Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами (1991) (1152000), страница 22
Текст из файла (страница 22)
Поэтому на рис, 3.7 обозначения г„, е„, гр, ер означают действительные, а с индексом «н» вЂ” измеренные значения координат цели и ракеты. Заданной величиной для контура управления является сигнал упреждения Ь„= — г,„А д .„, вырабатываемый задающим устройством на основе координат и параметров движения пели и дальности до ракеты в соответствии с принятой структурой параметра А. Регулируемая величина — сигнал ошибки Ь„=гр„оа — вычисляется на основе разности угловых координат цели и ракеты. Сравнение этих сигналов осуществляется в измерительном устройстве.
При наличии разности Ь = Ь вЂ” Ь, т, е. линейного отклонения ракеты от киа аа кп нематической траектории, в управляющих устройствах будет выработана команда управления Х и по линии радиоуправления через автопилот выдана на рули ракеты, обеспечивая их отклонение на соответствующий угол б. Возникшая нормальная сила сближает ракету с кинематической траекторией, уменьшая величину линейного рассогласования Ь, Связь между нормальным ускорением йт„(выходная величина объекта управления) и координатами га, ар ракеты определяется принятым методом наведения и параметром рассогласования системы (передаточной функцией кинематического звена КЗ-2). Изменение координат ракеты гр и ер обнаруживается локатором и автоматически учитывается при формировании команды управления.
Формирование команды управления на основе лишь линейного отклонения ракеты от кинематической траектории недостаточно для устойчивого движения ракеты к цели. По мере уменьшения Ь будет уменьшаться и величина управляющей силы. Однако пока существует сила, скорость сближения ракеты возрастает. В тот момент, когда ракета окажется на кинематической траектории и управляющая сила исчезнет„ эта скорость будет максимальной, ракета начнет отклоняться в другую сторону, пункт наведения выдаст команду другого знака.
При действии этой команды сначала начнется торможение ракеты, а затем ее сближение с кинематической траекторией и т. д. Вследствие того что ракета инерционна, в момент выхода ее на кинематическую траекторию, несмотря на равенство нулю команды управления, она сохранит какой-то угол атаки. Действие управляющей силы будет продолжаться, а поперечная скорость расти.
Максимум этой скорости окажется при некотором удалении ракеты от кинематической траектории. В общем случае центр масс зенитной управляемой ракеты не будет совершать затухающих колебаний около кинематической траектории. Наведение окажется неустойчивым. Таким образом, чтобы наведение зенитной управляемой ракеты было устойчивым, необходимо предвидеть ее возмож- )3( ное движение, т. е. формировать команды управления йе только на основе величины, но и с учетом скорости и уско- рения изменения (Ь и Ь) линейного отклонения ракеты от кинематической траектории.
Скорость может быть определена дифференцированием по времени функций Ь и Ь, а ускорение в дифференцировани- ем этих функций дважды. Флюктуации отраженного от цели сигнала и наличие случайных составляющих ошибок в ф ( ) огут обусловить нецелесообразность использова- функ- иия для формирования команд вторых производных пара- метра рассогласования, полученных непосредственным дйф- ференцированием этой функции дважды. В этом случае прн выработке команд управления исполь- зуются лишь линейные отклонения Ь н Ь и скоро корости изме- нении линеиных отклонений ракеты Ь, н Ь а ускорения вво- дятся в контур с помощью датчиков линейных ускорений, устанавливаемых на борту ракеты. ДЛУ ориентируюгся так. у твительности совпадали с соответствующей поперечной осью ракеты. Сигнал с датчика линейных уско- рений, примерно пропорциональный Ь и Ь, алгебраически суммируется с сигналом команды управления и подается на В командных системах телеуправления кроме параметра рассогласования, вычисленного на основе з сн ве измеренных коор- динат цели и ракеты и принятого метода наведения, при формировании команд управления учитываются и компенса и ци они ые п о п р а в к и для обеспечения тре- буемой точности наведения ракеты на цель.
Наиболее характерными компенсационными п пр являются: и поправками поправка Ь к ляю ю омпенсирующая систематическую сос ащу динамической ошибки наведения ракеты на цель; т к эффициента усиления величина этой поправки зависит от коэффи контура управления, принятого метода наведения, координат н параметров цели; поправка компенсации силы тяжести ракеты Ь;, поп авки Ь„, б «н«т, обусловленные инструментальными ошиб- ками, свойственными принятому способу определения коо- динат ракеты и цели, коорТаким об азам в р , общем виде команды управления мож- но представить следующими функциями: ~=/3 (,.
е Ьд Ьв Ьи«с» ° ) р У2 (Ьр Ьр Ь» Ьв Ьинст ° ° ) Система наведения ракеты является сур ес ущественно неста- ционарной системой из-за нестацнонарности п араметров ки- 132 нематического звена и ракеты. Однако эти параметры в процессе наведения ракеты изменяются сравнительно медленно, что позволяет для анализа контура управления использовать принцип «замораживания» коэффициентов н аппарат передаточных функций Ф(р).
«Замораживание» коэффициентов обычно производится для наиболее характерных участков траектории. Структурные схемы отдельных звеньев контура управления и их передаточные функции рассматриваются в специальных работах. Контур самонаведения ЗУР В состав контура самонаведения ЗУР входят головка самонаведения, зенитная управляемая ракета с системой стабилизации и кинематнческое звено (КЗ-2), Система самоваведения помимо контура, замыкающегося через кинематическое звено, имеет ряд внутренних контуров автоматического управления.
Движение цели, а также продольное движение ракеты определяют внешние регулярные возмущения контура. Динамические свойства ракеты как звена контура управления рассмотрены в подразд. 2.2. Структурная схема ракеты с системой стабилизации в принципе не отличается от соответствующей структурной схемы телеуправляемой ракеты. Поэтому рассмотрим только элементы контура, относящиеся к головке самонаведения.
Для реализации методов самонаведения необхедима информация об угловой скорости линии визирования цели (методы пропорционального и параллельного сближения) или текущем значении угла упреждения (методы погони). Формирование команд управления, как правило, осуществляется с учетом различного рода компенсационных поправок. Й этом случае возникает необходимость в получении информации как об угловых скоростях линии ракета — цель, так и о величине углов упреждения (пеленга) цели. Решение задачи автоматического слежения за целью головкой самонаведения, размещенной на борту ракеты, осуществляется координатором с помощью различных следящих приводов.
В системах самонаведения ракет наибольшее применение нашли так называемые подвижные координаторы. Они обеспечивают перемещение равносигнального направления относительно корпуса ракеты независимо от его движения, Поворот равносигнальной линии может производиться либо механически (поворотом антенны), либо электрически ~при использовании ФАР и др.).
Ошибки сопровождения цели должны быть минимальнырри, паже при небольших дальностях ракета — цель, когда скорость сопровождения велика. Антенна и исполнительное Щ устройство подвижного координатора развязываются относительно угловых движений корпуса ракеты. Эта развязка достигается использованием в координаторе гироплатформ и гироскопических исполнительных устройств. На рис 3,8 показана функциональная схема головки самонаведения со следящим гироприводом. Антенна жестко уста- ,дааасеаие Рнс. нс. 3.8. Контур системы самонааеленна ракеты новлена на гиростабилизированной платформе. Ее разворот в направлении на цель достигается соответствующим азво том ги оплатфо р тформы.
Перед началом самонаведения переключатель П1 находится в положении 1. Команды начальной установки (КНУ) или поиска цели, усиленные усилителем У, поступают на моментные моторы ММ и заставляют платформу прецессировать до тех пор, пока ось равносигнальной зоны не совпадет с напра р влением положен ь. После этого перекл1очатель П устанавли вается в ение 2 и начинается процесс автоматического слежения за целью. Система, состоящая из стабилизированной платф моментны м х сторон ММ и усилителя У, называется гироп и- тформы, водом. прицели о Входной величиной пеленгатора является угол откло т равносигнального направления Лра,являющийся сиг- т онения налом ошибки следящей системы ГСН.
Этот сигнал равен нулю, если Ьра=О. При ЛсраФО напряжение ошибки, пропорциональное отклонению цели от равносигнального направления, обеспечивает разворот антенны ГСН на цель, т. е. слежение за целью. Ь а б Установившееся значение ошибки слежени ГСН я за целью ско ост а т ма„„улет тем больше, чем больше измеряемая я угловая р ь антенны еаа и чем меньше произведение коэффици- 134 ентов передачи пеленгационного устройства и гиропривода. Выбором передаточных функций этих устройств и обеспечивается малая величина динамических ошибок сопровождения, возможность надежного слежения за целью при допустимых углах зрения пеленгатора. П ользовании в координаторе гиростабилизированри исп т ойств нон пл тф р а формы и гироскопических исполнительных устр ость пово ота сравнительно просто измерить угловую скорость п р антенны (линии ракета — цель), принимаемую при методах пропорционального или параллельного сближения за параметп рассогласования.
'а'ак >ке как и в системах телеуправления, характер передаточной функции контура самонаведения в значительной мере обеспечивается выбором передаточной функции счетнорешаюгцего- прибора. На регулярный сигнал, т. е. величину угловой скорости линии ракета — цель у, оказывают влияние: движение цели, У скорение свободного падения д и продольное ускорение ракеты Ю„г Антенна головки самонаведения устанавливается под радиопрозрачным обтекателем. Обтекатель, как правило, вносит в полученную информацию о взаимном движении цели и ракеты не только случайную, но и систематическую составляющую ошибки, вызванную преломлением электромагнитной энергии в его стенках.
Следовательно, команда управления при ' использовании в качестве параметра рассогласования угловой скорости поворота антенны в общем случае может быть представлена в виде Л, = К( „+ Д а„) Ф(п), где К вЂ” коэффициент; ыа — измеренное значение угловой скорости антенны; Ьо~„— компенсационная составляющая угловой скорости„обусловленная действием силы тяжести, продольным ускорением ЗУР и преломлением обтекателя; Ф~р) — передаточная функция счетно-решающего прибора.
Кинематическое звено КЗ-2 определяет связь между дви- жением цели, движением ракеты и угловой скоростью пово- рота антенны (положением линии визирования цели — уг. лом <р). При больших расстояниях П как движение цели, так и движение ракеты мало влияют на угловую скорость враще- ния линии ракета — цель. При малых расстояниях уже не.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
