Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами (1991) (1152000), страница 21
Текст из файла (страница 21)
Для линеарнзации этой системы уравнений будем считать, что подъемную силу, управляющий и стабилизирующий моменты можно представить в виде произведения постоянных коэффициентов на угол атаки или отклонения руля: )«' 1 а' М у р МВ 9' М вЂ” М а а демпфирующий момент М, — произведением М" О. Это «'«ем « допущение верно в пределах определенных углов атаки и отклонений руля.
Вес является систематической составляющей системы сил, действующих на ракету. Он может лишь сместить исходные положения рассматриваемых процессов, не оказьсвая влияния на характер их протекания во времени. Поэтому при выводе передаточной функции ракеты ее вес не учитывается. Ввиду малости углов атаки з(п а а, учитывая сделанные допущения и принимая во внимание знаки аэродинамических коэффициентов, уравнения (3.2), (3.3) и (3.4) можно запн. сать в виде; По физическому смыслу коэффициент ас является величиной, характеризующей скорость разворота ракеты под действием аэродинамической и газодинамической нормальных сил, т.
е. м а н е в р е н н о с т ь р а к е т ы. Коэффициенты аь аз и а4 принято называть соответственно относительным коэффициентом аэродинамического демпфирования, статической устойчивости и эффективности руля. С учетом введенных коэффициентов можно завис писать: 9+ а«9+ апа = а«Ь; — а,а+0=0; ,'«с),. Π†а †, или в операторной форме (р=сс/с(с): (ре + а,р) О+ ава = а«6; — а,а+ РО=О (3.5) 9 — сс — 0 = О. Угол отклонения руля 6 при анализе свойств ракеты как объекта управления является входной величиной. Для решения уравнений (3.5), т.
е. для определения зависимости О, а йс и О от 9, воспользуемся теорией определителе Определитель системы* имеет вид: рт + арр аз 0 0 — а, р =р[рз+ (а, +ае)Р+ (аз+асаВН. — 1 — 1 Определители др, Л„и де получаются замено лителе системы соответственно первого, второго -„'У",'4«4 СтОЛбцОВ СВОбадНЫМИ ЧЛЕНаМИ ураВНЕНИй (3.5), вычисления этих определителеи таковы: то передаточные функции ракеты, устанавливающие зависи- мости угла тангажа д, угла атаки гз и угла наклона траек- тории О от угла отклонения руля Ь„имеют вид: аз Он + Р) 'А ("') Р[пз+ (а, + а,) Р+ (а, + а,а,)) ' [рз + (а, + а,) р + (а, + азаз)) р [рз + (и, + а,) р + (а, + а,а,)[ ' ) (3.6) > льное ющая опре- (3.7) з-у аз + а,аз ' з р"и+ Тогда „, '" -а~,, (3.8) Параметры передаточной функции ракеты полностью опре.
деляют ее динамические свойства. Проанализируем функцию (3.8). Коэффициент усиления ракеты Кр характеризует маневренные свойства ракеты и определяет в установившемся режиме скорость приращения угла наклона траектории прн отклонении руля на единицу угла: К-~~)... Величина этого коэффициента определяется только ракетой и вследствие ограниченности управляющих моментов и нормальных управляющих сил не может быть улучшена системой управления, Г26 При рассмотрении процессов наведения ЗУР в качестве выходного параметра, как правило, принимается норма ускорение [[р = р'рО. Передаточная функция, связыва нормальное ускорение ракеты с углом отклонения руля, деляется по следующей формуле: а,а,1' ©з (Р) рз+ (аз + аз) р+ (а + аза ) Функции (3.6) и (3.7) можно привести к общепринятому виду, если в числителе и знаменателе вынести свободные члены за скобки.
Проделаем зто применительно к функции Ф)зр(р), предварительно приняв: азаз У(' и= —; аз+ аза, ' Располагаемая перегрузка ракеты связана с коэффициентом Кр зависимостью рзсп КР е зпзз =к — й б — максимальное отклонение рулей высоты. где р р пе е аточиым Произведение Кргр принято называть пер д числом ракеты по нормальному ускорению Коэффициент усиления ракеты Кр, а следовател ельно и коэффициент усиления контура управления Кр зависят от скоп и ракеты и плотности воздуха.
С увеличением высоты полета ракеты значение коэффициента р д передаточного коэффициента Кз, в состав которого в качестве одного из сомножителей входит коэффициент Кр, значительно влияет на точность наведения ракеты на цель. Для уменьчи акеты с целью щения влияния положения точки встре р (в пределах заданной зоны обстрела) на эффективность стр ь ы ел б значение коэффициента усиления ракеты К, необб стаходимо ст абилизировать. Наиболее действенный спосо йств, ко екбилизации — включение в состав ракеты устро, рр тирующих значение Кр в зависимости от скорости ракеты и плотности воздуха.
Работа этих устройств, как правило, связана с использованием датчиков скоростного напора. Относительный коэффициент демпфирования аз + аз 2 3/ аз + а,аз и собственная частота колебаний .— т -)~п + 1 являются важными динамическими характеристиками ракеты о точки зрения значений переходных и флюктуационных ошибок и расхода располагаемых перегрузок ракеты. Относительныи к коэффициент демпфирования определяет величину перерегулироваиия переходного процесса по н р у ускорению и углу атаки. Его величина почти не зависит от скорости ракеты, но убывает с возрастанием высоты ее полета. На больших высотах значение коэффициента $ весьма Получение требуемого значения относительного коэффициента демпчзирован ия и его стабилизация достигаются охваобратными связями по угловой скорости вращения ракеты и поперечному ускорению. Сигналы обрат ных форми уются, как правило, совокупностью измерителей, включаемых в автопилот.
Такими измерит ются демпфирующие гироскопы (ДГ) и датчики линейных ускорений (ДЛУ). )27 Соб бственная частота колебаний также зависит от условий полета ракеты (скоростного напора, статической устойчивости) и в реальных условиях стрельбы может изменяться в широких пределах. Она должна находиться в определенном соотношении с частотой среза контура управления, выбор которой обусловливается оптимумом систематических и случайных составляющих ошибок наведения. ДЛУ ( с.
3.6) в принципе не равны нормальным уско- ко остракеты. Рассогласование осей связанной и с р коной систем координат, т. е. действующих и измеряемых ус рений, учитывается поправочным коэффициентом т). 1' $- Рис. 3.6. Структурная схема ракеты с учетом обратных связей Структурная схема ракеты с учетом обратных связей показана на рис. 3.5, На схеме кроме звеньев, формирующих сигналы, пропорциональные угловой скорости и поперечному ускорению ракеты, показано звено рулевого тракта, которое устанавливает связь между суммарным управляющим сигналом и углом отклонения руля. Применительно к структурной схеме: передаточная функция ракеты с рулевым трактом ( !р (р) Ар. тФа (р) Ур !( + ((Р ' Фа (Р) Фдг(Р) и т!КрФа (Р) У Ф коэффициент усиления ракеты с рулевым трактом К" У(р.
т((рУр !р Передаточная функция спдг(р) должна обеспечить демпфирование колебаний ракеты, вызванных случайными возмущениями, и исключить влияние обратной связи при разво. роте ракеты под действием команд управления. Датчики линейных ускорений ориентиру!отся так, чтобы их оси чувствительности совпадали с поперечными осями связанной системы координат ракеты. Ускорения, измеряе- )28 Рис. З.а.
Нормальное )Р и поперечное )Удлр ускорения ракеты Назначение обратной связи по нормальному ускорению более подробно будет рассмотрено при характеристике контура управления телеуправляемой и самонаводящейся ракет ,(см. подразд. 3.3). З.З. СТРУКТУРИАЯ СХЕМА СИСТЕМЫ ИАВЕДЕИИЯ ЗЕИИТИОЙ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Контур командного управления ракетой командного управления ракетой вкл ючает Контур '(рис. 3.7): систему измерения координат ракеты (локатор р ); о акеты) устройство для определения параметра рассогласования и формирования команды управления (СВК); канал радиоуправлеиия (РУ); зенитную управляемую ракету с системой стабилизации; кинематическое звено ракеты (К3-2).
1~ель, а следовательно, и система измерения координат цели (локатор цели) находятся во внешней цепи, не входяй замкнутый контур. Движение цели (-к(() является источником внешних регулярных воздеиствий на ур а конт наведения ЗУР. Локатор цели, локатор ракеты и командная радиолиния в той ил ли иной степени подвержены воздействию различных помех (ик!, ияь иаз).
Д тамические свойства контура управления в значительи! ной мере определя!отса передаточной функцией сист м работки команд. В аз . 2.2 указывалось, что при использовании коподразд. а амет а асмандньж систем телеуправления в качестве пара р р 129 б Ф. К. Негкоксеа согласования принимается линейное отклонение ракеты от кинематнческой траектории: Ь га(а ' ар) и Ь гр(вг в г). ан Ья коипеисатонных рне. 3.7. Контур командного унравлення ракетой Требуемые угловые координаты ракеты а, и р, определяются методом наведения, координатами и параметрами движения цели. Используя зависимости (2.2), получим: Ь, г, (а„— а,) + гаАнг = ܄— Ь„; Ьа — — гафа — Ц)+грАабг Ь, — Ьог При формировании команды управления сигнал, соответствующий первому слагаемому параметра рассогласования (3.9), можно называть сигналом ошибки (Ь и Ь,а), а второму слагаемому — сигналом упреждения (Ькп Ь, ).
Очевидно, если в каждой плоскости наведения сигнал ошибки равен сигналу упреждения, то ракета находится на кинематической траектории и отклонения для формирования команды управления в положении ракеты нет. Сравнением сигналов ошибки и сигналов упреждения можно выявить соответствие действительного положения ракеты требуемому. Измерение координат цели и ракеты в общем случае осуществляется станцией наведения ракет с некоторыми ошибками.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
