Аранович Г.П., Михайлин Д.А. Управление и наведение самолетов и ракет (2013) (1245235), страница 5

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 5)

Управление взрывомбольшинства ракет производится при помощи неконтактного взрывателя, которыйпроизводит подрыв ракеты в момент подлета или пролета цели. Наибольшеераспространение получили радио и оптические взрыватели. Обычно на таких изделияхпредусматривается система предохранительных устройств, окончательно приводящаявзрыватель в боевую готовность лишь в полете на безопасном от КП расстоянии.Кроме того, всегда предусматривается система аварийного взрыва и системасамоликвидации ракеты. Аварийный взрыв предусматривается в случае неисправностиракеты после ее старта, если она летит таким образом, что представляет опасность длясобственной территории или опасность для каких-либо объектов, расположенных на ней.Аварийный взрыв может быть произведен как с КП, так и автономно.

Такжесамоликвидация ракеты производится после промаха, то есть пролета ее на расстояниибольшем необходимого для срабатывания неконтактного взрывателя. Управление пускомракет и подрывом более тесно связаны со спецификой их военного примененияхарактером боевой части. Здесь эти вопросы рассматриваться не будут. Внимание будетуделено управлению полетом и наведению ЛА.Системанаведенияпредставляетсобойнаиболеесложнуючастьавтоматизированного ракетного комплекса.

В нее входят РЛС сопровождения (слежения)за целью, ракетой, электронно-вычислительная машина (ЭВМ), различного рода датчикии т.д. Аппаратура, входящая в состав системы наведения, может располагаться наудаленном расстоянии друг от друга, например: одна часть на земле, другая часть наборту самолета-носителя, третья на борту ракеты.Система наведения с точки зрения теории автоматического регулированияпредставляет собой замкнутую систему управления или наведения ЛА.

С развитием19систем наведения значительно усложнились задачи, решаемые этими системами, чтопривело к значительному расширению функций возложенных на вычислительноеустройство СУ.Управляющие и вычислительные машины, применяемые в СУ, могут бытьспециализированными или универсальными. Однако в последние годы в бортовыхсистемах управления (наведения) все больше и больше применяются одноплатные ЭВМ,характеризующиеся высокой вычислительной мощностью, наличием всех необходимыхинтерфейсов и хорошими массо-габаритными характеристиками. Стремление применятьвысокопроизводительные ЭВМ объясняется большой точностью такого классавычислителей, так как при достаточно большом количестве разрядов точностьлимитируется уже не погрешностями ЭВМ, а преобразованиями аналог-код, код-аналог.Успешное внедрение цифровых вычислительных машин (ЦВМ) на борту производится внастоящее время благодаря миниатюризации (вес, габариты, мощность) во-первых, а вовторых, вследствие создания целого ряда типов датчиков, выдающих информацию в видецифрового кода.

Наконец внедрением нелинейных цифровых рулевых машин.Ракетное оружие в основном предназначено для поражения целей. Поэтомуосновным показателем, характеризующим ракету, является вероятность поражения цели(ВПЦ). Кроме того ракеты должны обеспечивать:- максимальную гибкость тактического использования, то есть обеспечивать большиедальности стрельбы под различными направлениями, высокую скорострельность,мобильность аппаратуры;- иметь возможно меньшую сложность и стоимость аппаратуры, особенно бортовой,гибнущей вместе с ракетой.

Например, для определения углового положения ракетывместо высокоточной и дорогостоящей БИНС на базе волоконно-оптических гироскоповможно использовать микромеханическую БИНС пониженной точности, что существенноуменьшит стоимость ракеты.Вероятность поражения цели (ВПЦ) – наиболее общая и важная характеристика,зависящая от следующих факторов:- точности наведения ракеты на цель;- разрешающей способности системы управления;- веса боевого заряда и характера его действия;- эффективности взрывателя;- надежности действия аппаратуры при отсутствии помех;- надежности защиты аппаратуры от помех;- типа цели и качества ее броневой защиты;- огневого противодействия противника.Рассмотрим важность этих факторов более подробно.2.1Точность наведения ракеты на цель.Точность – это одна их основных характеристик СН. Точность наведенияхарактеризуют величиной промаха или пролета.

Под промахом или пролетом æподразумевается радиус-вектор ракеты относительно цели в тот момент времени, прикотором модуль этого вектора минимален.YæxzРис. 2.1 Трехмерное представление промаха.20Обычно систему координат располагают таким образом, чтобы æ был двумерным.Причем плоскость координат XOY образует нормаль к вектору скорости ракеты.æYxРис. 2.2 Двумерное представление промаха.Составляющие двумерного радиуса – скаляра определяются случайной величиной.Причем составляющие вектора æ связаны статистически. Отсюда полной характеристикойточности является двумерное распределение W(æx,æy).

В большинстве случаевсоставляющие промаха подчиняются нормальному закону распределения. При этом врасчетах используются математические ожидания M(æx) и M(æy), а также их дисперсииσæx и σæy или [M(æ); σæ], при M(æx) = M(æy) и σæx = σæy. Заметим, что величины промахаæэф или математического ожидания М и дисперсии  назначаются априорно на первомэтапе проектирования, исходя из заданной вероятности поражения цели (ВПЦ) Wп .Окончательные значения æэф, М,  и Wп определяются в результате испытаний ракеты ввиде опытных образцов.Величины М и  в свою очередь зависят от следующих факторов:а) метода наведения и маневренности ракеты (определяется величиной поперечныхперегрузок);б) инерционности управления (задержки в системе наведения, затянутые переходныепроцессы);в) приборных ошибок (ошибки измерителей, шумы).Рассмотрим эти факторы более подробно.а) Влияние метода наведения и маневренности ракеты.В общем случае траектория ракеты зависит от метода наведения на цель и отманевров цели и чаще всего является криволинейной.Действительно, возьмем баллистическую ракету, стартующую вертикально, укоторой выключение двигателей производится в точке с заданным направлением ракеты.Таким образом, разворот ЛА будет обязательным, а траектория в результатекриволинейная.

В зависимости от метода наведения, то есть в зависимости от того, покакому закону изменяется направление вектора скорости ракеты, будет различнаякривизна. Возьмем, к примеру, зенитно-управляемую ракету (ЗУР) или ракету воздухвоздух (В-В) – траектория таких ракет при маневрировании цели должна такжеизменяться, иначе не будет попадания в цель.Следовательно, для осуществления криволинейной траектории ракета должнаобладать определенной маневренностью, которую возможно охарактеризовать одним изследующих параметров:- минимально возможный радиус кривизны  ;1- максимально возможная кривизна K  ;-максимально возможным поперечным ускорением, развиваемым ракетойaV2 V 2K ;- максимально возможной перегрузкой n 21ayg.Из вышеприведенных параметров перегрузка наиболее полно характеризуетманевренность ЛА и поэтому именно она используется в авиации и ракетной технике.Потребная перегрузка ракеты nпотр для маневренной ракеты определяется впроцессе проектирования ракеты в зависимости от характера цели и метода наведения.Тем не менее, не всегда удается выполнить условия, чтобы допустимая перегрузка ракетыбыла бы больше или равна потребной nдоп  nпотр .

В этом случае сужаются тактическиехарактеристики управляемой ракеты, например в виде сужения зоны возможных атак.Наиболее маневренные современные ракеты для поражения самолетов имеют перегрузкуn  30  40 ед.Таким образом, в зависимости от цели и методов наведения выбираетсяманевренность ракеты.б) Влияние инерционности управления.Весь процесс наведения ракеты ближнего действия длится несколько десятковсекунд.

За это время ракета должна успеть искривить свою траекторию. Следовательно,инерционность ракеты должна быть мала. Особенно это важно при наведении набыстродвижущиеся самолеты и маневрирующие цели. Резкий маневр, совершаемый вопределенный момент времени самолетом, может вызвать недопустимую ошибкунаведения, в случае большой инерционности СУ ракетой. Например, при наведении цельначала маневр скачком (идеализированный случай), что потребовало скачкообразногоизменения траектории U1 (t ) . Вследствие инерционности управления ракета изменит своютраекторию по закону U 2 (t ) .

Таким образом, переходный процесс h(t ) в относительныхединицах будет выглядеть, как показано на рис. 2.3:U2(t)U1(t)±5%0,95τэtрt, сРис. 2.3. Изображение переходного процесса в системе управления ракеты.Очевидно, раз имеется t p , то система отработает изменение траектории не сразу, тоесть с запаздыванием. Весьма приближенно инерционную систему возможно заменить22безынерционной, но с запаздыванием. Ряд работ показывают, что  э  0.5t p , которомусоответствует эквивалентное запаздывание  э  (0.5  0.7)t p . Выберем h( э ) =0.5.Для количественной оценки влияния инерционности рассмотрим следующийпример:YVцVрРис. 2.4. Иллюстрация наведения, учитывающая инерционность ракетыt  3сек ; t н   эYу a уцтt н22aут (tн   э ) 2;Y2;aуцтtн  aут (tн   э ) 22тогда величина промаха рассчитывается таким образом: æy 2;t н - время от начала маневра до встречи с целью.Определим условия, при которых промах максимальный, для этого приравняем к нулюпроизводную от æy:2aуцmtн  2aутm (tн   э ) 0;2 э aуmэaуцmtн  aуmtн   э aуm  0 ; tн ;aуцmaуцm  aуm1aуmПодставим t н в æy: y max22 aуm э1  aуцm э aуm aут  э 2 a a2  (aуm  aуцm )уцm уm22 aуm э   э aуцm   э aуm1  aуцm э aуmaуm2  (aуm  aуцm ) 2aуm  aуцm22 1  a  2a 2a a 2 2    уцm э уm 2  уm уцm э 2   2  (aуm  aуцm ) (aуm  aуцm ) 221  э aуцm aуm  (aуm  aуцm )1  э aуцm aуm2(aуm  aуцm )22 aуm  aуцmaуцm э 2; aуцm 2 1 aуm Из формулы следует, что оптимальное отношение для получения (æymax)min будетaуцm / aуm  1/ 2 .

Характеристики

Список файлов книги