powierzchnia-powietrze można zaliczyć systemy sygnałów kierujących i systemy samonaprowatdzani1a. Innym czynnikiem określającym skuteozność broni jest jego sposób oddziaływania na ee1. W zasadzie określa się ilością i jakością ładunku wybuchowego pocisku. Istniejące typy odrzutowych pocisków kierowanych mogą przenosić Ładunki wybuchowe wielokrotnie przekraczające ładunki pocisków artyleryjskich dużego kalibru. Oprócz tego wiele typów odrzutowych pocisków kierowanych może przenosić ładunki atomowe i termojądrowe, mające nadz,wyczaj dużą zdolność wybuchową. Tak na przykład, uważ,a się, że w przypadku !zastosowania w prz.eciwlotniczym pocisku kierowanym gło1wicy a1tomowej, potrafi on zniszczyć wszystkie samoloty, znajdujące się w odległości 800 metrów od środka wybuchu**. O mocy wybuchu współczesnej bomby atomowej można sądzić z następującego przykładu. Jeden samolot, wyposażony w bombę atomową, posiada moc kruszącą, równą
* "Army-Navy-Air Force ** "Interavia Air Letter" 246
Journal" 1957, 18 May, vol. 92, nr 37, p. 11. 1955, 29 March, nr 3189, p. l.
ładunkowi wszystkich samolotów angielskiego lotnictwa bombowego z końca II wojny światowej*. SkutecZIIlOŚć działania lotnictwa zal,eży od wa,runków meteorologicznych. Odrzutowe pociski kierowane mogą być stosowane b e z w z g l ę· d u n a p o g o d ę. Pociski odrzutowe wyposażone są w doskonałe systemy kierowania, co praktycznie umożliwia pełną niezależność ich od stanu pogody, widzialności, po~ry doby i innych czynników atmosferycznych. Warunki meteorologiczne i pora doby :r..nogą
jedynie mieć wpływ na bierne systemy samonaprowadzania i na te systemy sygnałów kierujących naprowadZJania, w których niezbędna jest wizualna linia kontroli wza,jemnego położenia pocisku i celu. Oprócz wymienionych zal~et, pociski kierowane posiadają i. wady. Do najbardziej istotnych z nich zalicza się złożoną konstrukcję pocisku, duży koszt produkcji, mały Zlapas pocisków, jaki może być wzięty na pokład samolotu, mała szybkostrzelność, możliwość wytworzenia zakłóceń przy telekierowaniu i samonaprowadzaniu. Dlatego jeszoze przedwcZJesne jest mówienie o mo,żliwości wyparcia wszystkich "sta,rych" rodZJajów broni, przez pociski odnzutowe. Wszystkie rodzaje broni i techniki wojskowej powinny być stosowane w ścisłym i dobrze zorganizowanym współdziałaniu.
* "Wojenno-wozdusznyje siły w sowremiennoj wojnie" (po inostronnym wzgliadam), Wojenizdat, 1957, str. 116.
ZAKOŃCZENIE
Przy konstrukcji współczesnych odrzutowych pocisków kierowanych wykorzystane są najnowsze osiągnięcia wielu gałęzi nauki i techniki. Współczesne rakiety stanowiące ucieleśnienie twórcz.ego geniuszu ·człowieka już ter1a,z ~wykorzystywane są w zbawiennych celach pokojowych. Cały świat zachwyca się olbrzymimi osiągnięciami nauki i techniki radzieckiej w dziedzinie opanowywania pr:z,estrzeni kosmicznej, ukoronowanej dalekimi lotami rakiet kosmicznych, nowymi danymi o chaTlakterze przestrzeni kosmicznej i o Księ życu ora1z bezprzykładnymi w historii ludzkości lotami kosmicznymi pierwszych na świecie kosmonautów. Pierwszy grupowy lot wielodninwy w Kosmosie, dokonany przez kosmonautów A. Nikołajewa i P. Popowicza, wykazał niezawodność łączności radiowej i telewizyjnej z Zi,emią. Po raz pierwszy na świecie wiele setek milionów mi•eszkańców Ziemi mogło bezpośrednio obserwować i słuchać audycji z Kosmosu. Powstały niebywałe możliwości dla zhadani:a wpływów zjawisk kosmicznych na żywiołowe siły przyrody na Ziemi. Otwierają się drogi do wykorzystania satelitów przy rozwiązaniu zadań technicznych, a w pierwszej kolejności do istotnego udoskonalenia transmisji radiowych i telewizy J11ych na całej kuli ziemskiej. Dalsze sukcesy w technice rakietowej doprowadzą do nowych wspaniałych osiągnięć w opanowaniu Kosmosu. Automatyczne stacje międzyplanetarne, a następnie i statki kosmiczne z człowiekiem na pokładzie. będą pr.zenikały coraz dalej w prz.estrzeń kosmiczną, aż do innych planet. Balistyczne pasażerskie rakiety staną się najszybszym środ kiem tr.ansportu, który w czasie 1-2 godzin będzie mógł dostarczyć ludzi i terminowe ładunki z j-ednego kontynentu na drugi, z bieguna północnego na południowy, 248
Jednak w czasa,ch współczesnych koł,a imperialistyczne chcą te doskonałe pojazdy do przewozu innego Ładunku, broni masowej zagłady ludzi. Plany ich zawierają nie zawojowanie przestrzeni kosmicznej, lecz zawojowanie świata. Rozwijają one intensywnie i udoskonalają broń termojądrową, celem masowego niszczenia ludzi, oraz rakiety kierowane jako środki wykorzystać
przenoszące tę broń. Związek Radziecki posiada duże sukcesy w budowie komunizmu. Przyciągająca siła komunizmu wzrasta coraz bardziej, roś nie podziw narodów świata dla Kraju Rad. Związek Radziecki
posiada potężną bazę przemysłową, wspaniały przemysł obronny. Posiada on bomby atomowe i termojądrow€, doskonałe rakiety balistyczne i globalne, lotnictwo dalekiego zasięgu. Jeśli koła militarystyczne podjęłyby z'amiar zrealizowania swoich planów panowania nad światem i rozpętają nową wojnę świato wą, to kapitalizm, jak potwierdza doświadczenie historii, znajdzie w tej wojnie swoją mogiłę. W. Lenin już w 1918 r. powiedział: "Widzimy, jak Anglia i Ameryka ... zagalopowały s1ę tak samo dziko i bez r01zumu jak w swoim czasie Niemcy równie szybko, a może nawet szybciej zmierzają do tego końca, do którego z takim powodzeniem doszedł imperializm niemiecki. Początkowo imperializm ten w nieprawdopodobny sposób rozpostarł się na trzy czwarte Europy, roztył się, a następnie ód razu pękł, pozostawiając po sobie najokropniejszy odór. Do takiego właśnie końca pędzi teraz impedalizm angielski i amerykański"*.
* W.
L e n i n,
Dzieła,
t. XXVIII, str. 153, KiW 1954.
liTERATURA
l. Aleksandrew S. G., Fiedorow R. E.: i kosmiczeskije korabli. Izd. AN SSSR, 1961.
Sowietskije sputniki
2. A s t a f i e w G. P. i inni: Radionawigacjonnyje ustrojstwa i pribory. Sowietskoje Radio, 1958.
3. A s t a s z e n k o w P. T.: Radioelektronika w uprawlenji snarjadami. Wojenizdat, 1960. 4. B o n n i E. A. i inni: Aerodinamika. Teorija rieaktywnych dwigatielej. Konstrukcija i praktika projektirowanija. Wojenizdat, 1959. 5. War ak s i n Radio, 1956.
J. G.: Radioelektronika w wojennom diele. Sowietskoje
6. G u t ki n L. S.: Principy uprawlenija bezpilotnymi . objektami. Sowietskoje Radio, 1959. 7. G a t l a n d K. I.: Razwitije uprawZiajemych snarjadow. UL, 1956. 8. Zurnał Woprosy rakietnaj tiechniki. UL, 1953-1961. 9. Zurnał Zarubieżnaja radioelektronika. IIL, 1958-1961. 10. Kor o styl e w, A. A.: Awtomaticzeskoje izmierienije koordinat. Wojenizdat, 1961. 11. L e w i t i n, I. B.: Tiechnika infrakrasnych izłuczenij. Grosenergoizdat, 1961. 12. L e w a n t o w ski W. I.: Rakietoj k Łunie. F'izmatgiz, 1960. 13. L o ck A.: Uprawlenije snarjadami. IIL, 1958. 14. M a n o w c e w A. P., R a w w i n G. I.: Osnowy tieleuprawlenija i tielekontrolia. Gosenergoizdat, 1959. 15. M ar i s o w W. I., Ku c z .er o w I. K.: Uprawliajemyje snarjady. Wojenizdat, 1959. 16. M er i 11 G. i inni: Issledowanije operacij. Bojewyje czasti. Pusk snarjadow. IIL, 1957. 17. M i.i 11 er, F.: Tieleuprawlenije. IIL, 1958. 18. P i e t r o w W. P.: UprawZiajemyje snarjady i rakiety. DOSAAF, 1957. 19. P i e t r o w W. P.: Iskusstwiejennyj sputnik Ziemli. Wojenizdat, 1958.
250
20. P i e t r o w W. P., S o c z i w k o A, A.: Iskusstwiennyj sputnik Ziemli i pogoda. Gidrometeoizdat, 1961. 21. P i e t r o w W. P., S e li e z n i e w W. P.: Kosmiczeskaja nawigacija. Zurnał "Priroda" Izd. AN SSSR, 1962, Nr 8. 22. Problemy inercjalnoj nawigacji, Sbor, Statiej. HL, 1961. 23. S m o l i a n ski G. A., P r i a d i l o w J. N.: Poplawkowyje giroskopy i ich promienienije. Oborongiz, 1958.
24. S o n ki n
M.: Russkaja mkietnaja artillerija. Wojenizdat 1952.
25. Syt i n a N. W.: Awtonomnyje dopplerowskije nawigacjonnyje pribory. Sowietskoje Radio, 1957. 26. T a t ar c z e n k o A.: Ballisticzegkije rakiety. Wojenizdat, 1961. 27. Fieodosjew W. I., Sinjariew G. B.: Wwiedienije w rakietnuju tiechniku. Oborongiz, 1961. 28. C i o ł k o w ski K. E.: Trudy po rakietnaj tiechnikie. Oborongiz, 1947.
