Романова И.К. Методы синтеза системы управления летательными аппаратами (2017) (1246991), страница 13
Текст из файла (страница 13)
При этом формула (3.7) примет вид О = сро — агсз1п[р а(п (сро — О„)~. (3.54) Продифференцируем формулу (3.54) по времени и введем за- мену 1 рОр = пру, Н„'О„ = лц~, Г получим луп.потр— Из формулы (3.55) следует, что для метода параллельного сближения при р >1перегрузка ракеты меньше или равна перегрузке цели; при р <1 перегрузка ракеты болыпе перегрузки цели, Однако в этом случае значение а1п (сро — Оя)/р может быть больше едишщы и формула (3.55) теряет смысл, так как метод параллельного сближения не выполняется. Рассмотрим теперь уравнения кинематики движения при теле- наведении ракеты с подвижного пункта наведения, Это имеет место в системах теленаведения ракет класса «воздух — воздух» с самолета-носителя (рис.
3,5, б): .0 = Р'сов (Π— ср) — Г~„- соа (О, — ср); (3.56) Π— = р'а1п (Π— ср) — р;„асп (О „— ср). йр Й 92 При теленаведении ракеты с постоянпой скоростью полета по методу параллельного сближения на горизонтально двигающуюся цель с К, = сопзс ракета совершает движение по прямой и ее потребная нормальная перегрузка л,,„„= О. Если цель совершает маневр с постоянной перегрузкой, тогда в формулу (3,47) следует подставить соотношения 3.5. Методы теленаведения е упреждением по линии визирования 1 . Лг. 2Л 2Л' 2Лг 2Лг (3,57) В условиях радиоэлектронного противодействия измерение дальности до цели может оказаться невозможным или осуществляться с болыпими погрешностями, поэтому при наличии помех половинное спрямление, как и подобные ему методы наведения с упреждением, использующие для наведения параметр дальности до цели, не применяется без резервирования методом трех точек.
Рассмотрим один из методов теленаведения с упреждением по линии визирования — метод половинного спрямления. Этот метод реализуется при функции упреждения и, соответственно, угле визирования кинематической траектории управляемых ракет в виде Глава 4 Синтез систем стабилизации и наведения летательных аппаратов 4.1. Общие положения формирования системы стабилизации и наведения (4.1) ь = и(с)а, где А — сигнал рассогласования через автопилот, подающийся на рули„отклонение которых создает управляющую силу (управля- 94 Рассмотрим задачу наведения телеуправляемых ракет, среди которых интерес для нас представляют ЗУР, предназначенные для поражения воздушных целей, и противотанковые управляемые ракеты. Для таких ЛА задача встречи с целью решается при использовании аппаратуры, размещаемой на земле или на движущемся носителе, с которого осуществляется запуск ракеты, Контур ЛА— автопилот — является звеном замкнутого контура наведения, выполняющего функции управления движением центра масс ЛА, поэтому под системой управления ЛА будем понимать комплекс из систем управления, расположенных на борту, и наземный комплекс управления.
В пособии рассмотрены только невращаюшиеся (стабилизированные по крену) ЛА. Независимо от выбранного метода теленаведения задачей системы управления, установленной на борту ракеты, является удержание ее в луче РЛС. В формируемую модель системы управления включают автопилот и приемник, определяющий величину и знак угла в между линией визирования ракеты со стороны станции наведения и центральной линией луча.
Система является следящей по ошибке линейного отклонения ракеты от оси луча, рассчитываемой по формуле ющий момент), возвращающую ракету в центр луча; Я(г) — текущая дальность ракеты от станции наведения. Для аппаратной реализации системы управления необходимы гироскопы ~см. гл. 2). На рис. 2.4 представлена схема измерения углов тапгажа и крена (гировертикаль) и курса (курсовой гироскоп) с помощью свободных гироскопов, Рассмотренная система управления характерна для наведения, например, баллистической ракеты. 4.7.1. 06щая структура системы теленаведенин ло радиалучу Система наведения по радиолучу ~рис. 4.1) состоит из РЛС 2, следящей за целью 1, в луче которой находится ракета.
В состав ракеты входят: приемник, дешифратор, устройство приема команд и фильтр, рулевой привод, устройство управления нормальной перегрузкой, гироскопический датчик. Система наведения по лучу «замыкается» с помощью уравнений кинематики (блок 9). В качестве луча может применяться равпосигнальная зона радиолокатора. Щ Ра иоло д к станция н Рис. 4.1, Общая структура системы теленаведения по радиолучу: 1 цель; 2 — РЛС; 3 -- приемник„4 дешифратор; 5 — фильтр; 6 — рулевой привод; 7 — устройство управления нормальной перегрузкой; 8 — гироскопический датчик; 9 — блок, содержащий уравнения кинематики; вя, и„ вЂ” углы линии визирования цели и носителя; иа --- управлякнцее воздействие по опшбке Л; бр отклонения рулей; <Э производная угла наклона траектории При наведении по радиолучу для повышения запасов устойчивости и улучшения показателей качества процессов телеуправления используют первую и вторую производные линейных сигналов отклонения: ил ~г(~+К~А+~ф2~~) ° Основная особенность системы телеуправления по раднолучу заключается в том, что полет ракеты соверптается в два этапа.
На первом этапе ракета выстреливается в радиолуч. На втором этапе после ее входа в радиолуч открывается бортовой приемник и ракета начинает полет в радиолуче по методу наведения трех точек. Рис. 4.2. Структурная схема системы наведения ЛА по радиолучу: <рч, ~р — — углы линии визирования цели и ЛА; и„управляющее воздействие: о — отклонение руля; Фтлс,(я) — передаточная функция РЛС слежения за целью Структурная схема системы наведения ЛА по радиолучу представлена на рис.
4.2. 4.1.2. Системы координат, используемые при наведении, и гироскоп крена Направление движения телеуправляемой ракеты задается положением луча РЛС„в котором эта ракета должна находиться. При этом для наведения важны не углы курса и тапгажа, а отклонения от оси луча по соответствующим направлениям: по вертикали Ьз и горизонтали Ьь Поэтому свободные гироскопы курса н тангажа, с помощью которых направляется, например, движение баллистической ракеты, в автопилоте телеуправляемой ракеты не обязательны. Но в этом автопилоте должен содержаться свободный гироскоп крена.
Анализ методов наведения показывает, что для их реализации требуется информация о параметрах движения в вертикальной плоскости. Обоснуем этот факт. Пусть возникнет рассогласование между ракетой и центром луча в вертикальной плоскости. Тогда надо заставить перемещаться центр масс ракеты также в вертикальной плоскости. Такую информацию дает свободный гироскоп крена. Интерпретировать идею свободного гироскопа применительно к движению телеуправляемой ракеты можно следующим образом.
Независимо от углового положения ракеты плоскость, определяемая осью ротора и осью вращения наружного кольца гироскопа, всегда вертикальна. На рис. 4.3 представлена схема систем коордипат, используемых для стабилизации телеуправляемой ракеты: х„у -„— система координат луча РЛС, Ось х„направляется вдоль луча, ось ул — вверх в вертикальной плоскости, ось лл до- ная Рис.
4.3. Системы координат, используемые при стабилизации телеуправляемой ракеты: хаулал — система координат луча РЛС; хгуг-г— система координат гироскопа; Ь -- промах ~полнолинейное отклонение ракеты от центральной оси луча х„); 61 и Ь2 — — проекции промаха Ь на наклонную х,д, и вертикальную х„у,, плоскости; Р— ЛА; Ц вЂ” — цель; Н вЂ” собственный кинетический момент гироскопа полняет систему до правой прямоугольной системы координат, Плоскость х,р, называется вертикальной, а плоскость х,~„ наклонной; Ь вЂ” промах, т. е. линейное отклонение ракеты от центральной оси луча х,; Ь~ и Ь2 — проекции промаха Ь на наклонпую х„~, и вертикальную х,р, плоскости.
Эти проекции измеряются РЛС и подаются на соответствующие рули стабилизированной по курсу ракеты: х,у„х, — система координат гироскопа, ось х„направляется вдоль оси наружного кольца (по продольной оси ракеты), ось ~,,— вправо по оси вращения кожуха гироскопа относительно наружного кольца, ось у,. дополняет систему до правой. При параллельности продольной оси ракеты х централыюй оси луча х„система гироскопа х,у„г,., а следовательно, и система худ стабилизированной по крену ракеты воспроизводят на борту ракеты систему лучах К,г„.
Проекции Ьп Ь~ на наклонную х „и вертикальную х,у, плоскости линейного отклонения Ь ракеты от центральной осн х„луча измеряются РЛС и подаются на соответствующие рули стабилизированной по крену ракеты (рис. 4.4). Роль злеронов могут выполнять рули высоты 1 и 1'. Фактически измерение проекции линейного отклонения Ь осуществляется в системе координат.
связанной с антенной РЛС. Антенна устанавливается в двухстепенном кардаповом подвесе и при повороте колец подвеса получает некоторый поворот вокруг своей оси симметрии х„, называемый углом скручивания (см. рис. 4.3). Следовательно, антенная система повернута вокруг оси х, относительно системы координат луча х у„х„на угол скручивания, так что проекции Ьь Ь: на плоскости системы луча, отождествляемые с проекциями на соответственные плоскости системы антенны, измеряются с некоторыми ошибками (см.
рис. 4.3). Ракеты, управляемые не с помощью радиолокационного луча, а передаваемыми на борт ракеты с пункта наведения командами, также должны быть снабжены свободным гироскопом крена, Если ракета стабилизирована по крену, то для изменения направления движения ракеты в вертикальной плоскости человек-оператор„ находящийся в пункте наведения, посылает на борт команду, отклоняющую рули высоты ракеты. Величину и знак команды Рис. 4.4. Блок-схема системы стабилизации: Ь вЂ” промах; т — угол крена; и„сигнал с датчика крена; о — угловаа скорость по тангажу; ДУС датчик угловых скоростеи; ДЛУ датчик линейных ускорений; 1, 1' -рули управления оператор определяет, наблюдая за рассогласованием между ракетой и целью, Такой способ управления применяется, например, при наведении по методу трех точек, когда рассогласование между ракетой и целью определяется оператором визуально 1противотапковые управляемые ракеты).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
