3.2. БОРТОВЫЕ ЛАЗЕРНЫЕ ГИРОСКОПЫ

Лазерные гироскопы, описанные во второй главе, нашли целый ряд практических приложений в зарубежной военной технике. Так, например, они применяются как гирокомпасы в ряде приборов, используются как хранители направлений или датчики угловой скорости вращения подвижных военных объектов. Нами будут рассмотрены лишь примеры использования лазерных гироскопов на борту летательных аппаратов.

Первое использование лазерного гироскопа было выполнено в США в 1966 году. Он представлял собой устройство, в котором были соединены сразу три идентичных блока, расположенных в трех взаимно перпендикулярных плоскостях [7]. Каждый блок имел самостоятельное исполнение в виде монолитного кварцевого основания, в котором высверлены под уголом 120° три канала, образующие «кольцо». В углах этого треугольника расположены отражающие зеркала резонатора. В центральной части прибора расположен генератор, вырабатывающий высокочастотное поле, необходимое для поджига газовой смеси, в качестве которой использовалась гелий-неоновая смесь. Следовательно, газовый кольцевой генератор (а именно он является физической основой прибора) работал на волне 0,6328 мкм. Весьма оригинальным в конструкции был способ, с помощью которого боролись с явлением захвата, приводящим, как мы знаем из второй главы, к снижению чувствительности прибора. Для этого использовалось простое, легковесное и

малогаоаритное виорационное устройство, ооеспечивающее «тряску» кварцевого блока с частотой 10...40 Гц, но с весьма малой амплитудой. Сообщается, что это не устраняло захвата, но дало возможность измерять уголовую Скорость меньше, чем Такая конструкция прошла испытания и показала приемлемые для заказчика результаты. Однако пока проходили испытания, конструкторы предложили размещать три датчика угловой скорости вращения в одном монолитном кварцевом блоке. В нем высверлены три треугольника, расположенные взаимно перпендикулярно, вмонтированы шесть зеркал, три призмы и три миниатюрных фотоприемника. Система поджига для всех трех генераторов единая. Объем шара, представляющего собой трехстепенной датчик угловой скорости вращения — составляет всего Подчеркнем еще раз основные преимущества такого гироскопа перед роторным. Это, в первую очередь, отсутствие вращающихся масс. Если воздействие трения, дисбаланс ротора, вибрации температуры и магнитного поля приводят роторный гироскоп к дрейфу со скоростью то дрейф оптического гироскопа, вызванный нестабильностью работы оптического генератора, составляет всего 5 угл. с/сутки [22]. Интересно, что для роторных гироскопов имеются способы снижения дрейфа до но это значительно утяжеляет и удорожает конструкцию. Как показали испытания, оптический гироскоп может работать в значительно большем динамическом диапазоне, чем роторный, что позволит его использовать в бесплатформенных навигационных системах [7], которые будут рассмотрены ниже. Отмечается и другое достоинство лазерного гироскопа — малое время подготовки к работе. Если обычный гироскоп требует мин. на раскрутку ротора, то время готовности лазерного гироскопа определяется временем возникновения газового разряда, с [22]. И если это не имеет большого значения для работы самолета гражданской авиации, где всегда имеется свободное время на подготовку самолета к полету, то для военного самолета, а тем более для ракеты стратегического или тактического назначения это является крайне важным фактором. Применительно к системам управления летательных аппаратов большим достоинством оказалась способность лазерного гироскопа выдерживать значительные перегрузки при взлете и маневрах.

Рис. 49. Испытательная установка

Это связано с тем, что жесткая конструкция прибора позволяет выдерживать большие ускорения. Кроме того, военные специалисты считают достоинством лазерного гироскопа тот факт, что его выходной сигнал легко может быть выражен в цифровой форме, позволяющей сопрягать его с бортовой ЭВМ. Летом 1970 года были завершены испытания лазерного гироскопа, созданного по заказу НАСА фирмой Сперри [7]. Отмечается, что эти испытания позволили сформулировать требования для бортовой бескарданной инерциальной системы управления летательным аппаратом. Испытательная установка включала в себя четыре основных блока (рис. 49). В один из них входил лазерный гироскоп, во второй — система контроля параметров измерителя, в третий — цифровая вычислительная машина, в четвертый — индикаторное устройство. С лазерного измерителя угловой скорости на систему контроля параметров поступает выходной сигнал, свидетельствующий о вращении, и сигналы, связанные с температурой внутри блока, с измерением параметров и другие вспомогательные сигналы, которые используются для регулирования режима работы лазерного измерителя. Основной сигнал, несущий информацию о вращении, поступает на ЭВМ, которая используется для проведения необходимых вычислений. В индикаторном устройстве в реальном масштабе времени высвечиваются данные о вычисленных пространственных координатах. Для проведения упомянутых испытаний лазерный блок был смонтирован на поворотном столе, имеющем электронное управление скоростью вращения в широком диапазоне и приборы контроля. ЭВМ была разработана специально как часть трехстепенной

системы управления положением летательного аппарата в пространстве. Сообщается, что цель испытания состояла в установлении рабочих характеристик усовершенство-; ванного лазерного измерителя. Испыта ния были лабораторные и натурные. В лабораторных проверяли аппаратуру на статический дрейф и динамическую точность. При натурных испытаниях оценивали восприимчивость к Изменениям гравитационного и магнитных полей. Уход измерителя снимался при четырех различных положениях оси чувствительности. Стабильность работы системы смещения частоты оценивалась проведением испытаний на дрейф в течение нескольких часов и записи изменений скорости усредненного дрейфа в течение каждого испытания.

Теперь рассмотрим, что же такое современная бортовая навигационная система. Развитие навигационной техники, авиационной и космической, показало, что среди систем автоматического управления движением объектов важное значение имеют автономные системы управления, среди которых наибольшее развитие получили инерциальные системы. В инерциальных системах для счисления пути используются датчики первичной информации о движении объекта и счетно-решающие или вычислительные устройства, а в последнее время — бортовые вычислительные машины. Основная первичная информация снимается с датчиков линейных ускорений, называемых акселерометрами. Они дают информацию о характеристиках движения центра масс объекта в инерциальном пространстве. Но этих данных для управления движением недостаточно. Необходима информация о вращении объекта относительно центра масс. Для этого используются гироскопические устройства. Информация поступает в бортовые ЭВМ (БЭВМ), где вырабатывается сигнал управления, обеспечивающий нужную траекторию полета, а с него — на органы управления полетом: либо на двигательную установку или соответствующие рули (газовые или аэродинамические). Исторически сложилось так, что в первых инерциальных системах имелась стабилизированная платформа, которая вначале выставлялась относительно какой-либо системы координат. Наиболее совершенные платформы были оснащены трехосными гироскопическими стабилизаторами. Однако инерциальные системы с гиростабилизированной платформой имеют ряд существенных недостатков.

Рис. 50. Функциональная схема инерциальной системы управления

К ним относятся: большая масса, значительное потребление энергии, дороговизна и сложность изготовления. Из-за наличия карданного подвеса даже небольшое увеличение габаритов элементов, устанавливаемых на платформу, приводит к значительному увеличению объема самой платформы. В связи с этим в последние годы за рубежом разработаны, испытаны и устанавливаются на борт летательных аппаратов бесплатформенные инерциальные системы (БИС), которые в принципе свободны от многих рассмотренных недостатков, хотя имеют и свои. Создание гироскопических устройств на новых принципах, в частности лазерных гироскопов, а также создание Малогабаритных БЭВМ, способствовало развитию новых навигационных систем (об этом уже говорилось в разделе: 2.2.). Структурная схема инерциальной системы без гиростабилизированной платформы не сложна (рис. 50) [7]. Блок акселерометров устанавливается на борту объекта, а ориентация в пространстве их осей чувствительности вычисляется. Информацией для этих вычислений служат сигналы второй группы приборов — датчиков угловой скорости (ДУС), которые также жестко устанавливаются на борту. Эту информацию об угловых скоростях используют для непрерывного вычисления матрицы преобразования направляющих косинусов, определющей ориентацию осей, жестко связанных с объектом относительно инерциальной системы координат. Все вычисления на борту при работе БИС разбивают на две группы: вычисления ориентации объекта и навигационные вычисления. Первая группа вычислений характерна для БИС и в значительной мере определяет загрузку

БЭВМ и точность работы системы в целом. Сообщается, что для коррекции БИС могут использовать астроориентаторы. Точность работы БИС определяется в основном погрешностями чувствительных элементов. Если в качестве чувствительных элементов используют роторные гироскопы, то на них существенное влияние оказывают угловые скорости и вибрации, направление которых не совпадает с осями чувствительности. Наиболее чувствительна система к ошибкам приборов, выдающих информацию об угловом движении объекта. Например, датчики угловой скорости должны измерять угловую скорость объекта в широких пределах (иметь линейную характеристику для весьма широкого диапазона входных сигналов). ДУС классического типа, как утверждают специалисты, дают выигрыш в массе, габаритах и стоимости по сравнению с другими чувствительными элементами, однако их использование затруднено из-за того, что диапазон имеряемых скоростей ограничен. Трехстепенные гироскопы могут быть также использованы в качестве датчиков угловой скорости вращения в БИС, однако и их применение ограничено незначительными входными углами, которые они могут измерять. Как свидетельствует печать [7], такие гироскопы можно использовать только на летательных аппаратах, рассчитанных на малые перегрузки. Лазерные ДУС свободны от указанных недостатков [7], и это дало возможность построить БИС высокоточную, простую, малогабаритную, пригодную для использования в быстроманеврирующих объектах типа ракет-перехватчиков США. Лазерные гироскопы не исключают применение роторных. Более того, утверждается, что только в сочетании с ними можно достичь оптимального эффекта. В частности, при начальной выставке инерциальной системы.

Приведем один пример использования БИС в военной технике США. На рис. 51 [22] приведена схема системы управления ракеты-перехватчика. В ней используется радиолокатор с фазированной решеткой, задачей которого является непрерывно выдавать в систему управления информацию о векторе скорости цели. Антенна локатора в этой системе располагается на гиростабилизированной платформе. Для того чтобы цель все время оставалась в поле зрения антенны, на стабилизирующие гироскопы подаются сигналы, пропорциональные углу рассогласования между осью диаграммы направленности и направлением на цель. Сообщается, однако, что такая система обладает рядом недостатков.

Рис. 51. Функциональная схема системы управления ракеты-перехватчика: 1 — выходные сигналы радиолокатора; 2 - камеры визирования радиолокатора; 3 — сигналы стабилизации; 4 — камеры наведения

Один из них довольно тяжелая антенна располагается на ГСП (гиростабилизчрованной платформе), что требует больших усилий при ее перемещении и значительного запаса энергии. Другим недостатком является то, что сама ГСП подвержена влиянию больших ускорений. Это приводит к большим ошибкам в системе слежения и наведения. Именно поэтому зарубежным специалистам пришлось использовать локаторы с фазированной решеткой, которые устанавливаютси жестко на борту ракеты. Но для создания следящего контура в систему включили триаду лазерных гироскопов и специальный цифровой вычислитель. Сообщается, что эта система обеспечивает: вычисление команд визирования закрепленной антенны, следящей за объектом при больших относительных угловых скоростях и ускорениях; вычисление команд визирования таким образом, чтобы по ним легко было выделять данные о скорости цели; выделение информации о цели при наличии движения ракеты. Входные сигналы в вычислитель поступают от локатора и блока лазерных гироскопов. Утверждают, что в условиях работы при больших перегрузках этот вариант следящего устройства имеет значительные преимущества но размерам, массе и потреблению энергии по сравнению с аналогичной системой, располагаемой на ГСП. Вот как изготовила фирма «Сперри» [7] основу такой системы. Лазерные датчики угловой скорости выполнены в монолитном кварцевом блоке, а электроника и вычислительные схемы смонтированы на шести печатных платах, расположенных в основании блока. Длина всего блока 228 мм, диаметр — 190 мм. Масса около 6,5 кг, а потребляемая мощность 40 Вт. Полагают, что отсутствие в блоке подвижных частей обеспечивает высокую надежность и прочность конструкции. Поэтому блок должен хорошо противостоять перегрузкам и требует незначительного времени на включение в работу.

рис. 52. Блок оптических гироскопов: 1 — триады оптических гироскопов; 2 — источник питания; 3 - схема контроля; 4 — фотодиоды, узлы считывания; 5 — вычислительные устройства

Внешний вид блока приведен на рис. 52. Видно, что в центральной части блока находится шаровой лазерный гироскоп, который обеспечивает выдачу информации относительно трех взаимно перпендикулярных осей. В верхней части блока находится источник питания, рядом расположено устройство контроля. Фотодиоды расположены в каждой стороне треугольного резонатора, а сигнал с них поступает на вычислительное устройство, находящееся в нижней части блока. Выходные сигналы поступают на компараторы, которые преобразуют синусоидальный сигнал в прямоугольные сигналы, частота следования которых пропорциональна измеряемой скорости. На каждый период входного сигнала схема вырабатывает один импульс соответствующего знака. Импульсы приводятся к одному масштабу и суммируются на реверсивном счетчике, откуда по двум каналам поступают в вычислительное устройство. Аналоговый скоростной сигнал для системы управления вырабатывается преобразователем «цифра-аналог» в виде выходного напряжения постоянного тока, пропорционального входной частоте. Сообщается, что в этом устройстве выходными сигналами электронного блока гироскопов ивляются величины, пропорциональные скоростям вращения по трем осям, представленные двумя последовательностями импульсов — положительных и отрицательных. На вычислитель поступают и сигналы с бортового локатора, представленные также в виде последовательности импульсов. Программный блок управления вырабатывает хронирующие импульсы, необходимые для выработки выходных сигналов, управляющих наведением, ракеты-перехватчика на цель [7].