Лекция №35.1. Самонаведение (Лекции по дисциплине "Динамическое проектирование систем стабилизации летательных аппаратов")

САМОНАВЕДЕНИЕБлок-схема системы самонаведенияСравнение командной системы наведения исамонаведения1. Размещениеаппаратуры2. Наличие оператора3. Максимальныеошибки наведения4. Метод наведения5. Наличие линии связи6. Помехозащищенность7. Аппаратура,устанавливаемая на ЛАКомандное наведениеНа командном пунктеСамонаведениеНа ракетеЕстьВ начальный моментнаведенияТрех точекНетВ конечный моментнаведенияПрямое, погони,пропорциональноенаведение,параллельноесближениеНетВышеСложнееЕстьНижеПрощеАктивноеСамонаведениеПолуактивноеПассивноеОптические (инфрокрасные) головки самонаведенияПринципиальная схема индикатораинфрокрасной энергииЗакон Стефана-БольцманаЕ  Т 4где: Е - энергия излучения на единицу площади поверхности втелесном угле 2  ; - постоянная излучения равная 5,6686 1012 вт / см2 град4 - коэффициент излучения отношение мощности излученияисточника к мощности излучения черного тела  Т - температура в градусах К.Еи  Е1Sk1k 22LN изл;N ччЕи - вся энергия, дошедшая до чувствительного элемента (ЧЭ);L - расстояние от источника энергии до чувствительного элемента;Sd 24- площадь входного зрачка оптики, проектирующейинфракрасные лучи на чувствительный элемент;k1 - коэффициент потерь в атмосфере;k 2 - коэффициент потерь в оптической системе.Lmax E Sk1k2Eш э k3Lmax - дальность обнаружения;Eш э - эквивалентная энергия шума;k3 - коэффициент запаса k3  1Принцип работы модулятора лучистого потокаПринцип действия инфрокраснойголовки самонаведения1 – оптическая линза; 2 – прозрачный диск; 3 – двигатель; 4 – фотоэлемент; 5 – усилитель;6 и 7 – фильтры; 8 и 9 – выпрямителиДвойной модулирующий дискМодулирующие дискиа, б, в, г – сигналы по принципу «да – нет», д – пропорциональныесигналы в декартовой системе координат, е и ж пропорциональные сигналы в полярной системе координатСхема инфрокрасной головки самонаведения сприменением оптического координатораСхема выработки сигнала положения цели- угол рассогласования - угол фазированияГеометрическое определение положения ракетыотносительно целиRLВ полярных координатах:   arcsin , В декартовых координатах:  y  arcsinR cos L z  arcsinR sin LГоловка самонаведения на гиростабизированнойплатформе1 – рули направления; 2 – рули тангажа; 3 – рыскание; 4 – головкасамонаведения; 5 – рамка; 6 – стабилизированная платформа; 7 –тангаж; 8 – кренСтруктурная схема гиростабилизатораI – чувствительный элемент; II – датчик момента;III – гиростабилизаторW ( p) Ф( р)  k ( p)k1k 2k0 k ( p ) Hp(T1 p  1)(T2 p  1) p (T1 p  1)(T2 p  1)k ( p)W0 ( p )kk (T2 p  1) p3 ( p ) 1  W0 ( p )WOC ( p) TkT1T2 p  Tk (T1  T2 ) p 2  Tk p  1kHHгде: kk  1   k1Tk и Tk k0 k 2k1k2k pпри малых T1 и T2 : Ф( р)  kTk p  1Следовательно u ( p) k1Tk  ( p)Tk p  1Схема формирования сигнала наведенияКинематическое звеноОсновное уравнение кинематического взаимодействияракеты и цели:r   V sin(   )  VЦ sin(   Ц )Линеаризуем уравнение кинематического взаимодействияотносительно прямолинейной устойчивой опорной траектории:  0 и   0Тогдаr   r    V cos(    )(   )  VЦ cos(   Ц  )(    Ц ) ,ноV cos(    )  VЦ cos(   Ц  )   rОтсюда:r   r    V   V Ц  ЦV  V cos(   )V Ц  VЦ cos(   Ц )r V Ц Vилиrp  r    V rp  r   VЦ  Ц(rp  r )   V  rr (  p  1)  V r(rp  r )  VЦ  Цr (  p  1)  VЦ  ЦrrVVЦ ( p )K K (t )rW ( p, t )  ( p ) TK (t ) p  1 r p  1rK K (t ) ( p )W ( p, t )  r Ц ( p) TK (t ) p  1 r p  1rV  ( p )K K (t )rW ( p, t ) r ( p ) TK (t ) p  1p 1rгде: К К  Vи TK r.rСтруктурная схема кинематического звена,соответствующего методу «замораживания коэффициентов»rПараметрическая передаточная функцияW ( p, t )  e pt ea1 ( t ) a0 (t ) dta1 ( t ) a0 (t ) dt b0 (t ) ptdt ,e ea0 (t )где: a0 (t )  r (t ); a1 (t )  r (t ); b0 (t )  V (t ) ,e  pt   ptV e dtТогда W ( p, t )  r (t ) относительно V (t )  V (t ) cos[ (t )   (t )]V 1при V  const : W ( p, t )  r (t ) pпри V  V0  Vt W ( p, t )  V (t )p 1V (t ) p  V (t )V (t ) V (t )r (t ) p 2r (t )p2V 1т.к.

V (t ) - велико, то при   V (t ) V (t )  1  V (t ) p или W ( p, t )  r (t ) pV (t ) V (t )V (t )V (t )Структурная схема кинематического звена,соответствующего точному значению параметрическойпередаточной функцииЭтапы самонаведенияГрафик, иллюстрирующий процесс самонаведения:I - этап отработки начальных возмущений;II – этап наведения;III – этап ослепления ГСН (этап неустойчивого движения).ПромахПромах – это минимальное расстояние между ракетой ицелью, которое имеет место в процессе самонаведения.h  r sin r   Vотн sin r Vотн2hVотн  V 2  VЦ2  2VVЦ cos(   Ц ) , ноr  Vотн cos   Vотн , тогдаhr 2rОпределение мгновенного промаха: ЦА = h.Структурная схема контура самонаведенияI – управляющие воздействия: Iа – начальная ошибкаориентирования координатора цели; Iб – начальная ошибкаприцеливания; Iв – маневр цели; II – шумы действующие на входекоординатора цели; III – систематические ошибки аппаратуры(погрешности измерения); IV – ветровые возмущения,действующие на ракету.n(t ) - помеха, накладываемая на входной сигнал; h - промах; u H сигнал наведения;  - ускорение;  - угол наклона траектории.KWO ( р)  k1 WOC ( р) Ф( p ) ОхватпрямойkkkW ( p)  1pp1W0Kр1где K  , T .kk11  W0Woc Tp  1kцепиинтегральнойобратнойсвязьюэквивалентендифференцированию в прямой цепи, но без его недостатков.Структурная схема контура головки самонаведенияК1НрК2Тр  1U y  K1   K 2.