Пупков K.A., Егупов Н.Д. Высокоточные системы самонаведения (2011) (1152001), страница 12
Текст из файла (страница 12)
Связаны с аэродинамическими и конструктивными параметрами ракеты соотношениями М,", й(.' Й11 — рзд/с; Й13 = — рзд/с; йу," Р+ у а 12 = — — ' рад~с; о»2 ~ — —, рад/с: 1, ' п1Г уы 4г» а 2 = — — рад/С; ааа = — — рад~с; аы = — = рад/С. ,у, ' ' т1' ',у, Если принять в качестве выходных координат ракеты угловую скорость изменения угла тангажа д„угловую скорость поворота вектора скорости д и угол атаки а, а в качесп4е входной координаты — угол отклонения руля д, то передаточные функции перехватчика.
полученные в рамках приема аззмораживанияв коэффициентов, соответственно могут быть записаны а виде (см. также табл, !.1) Из(а) = ,а а133 (Йм + а за»2 а1. Й43) а + агеа43 (! ОО) 82 + (аи + а12 + а42) а + а!2 + а11642 ,З а438 + (Й11Й»3 + Й12043 Й13а42) 3 + Й12Й43 Р13Й42 л (1.221 зз+ (а11+ аг + а42) а+ н12+ а11Й4 и,( ) — (а43+а',3) -(ага+а Й.) 1!.241 а + (а11 + Й12 + Й42) а + ам — а11а42 Вид передаточных функций для статически устойчивых ракет.
Выполненных по различным аэродинамическим схемам. приведен н табл !.1. Табл н н з 1.1. Передаточные функции нерехнхтчнкх !218) Передаточные функции, приведенные В табл. 1.1, справедливы лля ракет как с аэродинамическим, так н газодинамическим управлением. В этих передаточных функциях приняты следующие обозначения: 4~~Ь1~3ав, —,ж~ ага ама»з — агза42 -ага — а13Й42 + Й12Й43.
агзааз — Й13Й42 а гза»з — агза42 м1 ы ~-"1 Важной характеристикой„определяккцей установившееся движение ракеты, являются передаточные коэффициенты й„„и й, соответствен- ИО равньи1 к„--- 1цп И'4 (л) м !Нп И 4 (а) =- а ° га, Й12Й43 Й1за42 4-4 -О ага + а11а42 В И,е( ) Й13+ Й114113 *-О ага + Й11Й42 ! 2'.н = 7В 1 Й43 а ге1МЗ а 13Й42 2) = 8+ 3/А+ В2„ Й43 ам+ ам а»з* Я$ Й13 + Й11а43 Й11 + Й12Й42 4„Я; Ч;;"" ' Й11ааз + а', ЙЛЗ вЂ” Й1ЗЙ42 Рк)но — )»х — Ргок)! Вгн.т + ТГ, рнс.
1.!3. Аэродинамические схемы Зур: а — нормзльиаж 6 — ебесхзосткх.;  — ~УТКЗгч З вЂ” С ПОВОРОТНЫМИ КРЫЛЬЯНК Передаточный коэффициент )тех характеризует маневренные свой* ства перехватчика. Чем выще передаточный коэффициент»;„. тем выше маневренные свойства ракеты, измеряемые либо угловой скоростью доворота вектора скорости д, либо величиной се нормальной перегрузки. Следует отметить, что маневренность перехватчика, кзк и эффективность ее органов управления, относится к тем динамическим свойствам, которые определяются только ракетой 0 вследствие ограниченности управляющих моментов н нормальных управляющих сил не могут быть улучшены системой управления.
Перегрузка — отноц)еннс всех сил, действующих на ракету (без силы тяжести) к силе тяжести ракеты. Перегрузка — основной параметр, характеризующий свойства маневренности ракеты. Выражения для составляющих перегрузок ракеты имеют вид „) ) )г,„(Т! з+ 1) 7",~аз+ 2Т„м~)„з+!" И'з(з) =— В й„„ Тт„зт+2Т,Д э+ 1' !(„)( )»г)КТМ 2)Я' + 2Т)х()ха+ ! ' (! .29) -о)зоа й, = ОГЗ + О))ОЗЗ 1 Т), = —, озт' о! ! + о!т + очз 2/ам+ о))очз ' Полученные упрощенные передаточные функции (1,2(»), (1.29» и (1.30) позволяют построить структурную схему канала тангажа ракеты, вы- яви~ь физический смысл различных параметров передаточных функ- ций и их Влияние на динамические свойства ракеть!.
где н,. Оч. н: — соответственно осевая. нормальная и боковая составляю)цие перегрузки ракеты. Понятие потребных для наведения перегрузок самонаводящихся ракет Вытекает из условия обеспечения Встречи ракеты с целью. Величина потребных перегрузок зависит от принятого метода наведения, условий изведения и действующих иа систему систематических и случайных Возмущений. Необходимая величина передаточного коэффициента определяется из условия обеспечения превыщения или равенства располагаемой перегрузки ракеты над требуемой для наведения. Передаточный коэффициент З„, характеризует статическую управляемость ракеты, т.е, ее ~~~с~б~ость изменять угол атаки при отклонении Органов управления.
Надо отметить, что имеет место противоречие между устойчиво. стью н маневренностью ракеты. Действительно. при увеличении стз" тической устойчивости маневренность и управляемость ракеть! снижается, Поэтому в процессе проектирования ракеты между указанными парзметрзмн должен быть наидеи разумный компромисс. Для таких аэродинамических схем, кзк схема 4уткз~ и Обычная самолетная схема, вследствие того, что нормальной силой органов управления Можно пренебречь, передаточные функции м~гут быть упрощен . П =а)з =О, получим Физический смысл коэффициентов передаточных функций (1.28). (!.29) и (1.30) состоит в следующем !218, 262!. Постоянная времени Ты, входящая в выражение й „, характеризует угол атаки, необходимый для создания требуемой угловой скорости 9.
С увеличением высоты полета постоянная времени Т~,, возрастает. Постоянная времени 7;.„ пропорциональна периоду колебаний ра. кеты и обратно пропорциональна нх частоте. Собственная част~та колебаний определяется формулой (218! 1 д„= —, рад/с.
Собственная частота ракеты, как и любого летательного аппара. та. зависит от его размеров (момента инерции), степени статическои устойчивости, скоростного напора и может изменяться в широких пределах. Указанное изменение частоты собственных колебаний ракеты н. особенно, ее малые значения в области небольших скоростных напоров являются нежелательным при проектировании системы самонаведения. Стремление увеличить частоту собственных колебаний при полете ракеты на больших высотах приводит к необходимости увеличения степени ее статической устойчивости, что в свою очередь приводит к снижению высоты ес применения. Поэтому стабилизировать частот; собс~~е~~ы~ колебаний ракеты определенным выбо)юм ее констр) ктнаиых параметров нс представляется возможным, Эта задача возлагается на систему управления.
Относительный коэффициент демпфирования г,, определяет величину перерегулирования ракеты по углу атаки или нормальной пере. грузие в переходном процессе, вызванным скачкообразным отклонением органов управления Зависимость относктельного коэффициента демпфирования от конструктивных н аэродинамических параметров для устойчивости ракеты. когда допустимо пренебрежение произведением коэффициентов и ~ ~а~а, определяется формулой нтг+4 л —- 4'~ 2тю~1 Как видно нз последней зависимости, относительный коэффишшнт демпфирования мало зависит от скорости полета и при увеличении высоты уменыаается, Так.
например, при изменении высоты полета от 0 до ЗОООО и относительный коэффициент демпфирования изменястса примерно в восемь раз. Заметим также, что относительный коэффициент демпфирования не зависит от статической устойчивости ракеты. Такой разброс величин относительных коэффициентов демпфирования н нх малое значение, особенно при полете на больших высотах„не является приемлемым как вследствие прочностных ограничений конструкции, так и ~ребо~а~~й )стойчнвостн движения пакеть:. Возможное увеличение относительного коэффициента демпфирования конструктивным путем за счет увеличения площади и плеча оперения сопряжено с большимн техническими трудностями н крайне мало С л()Угой стоРоны. нолУченне необходимых значений бл„сйанннтсльно просто обеспе.нвается средствами автоматики.
11оэтому при проектировании ракеты к относительному коэффициенту демпфирования нс предъявляется каких-либо особых требований (218! $.4. Простейшая структурная схема системы самонаведения н ключевые факторы, позволяющие повысить ее точность 1.4.1. Структурном схема ССН. В предыдущих параграфах были рассмотрены основные элементы системы самонаведения. Наличие информации об указанных элементах позволяет с учетом функциональной схемы (рис.
1, Ц разработать различные варианты структурных схем. Одна нз простейших структурных схем представлена на рис.!.14. Рис. 1.14. Простейшая сзруктуриал схема системы самонаведения с алгоритмом аэродинамического управления: А„, — оператор кннематнческого звена. включающий нелинейные преобразования сел(. — П,). сеь( — д). мн( — д), лго(е д.) н нестацнонарный элемент — -. А„„- оператор ГСН. Ам.— г*(г) оператор УФК; А — оператор ограничителя выходной команды аэродинамического управления.
А, — оператор рулевого привода. А„— ограничитель аы. ходкого сигнала РП (ограничение перегрузки ракеты). А,, — оператор ракеты, ахлачаюшнн нестацнопарные звеныс А., — опера1ор контура стабилизации На первом этапе !зазработкн и~ее~ся воз~ож~о~~~ выбо(ха моде~ей иа основе опыта создания предыдуших систем. Но на стадии эскизного проектирования требуется проведение существенной модификации, а чаще возникает необходимость в построении принципиально новых моделей элементов ССН. з.4.2. Помятые качества САУ.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
