Вейцель В.А. Радиосистемы управления (2005) (1151989), страница 48
Текст из файла (страница 48)
Ркс. 6.8. Шункцнонельнея схеме угломерного канала ГСН с иэмернтельным Флюгером н следящим пелснгегорам Рнс. 6.9. Структурная (а) н Фувкцнонельнея (З) схемы угломерного канала ГСН с снлоеым Флюгером Основной недостаток наведения по кривой погони сос гонт в том, что не учитывается действие негра, который вызывает дополнительные о|писки.
Чтобы скомпенсировать ветер, испольауют метод пропорционального неведения либо метод наведения с постоянным углом упреждения. При последнем методе требуетса поддерживать постоянное значение угла упреждении Р Резвым вы|сторону значению Рт Отсюда следует, что при методе с ностоявным углом упрел|девиа сигнал команды должен быть пропорциональным углу |)Р [3 — Р,.
Чтобы сформировать такой сигнал„достаточно иа ни|ряжения, вырабатываемого угломерным каналом ГСН кривой погони, вычесть напряжение, пропорциональное Р,. Коэффициент пропорциональности при этом должен быть равен коэффициенту пропорциональности угломерного канала ГСН, с ко|срым он формщэует напряжение, пропорциональное углу р. Функциональные и структурные схемы различных вариантов построения угломерных каналов ГСН для наведения с постоянным углом упреждения отличаются от соответствующих схем ГСН кривой погони только наличием на выходе вычитающего устройства.
6.3.2. Угломерные каналы голаеок саманаеедения, предназначенных для поражения быстрадеижущихся целей Для наведения на быстродвижущиеся цели применяют метод пропорционального наведения либо метод пропорционального наведения со смещением. Как было показано в равд. 6.2, для формирования сигнала команды этими методами необходимо измерять угловую скорость вращения ливии вианрования ю, |3 в неврзщающейся подвижной системе координат (см. Рис. 6.2).
При построении бортовой аппаратуры рассматриваемых типов ГСН возникают специфяческие требования, состоящие в необходимости обеспечения высокой динамической точности измереннй при хорошей развязке подвив|ного элемента пеленгатора от угловых колебаний корпуса ракеты. Именно ати требования определяю| структуры измерителей, рассматриваемые в дальнейшем. Следует отметить, что прв построении угломерных каналов современных ГСН широко используется комплексирование радиотехнических измерений с инерциальными измерениями [3].
Для позышеяия скрытности работы радиотехнических измерителей их желательно включать периодически или эпизодически. ПеРерывы в работе могут оказаться и вынуждеаны- ми, вызванными действием эффективных помех. Не работают радиотехнвческие иамерители н на участке автономного полета ракеты до захвата сигнала от цели.
Комплексирование позволяет при отсутствии сигнзлое ст радионвмерителей формировать команду управления на основе данных инершаальных систем. З'ги же денные вспольэуются для формирования сагнала коррекции, вводимого в контур азтосопровикдения цели но углам радиотехнического измерителя. Под дейегвием сигнала коррекции антенна радвонэмерителя перемещается, тем самым компенсируя собственное движение ракеты.
Нлаголяра этому увеличиваетса допустимое время выключения радиоизмернтеля без потери сигналов цели прн его последующем включении. Когда радиоизмернтель включен„его сигналы используются для зсписыванияг о|пнбок, накапливающихся в координатах, полученных на основе инерциальных измерений, либо формируются более точные оценки на основе измерений обеих систем. Комплексирование существенно изменяет структуру угломерных каналов ГСН. Однако оио выходит за рамки нашего рассмотрения. Э'гломериое устройство с сююиым следящим гяропроводом.
Здесь используется управляемый позиционный гироскоп, вьшолниющий одновременно функции следящего и стабилизирующего устройств. Основное свойство позициошюго гироскопа заключается в способности сохранять неизменным направление вршцающегося ротора, ось которого является основной осью х, гироскопа, при колебаниях корпуса ракеты. В управляемом позиционном гироскопе имеется возможность соадавать моменты М, М на осях у, з гироскопа, перпендикулярных его основной оси. Под действием этих моментов основная ось безынерцнонно поворачивается тек, чтобы по кратчайшему пути совместить вектор кинетического момента ротора гироскопа с моментами Мт и М,. При этом проекции вектора угловой скорости Разворота оси х„на плоскости, соответствующие контурам управления ракеты по курсу и тангажу, пропорциональны создаваемым моментам [6]. Совмещая подвижный аэемеит пеленгатора с ротором гироскопа и используя его выл|одной сигнал для создания управляющих момевтов Мг и М„получаем в каждом из контуров ут|равлевия по курсу и тангажу следя|цую систему с интегратором в цепи обратной сзязв.
Функциональная схема такой следяпжй системы для одного контура управления показана на рис. 6.10. Прн отклонении оси подвижного элемента пеленгатора (оси гщюскопа х„) от вапрзвления на пель ва угол |)е пеленгатор выреба- 250 261 Рвс. 6.10. Фувкциовэльвэя схема угломерного устройства с силовым следящим гнропрввсдом тыаает сигнал рассогласования Й е/)е, который подается на момевтный электродвигатель с коэффициентом передачи Й Электродвигатель создает момент М, под действием которого ось х„а вместе с ней и подвижный элемент пеленгатора поворачиваются в сторону цели с угловой скоростью ф„— М/Н„где ̈́— кинетический момент гироскопа.
Иэ фувкшзонэльной схемы на рис. 6.10 получаем П„= Й„ц/(1 е Т„р), (6.14) где Й вЂ . Н,/Й„; Т = Йэ/Й В установившемся режиме при постоянной угловой скорости ц вращения линии визирования иэ (6. 14) следует (/„= Й„г] = Йэм Совмещение подвижного элемента пеленгатора с осью гироскопа удобно лишь при небольших его массе и габаритах, юшример в тепловых ГСН. В радиоднапазоне нз-за бслыпих массы и габаритов такое совмещение становится невоаможиым. В этом случае пеленгатор вместе с позиционным гироскопом помещюст на нодзижную платформу. Основная ось гироскопа разворачивается момептным электродвигателем под действием сигнала пеленгатора, в платформа с повющью своей следящей системы сшбиляэнруется по направлению оси гироскопа.
Угломерное устройство со свороспюй стабализациэй. В данном устройстве развязка подвижного элемента пеленгатора от угловых колебаний корпуса осуществляется не его стабилизацией в пространстве, а введением стабилизирующего сигнала в контур слежения за целью. Датчиком стабилизирухицего сигнала является скоростной гироскоп (датчик угловой скорости ДУС).
устанавливаемый на аженне и формирующий сигнал, пропорциональный угловой скорости вращения антенны ф,. Стабилизирующий сигнал от ДУС складывается с сигналом рассогласования, бюрмнруемым пеленгагором. Сум- рве. 6.11. Фувкцнональязя схема угломерного уецхвкч со скоростной стабилизацией маркое напряжение после усиления подается на силовой привод рааворота антенны.
Колебания корпуса ракеты передаются на антенну и воспринимвюотся ДУС. Под действием сигнала ДУС силовой привод разворачивает антенну в сч орону, прстивоцоложиую отклонению корпуса рэкеты. В режиме автосопрозождения антенна перемещается по снгнаэам псяепгаторэ. Такие системы стабилизации не накладывают жестких ограничений на габариты антенны и пригодны для построения ГСН различных классов. Функциональная схема угломера со скоростной стабилизацией показана нв рис. 6.11, где Ʉ— коэффициент передачи пеленгатора, Ф (р) .—. (Й„+ р)/р — передаточная функция первого интегратора с цепью коррекции, Ф„р(р) = Й„ /р — передаточная функция усилителя мощности н привода, Ʉ— коэффициент передачи скоростного гироскопа (ДУС).
Из анализа схемы на рис. 6.11 получаем 'э- рэ+; Й р, Й (Ч 1, Й Й 9) где Й,= Й„Й„Й /(1 г Й„,Й ); Т„-1/Й„. Выражение (6.15) показывает, что напряжение Г/э зависит не только от ц, но и от угловой скорости вращения корпуса ракеты ф. Это вносит в процесс измерении так называемые синхронные ошибки привода (3], которые уменьшаются до приемлемых значений увеличением коэффициента передачи контура стабилизации Й Й до нескольких сотен. Для точного измерения т1 необходимо, чтобы напряжение (/„было пропорциональным д. В общем виде выражение (6.15) не отвечает атому требованию. Однэхо, если частоты среза форсирующего и колебательного звеньев в (6.
15) 1/(йхТ„) и „/Й,/(Ы) выбрать 253 г г Ч больше полосм пуоиускания контура управления ракетой ли. бо больше ширины спектра процесса Ч, то желаемое требование практически достигается. С учетом обоих рэссмстренвых дсбавлепзш получаем Н = Д й фй„. 6.4.
Модели контуров самонаведения В равд. 6.2 на основе существенных упрощений была построена аналитическая модель системы самонаведения первого этапа. Рассмотрим примеры построения более сложных моделей беэ большинства ранее принятых упрощений. Всю совокупность устройств и систем, задействованных для обеспечения необходимого движении ракеты, принято называть контуром самонаведения. Модель контура получается объединением моделей кинематического авена, угломера, устройства формирования команды и самой ракеты.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
