Проектирование системы самонаведения ракеты

                                                  Содержание: 

Введение___________________________________________________________4

Постановка задачи___________________________________________________7

1. Структурная схема системы самонаведения_________________________9
2. Наведение ракеты на цель с использованием прямого метода наведения ___________________________________________________________10
3. Кинематические уравнения для прямого метода наведения ___________12
4. Координатор с механическим смещением равносигнального направления ___________________________________________________________15
5. Устройство формирования команд _______________________________16
6. Ракета, как объект управления ___________________________________17

6.1 Автопилот ракеты________________________________________18

6.2 Функциональная и структурная схема ССН___________________20

7. Вычисление кинематической (опорной) траектории движения ракеты_22
8. Переход к матричным операторам________________________________25
1. Метод сеточно-матричных операторов ______________________26
9. Синтез корректирующих устройств в системах самонаведения_______32

Заключение _______________________________________________________36

Список используемой литературы ____________________________________37

Приложение_______________________________________________________38

 

Введение 

       Система самонаведения обеспечивает требуемое  движение перехватчика по сигналам, поступающим  на перехватчик от цели. Перехватчиками могут быть самолеты, ракеты и другие летательные аппараты. Сигналы, поступающие от цели на перехватчик, используются при формировании управляющих воздействий.

       Системы наведения ракет являются автоматическими  и характеризуются чаще всего  структурной схемой, представленной на рис. 1. Координаты относительно перемещения ракеты и цели, а также их производные по времени являются теми входными воздействиями, которые измеряются радиолокационными или оптико-электронными устройствами, входящими в состав информационно-вычислительной подсистемы. Такие устройства в системах самонаведения ракет часто называются координаторами или головками самонаведения (ГСН). 

Рис. 1 Функциональная схема системы самонаведения 

       Помимо  ГСН, в состав информационно-вычислительной подсистемы входят датчики информации о параметрах собственного движения ракеты. Вычислительное устройство информационно-вычислительной подсистемы формирует сигналы, которые используются управляющим устройством для изменения траектории ракеты. В реальных условиях датчики информации о параметрах собственного движения ракеты и вычислительное устройство могут объединяться с управляющим устройством, образуя так называемую управляющую систему (УС). 

       Под контуром самонаведения понимают совокупность динамических звеньев, объединяющую кинематическое звено и собственно систему самонаведения, которая в общем случае содержит информационно-вычислительную подсистему, управляющее устройство и динамику перехватчика. Кинематическое звено – это математическая модель, которая отображает связи параметров относительного движения цели и перехватчика с параметрами собственных перемещений этих объектов в пространстве, т.е. оно характеризует параметры движения линии визирования.

       Процессы, протекающие в контурах самонаведения, характеризуются системой дифференциальных уравнений. Их можно разделить на группы, каждая из которых определяет математическую модель управляемого объекта, кинематического звена, информационно-вычислительной подсистемы, управляющего устройства (устройства формирования команд – УФК). Знание математических моделей системы самонаведения позволяет проводить анализ их устойчивости и точности, а также синтезировать информационно-вычислительные подсистемы и законы функционирования управляющих устройств (УФК).

       В общем случае пространственное движение ракеты как объекта управления характеризуется сложной системой нелинейных дифференциальных уравнений с переменными коэффициентами. Такая сложная система уравнений применяется для исследования контуров самонаведения при широком использовании вычислительных машин и для определения возможностей по реализации более простых моделей. Последнее связано с тем, что простые модели дают наглядное, хотя и грубое представление о динамических свойствах перехватчика, знание которых важно при аналитических исследованиях.

       Координаторы  систем управления ракетами представляют собой устройства, измеряющие параметр рассогласования, вид которого определяется в значительной мере типом системы управления и используемым методом наведения ракеты. Поэтому необходимо, прежде всего, получить уравнения рассогласования для различных типов систем управления и различных методов наведения.

       В процессе наведения ракеты, составляющие параметра рассогласования, подлежащие измерению, непрерывно изменяют свою величину, что обусловлено взаимным перемещением ракеты и цели, а в ряде случаев и перемещением пункта управления. Постановка требований к динамическим свойствам координатора как звена системы автоматического регулирования и расчет его динамических погрешностей возможны лишь тогда, когда известен закон изменения измеряемых величин. Характер изменения величин, входящих в параметр рассогласования, при заданном методе наведения определяется в значительной степени кинематическими уравнениями, связывающими взаимные перемещения ракеты, цели и пункта управления, если такой имеется в исследуемой системе наведения.

       Помимо  управляющих сигналов координатор  подвергается воздействию различного рода возмущений, наличие которых  также скажется на точности определения параметра рассогласования. Применительно к радиотехническим координаторам такими возмущениями являются: собственные шумы приемных устройств координатора, флюктуации отраженного от цели сигнала, искусственно созданные радиопомехи и т.д.

       Уравнение рассогласования устанавливает  зависимость параметра рассогласования от параметров, характеризующих взаимное перемещение ракеты, цели и пункта управления. В общем виде оно может быть записано так:

,

где — параметр рассогласования; — параметры, характеризующие взаимное перемещение ракеты, цели и пункта управления.

 

Постановка  задачи 

       Движения  ракеты происходит в вертикальной плоскости (без учета вариации скорости и возмущающих воздействий).

       Необходимо синтезировать управляющее устройство – устройства формирования команд (УФК). Тип УФК задается преподавателем (стационарное или нестационарное управляющее устройство).

       Критерий  оптимальности – максимальная близость реального выходного сигнала  системы – угла наклона траектории ракеты и эталонного угла наклона траектории, получаемого из вычисления кинематической (опорной) траектории движения ракеты на временном интервале по норме пространства , т.е. 

Для выполнения задания  необходимо:

  1. Построить  структурную схему системы самонаведения  в соответствии с номером варианта. Наличие нелинейных элементов,  их местоположение в системе самонаведения определяет преподаватель.

  2. Построить  математическую модель системы  самонаведения в форме скалярного линейного дифференциального уравнения с переменными коэффициентами методом уравнивающих операторов и в нормальной форме Коши.

  3. Вычислить  кинематическую (опорную) траекторию  движения ракеты для соответствующего метода наведения.

  4. Выполнить  минимизацию критерия оптимальности, используя аппарат нелинейного программирования и определить параметры управляющего устройства.

  5. Провести  исследование синтезированной системы  управления самонаводящейся ракеты.

  6. Сделать  соответствующие выводы и заключения.

Примечание. Синтез выполняется на интервале времени с. 

Варианты  методов наведения ракеты на цель

 

Варианты  используемых головок самонаведения

 

Варианты  методов вычисления угла наклона 

траектории  самонаводящейся ракеты

 

    Варианты  используемых квадратурных формул

 

Данные  о характере движения ракеты и  цели

 
 
 
 
 
 

1.   Структурная схема системы самонаведения

Рис. 2 Структурная схема системы самонаведения

       На  структурной схеме приняты следующие обозначения:

- передаточная функция преобразовательно-усилительного  устройсва;   - передаточная функция исполнительного устройства;  

- передаточная функция чувствительного элемента по углу атаки ;   - передаточная функция чувствительного элемента по углу тангажа ;  - передаточная функция ракеты.

- передаточная функция координатора

   

 

2. Наведение ракеты на цель с использованием прямого метода наведения

Прямой метод  наведения требует, чтобы в течение  всего времени полета ракеты ее продольная ось совпадала с линией ракета – цель. Следовательно, при прямом методе наведения связь накладывается на положение продольной оси ракеты.

В соответствии с определением метода наведения  уравнение рассогласования запишется в виде

 

Используя связь углов , и , можно записать уравнение рассогласования в виде

. 

Рис. 3 Прямой метод наведения

 Параметр рассогласования может быть определен либо путем непосредственного измерения угла , либо путем раздельного измерения углов и с последующим вычитанием результатов измерения.