Виктор Петров - Искусственный спутник земли

Как видно из рисунка 25, участок траектории полета ракеты-носителя до выхода ее на орбиту, т. е. до принятия ее продольной осью горизонтального положения, разбивается на ряд этапов (на рисунке: H 1, Н 2, Н 3, Н 4и т. д.). Таких этапов в зависимости от высоты орбиты может быть много. Каждому из них соответствует определенный угол наклона продольной оси ракеты к горизонту ( α 1, α 2, α 3и т. д.). На первом этапе обычно этот угол равен 90°, т. е. ракета летит вертикально.

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

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

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

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

Нашел применение акселерометр, представляющий собой гироскопический маятник, установленный в карданном кольце G (рис. 26). Ось CD является осью маятника. Кольцо подвеса G может вращаться вокруг оси EF , параллельной продольной оси ракеты.

Ось АВ вращения гироскопа автоматически удерживается перпендикулярно оси EF с помощью корректирующего выключателя и двигателя М .

При отклонении оси АВ гироскопа от направления, перпендикулярного оси EF , корректирующий выключатель включает через реле питание электродвигателя М . Вращающий момент этого двигателя через редуктор передается на ось EF карданного кольца G , заставляя перемещаться гироскоп в сторону восстановления перпендикулярности оси АВ и EF . Таким образом, электродвигатель М удерживает гиромаятник в нормальном рабочем положении, когда чувствительность гиромаятника наибольшая, а также полностью компенсирует влияние моментов трения на оси EF .

Если ракета летит с ускорением, равным a , то на маятник будет действовать инерционная сила P , равная произведению массы m маятника на ускорение а. Момент M врот этой силы, направленный вдоль оси CD , вызывает угловую скорость прецессии ω ггироскопа вокруг оси EF . Угол поворота оси гироскопа вокруг оси EF равен интегралу по времени от угловой скорости прецессии, т. е. пропорционален интегралу по времени от ускорения, или, что одно и то же, скорости полета ракеты. Влияние ускорения силы тяжести заранее учитывается и компенсируется.

С осью EF акселерометра связан барабан N , управляющий поворотом того гироскопа автопилота, который осуществляет наклон продольной оси ракеты относительно горизонта. Таким образом, кривизна траектории ракеты изменяется в зависимости от ее скорости в соответствии с расчетным движением.

Нужно учесть, что если в результате воздействия ветра, потока микрометеоритов или других причин продольная ось ракеты переместится параллельно самой себе, то гироскопические приборы этого не почувствуют. Однако такое отклонение от траектории нежелательно так же, как, скажем, изменение угла тангажа или угла рыскания. Для исправления подобного рода отклонений, могущих возникнуть в полете, может быть использован метод, известный под названием «радиотропы». Он основан на использовании принципа радиолокации. Его сущность заключается в следующем.

Предположим, что на Земле имеются две станции, посылающие на ракету сигналы и принимающие обратно отражения этих сигналов.

Эти станции размещены таким образом и их аппаратура устроена так, что если ракета летит по правильному курсу, то обе эти станции будут принимать отраженные сигналы одинаковой величины.

Если по каким-либо причинам ракета отклонится от курса, то одна из станций будет воспринимать больший по величине сигнал, а другая — меньший. На наземной станции по этой разности сигналов с помощью счетнорешающих приборов точно и мгновенно подсчитывается величина этого отклонения от курса и немедленно вырабатывается соответствующий ей управляющий сигнал, который по радио передается на приборы управления ракеты.