Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами (1991) (1152000), страница 27
Текст из файла (страница 27)
Совершенствуются также методы профессионального обучения и тренировок операторов. При создании систем управления все в большей степени осуществляется учет эргономических факторов. Для каждого зенитного ракетного комплекскс а инструментальная ошибка наведения ракеты характеризуется математическим ожиданием и дисперсией. От 6 Ф. к. нетяонав комплекса к комплексу значение этой ошибки в большей '- мере случайно. Возмущения контура, приводящие к инструментальным,",' ошибкам, изменяются во времени сравнительно медленно, что ':," позволяет оценивать нх действие методами установившихся ': процессов.
Предположим, что в момент на;ала управления измерительные и исполнительные плоскости систем координат совпадают, т. е. совпадают оси оу и ог с проекциями асей о~у~ и о,га на картинную плоскость (рис. 4.!3, а). 4эи О ВЛИЯНИИ СКРУЧИВАНИЯ СИСТЕМ КООРДИНАТ НА ТОЧНОСТЬ НАВЕДЕНИЯ ЗЕНИТНОЙ УНРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ При решении задач управления ракетой следует различать измерительную, командну1о и исполнительную системы координат. Измерительной системой координат охуг является система, в которой определяется ошибка в положении ракеты (параметр рассогласования). В командных системах телеуправления оиа связана с плоскостями поворота антенн радиолокатора и измерения угловых координат, используемых для формирования параметра рассогласования, в системах самонаведения — с осями рамок гироплатформы, относнтелыю которых производится измерение углов или угловых скоростей поворота антенны головки самонаведения.
К о м а н д н о й с и с т е м о й к о о р д и н а т принято называть систему, в которой осуществляется формирование команды управления. В дальнейшем будем считать, что измерительная и командная системы координат совпадают. Исполнительной системой координат является система, в которой осуществляется отработка команд управления, т. е. создаются нормальные силы, изменяющие направление полета ракеты.
С точностью до углов атаки и скольжения оси этой системы охгуггн совпадают с осямисвязанной системы координат ракеты о~х1у~гь Поэтому в первом приближении будем полагать, что оси исполнительной системы координат совпадают со связанными осями ракеты. Чтобы система управления правильно отрабатывала п ошибку в положении ракеты, необходимо обеспечит араллельность осей рассмотренных выше ь систем координат.
Различный же характер их движения в процессе наведения ракеты может привести к нарушению параллельности осей измерительной и исполнительной систем координат, т.е. ктак называемому явлению скручивания координат. Ракет кета наводится на цель в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Поэтому при рассмотрении процесса паведения ракеты нас должно интересовать не столько направ. ление осей оу и ог относительно осей о1у~ и о,гь сколько по.
ложение плоскостей, в которых они лежат. 162 Рис. 4ЛЗ. Возннкновеяие угла скручивания Если при положении систем координат отработки и оценки отклонений, показанном на рис. 4.13, а, на ракету подать, например, команду )... то она вызовет отклонение ракеты по оси о~уь т. е. в вертикальной измерительной плоскости. Станция слежения за ракетой зафиксирует это отклонение одним угломестным каналом. Теперь предположим, что в процессе наведения ракеты на цель произошло нарушение начальной взаимной ориентировки систем координат нли возникли перекрестные связи между каналами управления.
Проекции поперечных осей ракеты о,у~ и о~г~ на картинную плоскость не стали совпадать с осями оу и ог (рис. 4.13, в). Угол в картинной плоскости между соответствующими осями измерительной н проекциями осей исполнительной систем координат принято называть углом скручивания (Тс„р). Выданная команда Х, вызовет,отклонение ракеты не в вертикальной измерительной плоскости, а в плоскости, перпендикулярной оси соответствующих рулей. Пункт наведения ракеты, выдав команду по одному из каналов, зафиксирует это отклонение уже двумя нзмериб" 163 тельными каналами, При рассогласованин, равном 90', -' команда 1, поданная для изменения положения ракеты в: вертикальной плоскости, вызовет ее отклонение в горизон. тальной плоскости. Явление скручивания координат ухудшает качество наведения ракеты.
Малые углы скручивания приводяткзатягива-::: нию переходных процессов в системе управления, т. е. ксни-:. жению точностных характеристик комплекса. При больших ':; углах скручивания контур наведения становится неустойчи- .'. вым. Допустимое значение углов скручивания зависит от запаса устойчивости системы управления по фазе. При грубых оценках принято считать, что угол скручивания систем координат не долгкен превосходить 10'.
'Таким образом, при наведении ракеты на цель необходимо не допускать скручивания исполнител о" ьн й системы осей координат относительно измерительной илн н е и р е р ы в н о о и р ед ел я ть в ел и ч ину угла скручивания и учитывать его при формировании команд управления. Рассмотрим возможные способы решения этой задачи при телеуправлении и самонаведении ракеты.
П р и т е л е у и р а в л е н н и две подвижные системы координат (измерительную, используемую в радиолокаторе, и исполнительную, связанную с ракетой) необходимо каким- либо образом привязать к начальному положению. Канал стабилизации ракеты по крену обеспечивает параллельность оси о~я, (оси рулей тангажа) плоскости, перпендикулярной оси собственного вращения гироскопа. Положение этой плоскости определяется направлением оси гироскопа в момент его разарретнрования. Разарретирование гироскопа, как правило, осуществляется в момент старта ракеты. Крен ракеты относительно этой начальной плоскости может возникать за счет ее поворота вокруг продольной оси, а также при развороте по курсу, если продольная ось ракеты не параллельна начальной плоскости. Механизм возникновения угла крена во втором случае аналогичен механизму возникновения угла скручивания измерительной системы осей координат.
Итак, свободный гироскоп обеспечивает измерение и ликвидацию крена ракеты относительно фиксированной (начальной) плоскости, сохраняя параллельность оси ох~ этой плоскости при любом движении ракеты. Положение измерительной системы осей координат также изменяется в процессе наведения ракеты. При этом параллельность осей оу, оз и о,уь о,з, (их начальное положение на рис. 4.13, б обозначено индексом «О») не нарушится, если измерительную систему координат повернуть только по азимуту, не изменяя угла места. Поворот же измерительной си. 164 стемы координат сначала по углу места, а затем по азимуту приведет к нарушению параллельности оси оя начальной плоскости, т.
е. к появлению угла скручивания. Скручивание, получающееся в результате относительного вращения рассматриваемых систем координат при совпадающих осях ох и о,хь принято называть плоским. Механизм возникновения такого скручивания показан на рис. 4.13, б. После разворота измерительной системы координат по углу места на е~ и по азимуту на р* ось ог„уже не лежит в начальной плоскости; ее параллельность оси о,в, нарушена. Поворот измерительной системы координат вокруг оси оум можно представить как сумму ее поворотов вокруг осей ох, и оуо: ~>, =8+ ы Очевидно, что угол скручивания Тек» « ~~ или (4.8) Т,„р —— ) з)п«,г(р. ае Из формулы (4.8) следует, что величина угла скручивания зависит от пределов перемещения по углу места и азимуту измерительной системы координат в процессе наведения ракеты. Возможный диапазон изменения угла скручивания в реальных условиях стрельбы довольно велик. Самонаведение ракет также неизбежно сопровождается возникновением угла скручивания измерительной и исполнительной систем координат.
Это объясняется тем, что в процессе самонаведения ракеты на цель продольная ось ракеты не совпадает с осью антенны головки самонаведения (линией ракета — цель). Наличие излома этих осей приводит к тому, что перемещение антенны по азимуту вызывает скручивание измерительной системы координат относительно исполнительной. Угол скручивания может учитываться при преобразовании сигналов управления 1., и Х., в систему координат, связанную с рулями ракеты (команды К~ и К»). На рис. 4.14 показано, что в начальный момент рули ракеты (оу~ и ох~) повернуты относительно плоскостей измерения координат иа угол 45' ;(оу, и аг«). При наведении ракеты проекции од~ и ох~ на картинную плоскость ввиду наличия в автопилоте устройств, устраняющих пространственный крен ракеты, остаются иеизменнымн, Скручивание осей координат приводит к появле- 165 иию угла скручивания между текущим положением измеря.
тельной системы и стабилизированйым положением исполнительной системы координат, Рнс. 4.14. Учет ла ск ут ручиваиня при формировании команд управлении Тогда 1(;=Л,з)п(45о Т „р) Л соз(45о — Тсср)1) й =Л (45о — ) +Л 1 (45о — „) ~ (4.9) Е сли в начальный момент плоскости оценки и отработки отклонений совпадали, то формулы (4.9) имеют вид: УСв=Л,з1пЛсав+Л соз 1, В реальных условиях стрельбы имеет место не плоское„ а пространственное скручивание измерительной и исполнительной систем координат, так как о си ох и о~х~ в общем случае не совпадают (в отличие от рис.
4.13 б). -Ф (4.8) является п иб . ) р лнженной. Ее применение для компенса- с, ). -. ормула ции угла скручивания допустимо для ограниченных условий встречи ракеты с целью. П рительная и и рн самонаведении (телеуправлении второг ого аида) измеуст ойствамн, и сполнительная системы координат связан р, размещенными на ракете. Определение в ы с имной азо ие р р нтировки этих систем не вызывает трудностей. ие взаПогрешности в функционировании контура управления, обусловленные явлением скручивания координат могут б уст аненч соот у р ветствующим преобразованием команд К~ и Э т ыть т(т илиформированием команды К для разворота о ной систе т Коман а на азв ем координат (например, исполнительной) п по крену. д р зворот ранеты по крену в каждый момент времени полета ЗУР обеспечивает совмещение вертикальной пло- 155 4.6. ВЕРОЯТНОСТЬ ПОПАДАНИЯ РАКЕТЫ В КРУГ ЗАДАННОГО РАДИУСА У ЦЕЛИ Будем полагать, что математическое ожидание и средняя квадратическая ошибка рассеивания траекторий ранет в картинной плоскости у цели известны, а закон ошибок наведения является нормальным.
Определим вероятность попа- У дания ракеты в круг задан- суа~гйрсГг ного радиуса )с у цели. Первый случай — систематические ошибки отсутствуют сар (ус=хе=0), случайные ошибки наведения подчиняются кру- й я говому закону (пв=п,=п). Для рассматриваемого случая плотность вероятности нормального закона ошибок на плоскости записывается в виде Рис, 4.16. К определению вероят ности попадания в круг радиу са г та Х(у, )= — „е ™, 1 где гт=ут+за — промах ракеты.
Вероятность попадания ракеты в элементарную площадку с(з=гс(срс(г, показанную на рис. 4.15, равна произведению плотности вероятности иа площадь элементарной площадкис тй у (у, я)с(з= —,е гсвг(г. (4.10) скости ее симметрии (плоскости углов атаки сс) с плоскостью наведения. В общем случае величина К, определяется зависимостью ( Кт= ~ Тв. сн (1) см где уе — время начала управления; Тр.,„ — потребная угловая скорость разворота ракеты по крену.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
