3.6. Результаты моделирования.

Ниже представлены результаты моделирования полета ракеты. График показывает моделированный полёт ракеты, переходный процесс на начальном участке и проседание от линии визирования. Динамическая ошибка – проседание ракеты – после окончания переходного процесса постоянна и соответствует расчетной [5].

В результате моделирования были выбраны углы пуска ракеты.

Рисунок 16. Интерфейс программы математического моделирования.

Результаты моделирования динамики системы управления при полете на время t_П + 1,6 с.

На верхнем графике – отклонения центра масс ракеты от оси луча, Y_P – розовый, Z_P – черный. Динамическая ошибка от действия ускорения свободного падения (проседание ракеты под осью) не превышает 0,25 м, что соответствует расчетам. На втором графике – углы атаки и скольжения. Отчетливо видна составляющая на частоте вращения ракеты по углу крена (ω_КР = 2π ∙10 1/c), однако она не превышает 1ۨ, что вполне допустимо. На третьем графике приведены выходные сигналы фильтров Баттерворта, используемых для выделения сигнала крена из выходных сигналов аппаратуры выделения координат. Видно, что составляющая, пропорциональная отклонению центра масс, не проходит на выходы фильтра и не мешает использованию его для модуляции – преобразования команд из земной системы координат (связанной с лучом) в связанную с ракетой. На четвертом графике – выходные сигнала АВК. Видно, что из-за смещения фотоприемника они содержат составляющую, соответствующую синусу и косинусу угла крена.