Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет (2007) (1242426), страница 65
Текст из файла (страница 65)
358 При снижении ГЧ в атмосфере скоростной напор возрастает, поэтому можно реализовать ббльшие требуемые ускорения по мере приближения ГЧ к точке прицеливания. Следовательно, в процессе управления параметр к в (9.29) может ступенчато расти от начального значения к при полете ГЧ на большой высоте до достаточно больших значений, определяемых условием реализуемости текущих требуемых ускорений при полете ГЧ на средних высотах.
На завершающем этапе подлета к цели значение параметра Й снова целесообразно уменьшить до )с = 1 и применить один из возможных способов устранения особенности программ замкнутого управления, чтобы обеспечить реализуемость требуемых ускорений в окрестности цели [98). Для нахождения явных выражений для параметров управления следует записать определяющие уравнения, получаемые подстановкой в левые части динамических уравнений движения требуемых ускорений. Для этого следует предварительно упростить исходные динамические уравнения, сохранив в их правых частях только члены, содержащие аэродинамические силы и радиальную составляющую силы притяжения Земли. Полученные в результате данного упрощения уравнения записываем в форме, где слева стоят проекции ускорения на оси полускоростной системы координат: Ха — -8я)п 0 т та — ° 0 т а т (9.3 !) Для нахождения проекций этого вектора на оси целевой системы координат следует воспользоваться матрицей перехода от полускоростной к целевой системе координат т"ц — — А„, цт'.
(9.32) В результате (индекс у аэродинамических сил опущен) Х у. г аТ = — аг1+ — агг+ — агз — ясов Оц, тп т т х у г а р = — аз1 + — азг + — азз, т т т (9.33) где — соя 8я)п 8ц соя ( !у — ц~ц) + я)п Осоя Оц, я)п 0 я(п Оц соя ( у — !у„) + соя О соя Оц, -я)п О„я)п(!у — у„), — О„я)п( р- рц), я)п Оч)п(у — у ), — соя ( !у — уц) . аг1 = агз = аз1 = азг = азз = Подставляя в (9.33) выражения для аэродинамических сил, найдем, следуя [98, 1 ! )], два линейных уравнения для определения параметров управления а и !3: т Лазз — )гагз П= с„'"дЯ Р т Лагг — .6агг ст т)Я тр Ха ,р Ха где ~1 = а„— — ащ + 8 сов Оц, !г = аь — — аз~', т т Р = соя 8 соя 8ц соя( ж — ч!ц) + яьп Оя(п Оц.
(9.35) 359 Объединим правые части динамических уравнений (9.30) в вектор- столбец: Данные формулы совместно с приведенными выше выражениями для программ требуемых ускорений полностью описывают алгоритм наведения ГЧ по методу требуемых ускорений. При движении ГЧ вблизи плоскости пикирования текущий курсовой угол у(~) можно считать совпадающим с углом у„. Полагая чг = чга, получаем гп а7+8соа О„с, сДЯ ° (0- 0„) +с„С8 ~) = п~р. с, дЯ (936) Наконец, на завершающем этапе наведения, когда направление вектора скорости ГЧ близко к заданному направлению пикирования, в алгоритме наведения можно положить у = уа, 0 = 0„, врезультате имеем а= (а'„~+усов 0„), тр ь. с~ дЯ (9.37) У статически устойчивых ГЧ стабилизация по углам атаки и скольжения обеспечивается только с помощью статических аэродинамических моментов без применения системы угловой стабилизации. При больших запасах устойчивости можно пренебречь переходными колебательными процессами по углам атаки и скольжения, возникающими при отклонении рулей, и выразить программы управления непосредственно в углах отклонений рулей с помощью балансировочных зависимостей ,пр У~ У1 го а б и пзтт (9.38) 360 В рассматриваемой схеме органов управления ГЧ Ь, и бр — углы отклонений управляющей юбки по каналам тангажа и рыскания; т,", и тп„, — коэффициенты статических аэродинамических моментов; т„и тр, — коэффициенты управляющих моментов.
Решение определяющего уравнения для второй схемы органов управления ГЧ может быть найдено при подстановке в (9.33) выражения для аэродинамических сил, выраженных через параметры управления а"г и у. Разрешая эти уравнения, можно получить т 7ьазз — 7зазз с„'"дЯ асов Т Ь~зз — Л ~аз 7 = агсь8 з !азз — Ьазз (9.39) На завершающем этапе наведения, когда справедливы приближенные равенства ~!г = уя и 8 = 8я, формулы (9.39) принимают [98] простой вид гп ачг+хсоз 8„ пр с„а дя соа Т а~ Т вЂ” агс!д —,р .
ь а,~ (9.40) Г л а в а 1О. САМОНАВЕДЕНИЕ ПРИ ПОДЛЕТЕ К ЦЕЛИ 18.1. Предпосылки необходимости и технической реализуемости процессов самонаведения БР и их ББ Повышение точности БР с неуправляемой ГЧ, оснащенной автономной некоррекгируемой (см. далее) СУ возможно при комплексировании инерциальиых навигационных систем (см, раздел !Ч), обеспечивающем коррекцию ИНС, в случае непосредственного движения по информации от навигационных искусственных спутников Земли либо от автономных систем коррекции по картам местности. Однако даже столь сверхточиые системы, относительная ошибка наведения которых составляет (см.
гл. 17) величину порядка 0,1 10000 = 10 ", ие в состоянии обеспечить решение ряда актуальных задач. Речь идет о возможности нанесения точечных неядерных 36! При данной схеме управление координированным разворотом корпуса ГЧ по углам атаки и крена требуется применение двухканальной системы угловой стабилизации, поэтому, в отличие от предыдущей схемы, выразить программы управления непосредственно в углах отклонений рулевых органов оказывается невозможным (!! 1). ударов по «гнездам терроризма» на межконтинентальных дальностях [78). Потребная мощность заряда ББ для поражения точечной цели, как известно, пропорциональна среднеквадратическому отклонению точки падения от цели в третьей степени.
В соответствии с этим при повышении точности полета резко снижается потребный тротиловый эквивалент боевой части (БЧ) для поражения цели заданной защищенности. Это в равной степени относится не только к МБР, но и к ОТР. Так, если предельная ошибка составляет 200 м, цель, характеризуемая уровнем защищенности порядка ЛРф=10 МПа, поражается с вероятностью 0,9 при мощности ядерной БЧ порядка 0,1 Мт, при обеспечиваемой точности доставки полезной нагрузки к цели порядка 100 м для поражения такой цели уже будет достаточно 0,01 Мт, а при точности 50 м — 1,5 кт. При предельном отклонении 1О м цель может быть поражена неядерной БЧ (с тротиловым боезарядом) массой в несколько тонн [114].
Таким образом, на современном уровне развития ракетной техники возникает необходимость обеспечения ракетных ударов по целям на дальностях действия ОТР и МБР, исчисляемых метрами (т. е. фактически при достижении прямого попадания)[78, 79, 114). Решение таких задач возможно только при реализации процесса самонаведения на заключительном участке полета. Используемые для этих целей головки самонаведения [ГСН) принято подразделять [911 на системы прямого наведения и наведения по эталонам местности. В свою очередь ГСН прямого наведения образуют две группы; ° работающие по физическому контрасту цели; ° обеспечивающие наведение по образу цели. Различие этих систем заключается в том, что системы первой группы воспринимают цель в виде энергетически яркой точки, а второй — в виде совокупности точек, образующих характерный для определенного типа цели контур, выделяющийся на фоне других элементов местности.
Последнее обстоятельство дает основание отдать предпочтение системам самонаведения данной группы. Идентичность задач коррекции траектории по картам (эталонам) местности на подлетных участках траектории и на ее завершающем участке дает основание рассматривать корреляционно- 362 навигационные системы (см.ниже) как системы, способные одновременно решать как задачи сужения размеров трубки траектории на подлете к цели, так и задачи самонаведения.
Трудность создания такого типа систем заключается в решении задач навигационного обеспечения. Основное внимание сосредоточим на вопросах алгоритмизации самонаведения с использованием систем прямого наведения. Наиболее широкое распространение в ракетной технике в настоящее время получили ГСН, работающие в оптическом и радиодиапазонах электромагнитных излучений. Чувствительные элементы (ЧЭ) координаторов в рассматриваемом случае, как правило, должны быть «развязаны» по отношению к корпусу, что обеспечивается за счет применения карданова подвеса. Ориентация и стабилизация ЧЭ осуществляется гиростабилизатором или следящей системой, работающей по информации от автономной системы управления.
Теоретически не исключается также возможность применения координаторов флюгерного типа. Как известно ~301, существует достаточно большое количество методов самонаведения, не все из которых, тем не менее, приемлемы для решения задач самонаведения БР или их ББ. Какому отдать предпочтение, можно понять, проведя в достаточной степени обобщенный кинематический анализ определяющих свойств траекторий наведения. 10,2.
Кинематический анализ основных свойств траекторий наведения и общие сведения о методах самонаведения Исследование процессов наведения или самонаведения, как правило, начинается с разработки упрощенной аналитической модели, когда принимают следующие предположения: — система управления ракетой безынерционная, динамические уравнения ракеты заменяют уравнениями связи; — внешние случайные возмущения в расчет не принимают; — ракета рассматривается как материальная точка, обладающая определенной скоростью; — модуль вектора скорости известен, а изменение его задано в функции времени.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
